專利名稱：具有絕熱空氣罩的氣體渦輪機燃料噴射器的制作方法
具有綿熱空氣罩的氣體渦輪機燃料噴射器
技術領城
本發(fā)明一般涉及一種用于氣體渦輪發(fā)動機(燃氣輪機發(fā)動機)的燃料
噴射器，更具體地，涉.及一種具有絕熱(隔離，insulating)空氣軍(管套， shroud)的氣體渦輪機燃料噴射器。
背景技術：
氣體渦發(fā)動機通過從由燃料在壓縮空氣流中燃燒產生的熱空氣流中 獲取能量來產生動力。通常，渦輪發(fā)動機具有聯(lián)接至下游渦輪的上游空氣 壓縮機，渦輪和空氣壓縮機之間具有燃燒室。當壓縮空氣和燃料的混合物 在燃燒室中被點燃時釋放出能量。得到的熱氣體被引導越過渦輪的葉片， 使渦輪旋轉，從而產生機械動力。在典型的渦輪發(fā)動機中， 一個或多個燃 料噴射器將某種類型的液態(tài)或氣態(tài)碳氫化合物燃料(如柴油燃料或天然氣) 導入燃燒室進行燃燒。燃料噴射器的某些實施例:沒計成用于將液態(tài)和氣態(tài) 燃料都導入燃燒室。在這些實施例中，渦輪發(fā)動機可以用一種燃料作為主 要燃料、而在主要燃料不可用期間用其它燃料工作。例如， 一些氣體渦輪 發(fā)動機可用天然氣燃料正常工作。在這些渦輪發(fā)動機中，可在天然氣不可 用期間使用柴油燃料。在燃料噴射器中，燃料與壓縮空氣(來自空氣壓縮 機)混合，并被輸送至燃燒室進行燃燒。溫度可能超過800T U26.7。C) 的該壓縮空氣可圍繞燃料噴射器的部分，并可為燃料噴射器創(chuàng)造熱的周圍 環(huán)境。燃料在燃燒室內的燃燒產生超過2000下(1093.3。C)的熱氣體，該 熱氣體可加熱周圍表面。由于燃燒而釋放的熱量也可加熱可聯(lián)接至燃燒室 的燃料噴射器。
燃料噴射器包括用于將燃料引導至燃料噴射器并將燃料輸送至燃燒室的燃料管路和燃料通道。在構造成將液態(tài)和氣態(tài)燃料兩者輸送至燃燒室的 燃料噴射器中，分開的燃料管路可將液態(tài)和氣態(tài)燃料輸送至燃料噴射器。 當渦輪發(fā)動機用氣態(tài)燃料工作時，液態(tài)燃料可保留在燃料管路和通道中。 在一些實施例中，液態(tài)燃料可從液態(tài)燃料管路和通道中被清除(排通，
purge)。然而，即使在這些實施例中，液態(tài)燃料可作為覆層存在于這些排 通的管路和通道中。由于燃料噴射器的工作狀況，液態(tài)燃料管路和通道中 的液態(tài)燃料可能承^1約500下-800下(260。C-426.7。C )的周圍溫度和 1000°F-2000°F (537.8°C-1093.3°C )的噴射器表面溫度。該高溫可能導致 液態(tài)燃料在管路和通道中的焦化。隨著時間的流逝，焦炭可能沉積在管路 和通道上并導致流動受限和不能工作的情形。
在2006年10月10授予Kaplan等的美國專利7，117，675( '675專利) 描述了一種用于氣體渦輪機液態(tài)燃料部件以防止焦化的冷卻系統(tǒng)。在'675 專利的系統(tǒng)中， 一套筒圍繞液態(tài)燃料部件并使用 一裝置來提供從液態(tài)燃料 部件和套筒之間的空間穿過的冷空氣流。在'675專利的冷卻系統(tǒng)中，圍 繞液態(tài)燃料部件的套筒包括多個用于使套筒圍繞液態(tài)燃料部件居中定心的 間隔件，以在套筒和液態(tài)燃料部件之間形成供冷空氣流流動的環(huán)形空間。 利用連接在冷空氣裝置和套筒之間的管道將用于冷卻液態(tài)燃料部件的冷空 氣流導引至環(huán)形空間。盡管'675專利的冷卻系統(tǒng)可防止液態(tài)燃料在液態(tài) 燃料部件內的焦化，但其可能具有一些缺陷。例如，利用冷空氣裝置圍繞 液態(tài)燃料部件吹冷空氣會增加渦輪發(fā)動機工作的復雜性和費用。另外，當 空間受限時，使用單個套筒提供圍繞各液態(tài)燃料部件的環(huán)形空間可能使設 計更復雜。
發(fā)明內容
一方面，公開了一種用于氣體渦輪發(fā)動機的燃料噴射器。燃料噴射器 包括從第一端部沿著縱向軸線延伸至第二端部的噴射器殼體。殼體的第二 端部流體連通地聯(lián)接至渦輪發(fā)動機的燃燒室，并且殼體包括圍繞縱向軸線 環(huán)形地設置的液態(tài)燃料通道。燃料噴射器也包括從殼體的第一端部縱向延伸至第三端部的干路(stem)。干路包括配置成向燃料噴射器輸送液態(tài)燃 料的液體管。燃料噴射器還包括從第一端部沿著縱向軸線延伸至第三端部 并圍繞千路周向設置的環(huán)形殼套。燃料噴射器還包括形成在殼套內的絕熱 空氣罩?？諝庹职ㄎ挥跉ぬ缀透陕分g的空氣層。
另一方面，公開了一種用于操作氣體渦輪發(fā)動機的方法。該方法包括 經由與渦輪發(fā)動機的燃燒室聯(lián)接的燃料噴射器的一個或多個液態(tài)燃料輸送 部件向燃燒室輸送液態(tài)燃料，以及在燃燒室內燃燒液態(tài)燃料。該方法還包 括圍繞液態(tài)燃料輸送部件中的一個或多個設置絕熱空氣罩，并且響應于燃 燒而在絕熱空氣罩內產生凝渦空氣流。漩渦空氣流將被加熱的空氣從絕熱 空氣罩排出并將較冷的空氣吸入絕熱空氣罩中。該方法還包括通過產生漩 渦空氣流而將一個或多個液態(tài)燃料輸送部件的溫度維持在一閾值溫度之 下。
又一方面，公開了 一種將燃料噴射器組裝到氣體渦輪發(fā)動機中的方法。 該方法包括將噴射器4體的第二端部流體連通地聯(lián)接至渦輪發(fā)動機的燃燒 室。殼體從第一端部沿著縱向軸線延伸至第二端部，并且殼體包括從第一 端部縱向延伸至第三端部的千路。該干路包括配置成向燃料噴射器輸送液 態(tài)燃料的液體管。該方法還包括在第一端部處將環(huán)形殼套聯(lián)接至殼體。該 殼套從第一端部沿著縱向軸線延伸至第三端部并圍繞干路周向設置以形成 殼套內的絕熱空氣罩。該空氣罩包括殼套和干路之間的空氣層。該方法還 包括在第三端部處將環(huán)形殼套聯(lián)接至渦輪發(fā)動機的外殼體，以形成殼套以 外區(qū)域內的壓縮空氣空間。殼套防止壓縮空氣空間和空氣罩之間的空氣流。
圖l是所公開的示例性氣體渦輪發(fā)動機系統(tǒng)的圖示； 圖2是圖1中的渦輪發(fā)動機的燃料噴射器的剖視圖； 圖3A和3B分別示出圖2中的燃料噴射器的第一和第二端部的剖禍L 圖；以及 '
圖4是圖2中的燃料噴射器的殼體的一實施例的剖視圖。
具體實施例方式
圖1示出示例性的氣體渦輪發(fā)動機(渦輪發(fā)動機)100的剖開圖。除 其它系統(tǒng)外，渦輪發(fā)動機IOO可具有壓縮機系統(tǒng)IO、燃燒室系統(tǒng)20、渦輪 系統(tǒng)70和排氣系統(tǒng)卯。通常，壓縮機系統(tǒng)IO可將進入的空氣壓縮至高壓， 燃燒室系統(tǒng)20可將壓縮空氣與燃料混合并燃燒該混合物以產生高壓、高速 氣體，而渦輪系統(tǒng)70可從由燃燒室系統(tǒng)20流出的高壓、高速氣體中獲取 能量。
壓縮機系統(tǒng)10可包括能壓縮空氣的任意裝置。在一些實施例中，其可 包括產生連續(xù)的壓縮空氣流的軸流式壓縮機。該軸流式壓縮機可包括協(xié)作 以將空氣壓縮到期望壓力的旋轉和靜止部件。關于縱向軸線88同心設置的 中心軸12可驅動壓縮機系統(tǒng)10的中心筒14。中心筒14可具有多個沿縱 向軸線88成排地附裝在其上的環(huán)形翼片16。這些翼片16可在附裝于壓縮 機系統(tǒng)10的管狀殼體上的類似成排的靜止翼片16之間旋轉。通常，旋轉 的翼片16被稱作"轉子"，而靜止的翼片16被稱作"定子，，。大氣空氣 可進入壓縮機系統(tǒng)IO，并通過這些翼片16。當空氣流過翼片16時，空氣 可被壓縮并且空氣壓力增大。隨著壓力的升高，離開翼片16的壓縮空氣可 具有高的溫度。該高壓、高溫空氣可經由出口 18離開壓縮機系統(tǒng)10。 一 對旋轉和靜止的翼片稱為一級。通常，離開出口 18的空氣的壓力和溫度尤 其可取決于壓縮機系統(tǒng)10的級數(shù)。在一些實施例中，離開壓縮機系統(tǒng)IO 的空氣的壓力和溫度可能分別超過200psi和800下(426.7°C)。
燃燒室系統(tǒng)20可連接至壓縮機系統(tǒng)10的出口 18。燃燒室系統(tǒng)20可 包括圍繞縱向軸線88設置的環(huán)形燃燒室50。在一些實施例中，燃燒室系 統(tǒng)20可包括多個基本上圓筒形的、以圓形陣列模式圍繞縱向軸線88布置 的燃燒室(稱為管式(can-type)燃燒室)。在一些實施例中，燃燒室系 統(tǒng)20可包括環(huán)形和管式燃燒室的混合燃燒室(組合式燃燒室)。盡管在圖 1中示出了環(huán)形燃燒室50，但所公開的、具有絕熱罩的燃料噴射器可應用 于任意類型的燃燒室。壓縮機系統(tǒng)10的出口 18可將壓縮空氣輸送到由圍繞中心軸12的外殼體24形成的殼軍22中。來自殼罩22的壓縮空氣可被 導入一個或多個聯(lián)接至燃燒室50并繞縱向軸線88環(huán)形地定位的燃料噴射 器30中。
圖2示出聯(lián)接至燃燒室50的燃料噴射器30的剖視圖。燃料噴射器30 可定位在殼罩22中，其第一端部45聯(lián)接至燃燒室50而第二端部35聯(lián)接 至外殼體24。來自壓縮機系統(tǒng)10的高壓和高溫的壓縮空氣可在殼軍22中 圍繞燃料噴射器30。在一些情況下，殼罩22中的壓縮空氣的溫度可超過 800T (426.7°C)。該高溫壓縮空氣可加熱燃料噴射器30的外表面。
殼罩22中的壓縮空氣可經由空氣旋流器42導入燃料噴射器30中?？?氣旋流器42可包括多個附裝于燃料噴射器30的殼體30a上的直葉片或彎 曲葉片，以使進入的壓縮空氣產生旋渦?？諝庑髌?2中的葉片的數(shù)量可 根據(jù)應用情況變化。盡管圖2示出的空氣旋流器42是徑向旋流器，但通常 旋流器42可以具有徑向和軸向構型。徑向旋流器是可將來自壓縮機系統(tǒng) 10的壓縮空氣徑向地導向彎曲葉片的空氣旋流器，而軸向旋流器是可將壓 縮空氣軸向地導向彎曲葉片的空氣旋流器。
附裝在殼體30a上的多個液態(tài)燃料噴嘴58可將液態(tài)燃料噴射到來自空 氣旋流器42的空氣渦流中。盡管在圖2中示出的是位于空氣旋流器42上 游的液態(tài)燃料噴嘴58，但在一些實施例中，這些液態(tài)燃料噴嘴58可具有 附裝在空氣旋流器42 i的小管的形狀。燃料噴射器30還可包括氣體口 (未 示出)，以將氣態(tài)燃料輸送至燃燒室50。在一些實施例中，這些氣體口可 包括多個位于空氣旋流器42上的小孔。當渦輪發(fā)動機100使用氣態(tài)燃料工 作時，燃料氣體可經由這些氣體口導入空氣渦流中。利用空氣旋流器42 使進入的空氣旋流到燃料噴射器30中可有助于混合燃料和壓縮空氣以及 將燃料和空氣的預混物輸送至燃燒室50。該預混的燃料-空氣混合物可經由 燃料噴射器30的、可聯(lián)接至燃燒室50的預混筒32被輸送至燃燒室50。
燃料噴射器30還可包括設置在預混筒32的徑向內側的導引組件(pilot assembly) 40。在一些實施例中，導引組件40和預混筒32可沿燃料噴射 器30的第二縱向軸線98對齊。導引組件40可包括配置成將加壓燃料流噴入燃燒室50的部件。在燃料噴射器30的配置成用于將液態(tài)燃料和氣態(tài)燃 料兩者送入燃燒室50的實施例中，導引組件40可配置成將加壓的液態(tài)和 氣態(tài)燃料流噴入燃燒室50中。導引組件40還可包括配置成將加壓空氣流 連同加壓燃料一起輸送到燃燒室50中的部件。此外，還可在導引組件40 內設置渦旋結構特征(未示出)，以使輸送至導引組件40的加壓空氣產生 渦旋。
燃燒室50可包括點火裝置(未示出)，如火焰點火器，以點燃輸送至 燃燒室50的燃料。經由預混筒32輸送的預混的燃料-空氣混合物和經由導 引組件40輸送的加壓的燃料和空氣流可在燃燒室50內點燃以產生燃燒火 焰。 一旦^^點燃，經由燃料噴射器30輸送的連續(xù)的燃料流可維持燃燒火焰。 在某些情況下，燃燒火焰的平均溫度可能超過2000°F (1093.3°C)?；鹧?可加熱燃燒室50的表面和燃料噴射器30的靠近火焰的第一端部45。該熱 量可通過傳熱的標準方式(如傳導、對流和輻射)纟皮傳遞至燃料噴射器30 的較冷區(qū)域。可穿過燃燒室50的多個壁(未示出)之間的空間維持冷卻空 氣流，以使燃燒室表面保持在安全的工作溫度。
燃料噴射器30可包括向燃料噴射器30輸送燃料的燃料供給導管。這 些導管可形成從第二端部35沿著第二縱向軸線98縱向延伸的千路34。干 路34可包括主氣體管48、導引氣體管、主液態(tài)燃料管54和導引液體管44。 可設想，在一些實施例中，干路34可包括比前述導管或多或少的導管。在 一些實施例中，干路34可沿著第二縱向軸線98從第二端部35朝向殼體 30a延伸。主氣體管48可從氣態(tài)燃料歧管(未示出)向包括在燃料噴射器 殼體30a中的主氣體通道52供給氣態(tài)燃料。圍繞第二縱向軸線98環(huán)形設 置的主氣體通道52可將氣態(tài)燃料輸送至預混筒32中的空氣渦流。主氣體 通道52也可將氣態(tài)燃料輸送至導引組件40。在一些實施例中，包括在干 路34中的分開的導引氣體管可向導引組件40供給氣態(tài)燃料。
液態(tài)燃料管54可特液態(tài)燃料從液態(tài)燃料供給裝置(未示出)供給至包 括在殼體30a中的主液體通道56。主液體通道56可包括圍繞第二縱向軸 線98的環(huán)形管道。主液體通道56可流體連通地聯(lián)接至液態(tài)燃料噴嘴58并可將液態(tài)燃料輸送至預混筒32中的空氣渦流，以產生預混的燃料-空氣 混合物。
導引液體管44可將液態(tài)燃料從外燃料噴射器30引導至導引組件40。 導引液體管44可以是從第二端部35沿著第二縱向軸線98延伸至第一端部 45的伸長組件。經由導引液體管44輸送至導引組件40的液態(tài)燃料可經由 聯(lián)接至導引液體管44的第一端部45的噴嘴被噴到燃燒室50中。壓縮空氣 也可經由圍繞導引液體管44的開口在燃料噴霧的旁側被噴射到燃燒室50 中。該液態(tài)燃料和壓縮空氣噴霧可形成經由導引組件40輸送至燃燒室50 的加壓的燃料和空氣流。
從燃燒火焰(燃燒室50中)和壓縮空氣(殼軍22中)傳遞到燃料噴 射器30的較冷區(qū)域的熱量可加熱燃料噴射器30的液態(tài)燃料輸送部件。術 語"液態(tài)燃料輸送部件"通常用于包括燃料噴射器30的構造成向燃燒室 50輸送液態(tài)燃料的任意部件。在一些實施例中，這些液態(tài)燃料輸送部件可 包括液態(tài)燃料管54、主液體通道56、液態(tài)燃料噴嘴58和導引液體管44。 可設想，在一些實施例中，液態(tài)燃料輸送部件可包括附加的液態(tài)燃料輸送 部件，或者少于前面提及的所有液態(tài)燃料輸送部件?？赡芷谕跍u輪發(fā)動 機100工作期間使這些液態(tài)燃料輸送部件中的一些(或所有)的溫度保持 在一閾值溫度之下。通常，該閾值溫度可以是任意的溫度值。在一些實施 例中，閾值溫度可大約為400T (204.4°C)。使液態(tài)燃料輸送部件的溫度 維持在約400T (204.4。C)以下可防止液態(tài)燃料在液態(tài)燃料輸送部件中焦 化。
殼套72可聯(lián)接至燃料噴射器30以形成圍繞液態(tài)燃料輸送部件的絕熱 空氣罩74，來使它們的溫度保持在約400下(204.4。C)以下。殼套72可 從燃料噴射器30的第Jl端部35縱向延伸至第三端部65，靠近空氣旋流器 42。殼套72可在第三端部65處聯(lián)接至殼體30a并在第二端部35處聯(lián)接至 圓盤62。在一些實施例中，殼套72可在第三端部35處釬焊至殼體30a。 然而，也可設想聯(lián)接殼套72和殼體30a的其它方法。圖3A和3B分別示 出燃料噴射器30在第三端部65和第二端部35處的剖面。在下述說明中，將參考圖3A和3B。圓盤62可聯(lián)接至干路34并可包括供干路34穿過的 通路。氣隙76 (在圖3B中示出)可形成在干路34和圓盤62之間。這些 氣隙76可使絕熱空氣罩74與外殼體24外側的大氣連通。
絕熱空氣軍74可包括形成在燃料噴射器30的殼套72和干路34之間 的空間。絕熱空氣罩74可包括一空氣層，該空氣層防護液態(tài)燃料輸送部件 免受燃燒室50的溫度和殼罩22中的壓縮空氣的溫度的影響。絕熱空氣罩 74中的空氣可被從燃燒室50和殼罩22傳遞來的熱量加熱?？拷谌瞬?65的被加熱的空氣可與朝向第二端部35的較冷的空氣相互作用。被加熱 的空氣與較冷空氣的相互作用可在該空間內產生自然漩渦流。這些漩渦流 可允許該空間內的被加熱的空氣經由氣隙76離開。這些漩渦流也可將較冷 的大氣空氣(從外殼體24外側的大氣)經由氣隙76吸入絕熱空氣罩74。 這些旋渦流可使絕熱空氣罩74內的空氣保持得較冷，并將液態(tài)燃料輸送部 件的溫度維持在400下(204.4。C)之下。
圖4示出應用中的示例性殼套72的剖視圖。殼套72可由能承受在渦 輪發(fā)動機100工作期間引起的溫度和應力的任意材料制成。在一些實施例 中，殼套72可由不銹鋼合金例如316L不銹鋼合金制成。殼套72可基本 上包圍絕熱空氣罩74內的所有液態(tài)燃料輸送部件。盡管殼套72的尺寸和 形狀可取決于應用情況，但在一些實施例中，殼套72可具有在約9至10 英寸(22.9至25.4厘米)之間的長度82。殼套72可具有大致為管狀的形 狀，其分別在第二端部35處具有第一直徑84、而在第三端部65處具有第 二直徑86。在第二端部35和第三端部65之間的位置處，殼套72可具有 小于第一直徑84和第二直徑86的第三直徑92。盡管通常這些直徑可取決 于應用情況，但在一些實施例中殼套72可具有在約3.5至4.5英寸(8.9 至11.4厘米)之間的第一直徑84、在約4至5英寸(10.2至12.7厘米) 之間的第二直徑和在約1.5至約2.5英寸(3.8至6.4厘米)之間的第三直 徑。所得到的殼套72的形狀可提供絕熱空氣軍74，在該絕熱空氣罩中可 建立旋渦流以將液態(tài)燃料輸送部件的溫度保持在約400下(204.4。C )之下， 同時減小殼套72的整體尺寸。殼套72可在燃料噴射器30的第二端部35處包括凸緣部分78。該凸 緣部分78可從第二縱向軸線98基本上垂直地延伸出。在一些實施例中， 凸緣部分78可包括環(huán)形地圍繞第二縱向軸線98呈圓形排列的緊固件孔 78A。凸緣部分78可用于將燃料噴射器30聯(lián)接至渦輪發(fā)動機100的外殼 體24(在圖2中示出)。在一些實施例中，穿過凸緣部分78中的緊固件 孔78A的緊固件(未示出)可用于將燃料噴射器30附裝在外殼體24上。 來自燃料噴射器30的結構載荷可主要經由殼套72傳遞至外殼體24。盡管 在這里所述的示例性實施例中，絕熱空氣軍74配置成將液態(tài)燃料輸送部件 的溫度維持在400T (204.4。C)之下，但通常，本^Hf的絕熱空氣軍可配 置成將渦輪發(fā)動機燃料噴射器的任意部件的溫度維持在任意閾值溫度之 下。
工業(yè)適用性
所公開的具有絕熱空氣罩的氣體渦輪機燃料噴射器可應用于希望將燃 料噴射器的所選區(qū)域的溫度維持在期望溫度之下的任意渦輪發(fā)動機。在配 置成向渦輪發(fā)動機輸送液態(tài)燃料的燃料噴射器的實施例中，絕熱空氣軍可
之下，從而防止液態(tài)燃料焦化。現(xiàn)在說明設有具有被維持在約400T (204.4'C )之下的液態(tài)燃料輸送部件的燃料噴射器的氣體渦輪發(fā)動機的工 作。
在渦輪發(fā)動機100工作期間，空氣可被吸入渦輪發(fā)動機100并在壓縮 機系統(tǒng)IO (見圖1)中被壓縮?？諝獾膲嚎s可使壓縮空氣的溫度升高至約 800下(426.7。C)。壓縮空氣可被引導至渦輪發(fā)動機100的殼罩22。殼罩 22中的熱壓縮空氣可加熱位于殼罩22中的燃料噴射器30。來自殼軍22 的壓縮空氣可經由燃料噴射器30被引導至壓縮機系統(tǒng)20的燃燒室50。當 燃料經由燃料噴射器30流入燃燒室50時，其可與壓縮空氣混合。燃料-空氣混合物可在燃燒室50內燃燒，從而產生約2250下(1232.2。C )的溫度。
殼套72可與燃料噴射器30聯(lián)接以使燃料噴射器30的液態(tài)燃料輸送部
12件(圖2中的液態(tài)燃料管54、主液體通道56、液態(tài)燃料噴嘴58和導引液 體管44)與殼罩22中的燃燒熱量和熱壓縮空氣隔離。殼套72可與燃料噴 射器30的殼體30a聯(lián)接以形成圍繞液態(tài)燃料輸送部件的絕熱空氣軍74。 絕熱空氣軍74中的靠近第三端部65的空氣可通過燃燒室內的燃料-空氣混 合物的燃燒被加熱。絕熱空氣軍中的該被加熱的空氣可與第二端部35附近 的較冷的空氣相互作用并在絕熱空氣罩74內建立漩渦流。這些凝渦流可將 熱空氣從絕熱空氣罩74排出并將較冷的空氣吸入絕熱空氣罩74,以將液 態(tài)燃料部件的溫度維持在400下(204.4°C)之下。
形成圍繞燃料噴射器的液態(tài)燃料輸送部件的絕熱空氣軍使得能將這些 部件的溫度維持在400下(204.4。C)之下，并從而防止焦化。盡管很靠近 液態(tài)燃料輸送部件的區(qū)域的溫度可能處于明顯較高的溫度，但絕熱空氣罩 使液態(tài)燃料部件保持較冷。因為液態(tài)燃料輸送部件的冷卻是由于絕熱空氣 罩內的空氣的自然現(xiàn)象而進行的(就是說，沒有外部空氣運動裝置的輔助)， 所以與防止在渦輪發(fā)動機的液態(tài)燃料部件中形成焦炭相關的費用可以較 低。另外，形成絕熱空氣罩的殼套可設計成滿足燃料噴射器30的空間要求。
本領域技術人員顯然清楚，可對所公開的具有絕熱空氣罩的燃料噴射 器作出各種修改和變型。鑒于本說明書和對本文所公開的具有絕熱空氣罩 的燃料噴射器的實踐，其它實施例對于本領域技術人員而言也是顯而易見 的。本說明書和示例應被認為僅僅是示例性的，本發(fā)明的真正范圍由所附 權利要求及其等同物指明。
權利要求
1. 一種用于氣體渦輪發(fā)動機的燃料噴射器，包括從第一端部沿著縱向軸線延伸至第二端部的噴射器殼體，該殼體的第二端部流體連通地聯(lián)接至所述渦輪發(fā)動機的燃燒室，并且該殼體包括圍繞所述縱向軸線環(huán)形設置的液態(tài)燃料通道；從所述殼體的第一端部縱向延伸至第三端部的干路，該干路包括配置成向所述燃料噴射器輸送液態(tài)燃料的液體管；從所述第一端部沿著所述縱向軸線延伸至所述第三端部并圍繞所述干路周向設置的環(huán)形殼套；以及形成在所述殼套內部的絕熱空氣罩，該空氣罩包括所述殼套和干路之間的空氣層。
2. 根據(jù)權利要求l所述的燃料噴射器，其特征在于，還包括在所述 第三端部處聯(lián)接至所述殼套的基本上圓形的盤，在所述干路和所述盤之間 形成有氣隙，其中所述殼套在所述第三端部處包括凸緣，該凸緣關于所述 縱向軸線徑向向外延伸并配置成聯(lián)接至所述渦輪發(fā)動機的外殼體。
3. 根據(jù)權利要求l所述的燃料噴射器，其特征在于，所述殼套配置 成聯(lián)接至所述渦輪發(fā)動機的外殼體，以在所述殼套外部的區(qū)域內形成壓縮 空氣空間，該壓縮空氣空間包括壓縮空氣，并且所述殼套基本上防止該壓 縮空氣空間和所述空氣罩之間的空氣流動。
4. 根據(jù)權利要求3所述的燃料噴射器，其特征在于，所述殼套和干 路之間的氣隙將所述空氣罩流體連通至所述外殼體的與所述壓縮空氣空間 相對的一側。
5. 根據(jù)權利要求l所述的燃料噴射器，其特征在于，所述殼套具有 大致為管狀的形狀，該形狀在所述第三端部處具有第一直徑、在所述第一 端部處具有第二直徑而在所述第一和第三端部之間具有第三直徑，該第三 直徑小于所述第一直徑和第二直徑。
6. 根據(jù)權利要求5所述的燃料噴射器，其特征在于，所述殼套在所述第一和第三端部之間的長度在約9英寸(22.9厘米)至約10英寸(25.4 厘米)之間，所述第一直徑在約3.5英寸(8.9厘米)至4.5英寸(11.4厘 米)之間，所述第二直徑在約4英寸(10.2厘米)至約5英寸(12.7厘米) 之間，而所述第三直徑在約1.5英寸(3.8厘米)至約2.5英寸(6.4厘米)之間。
7. —種用于操作氣體渦輪發(fā)動機的方法經由與所述渦輪發(fā)動機的燃燒室聯(lián)接的燃料噴射器的一個或多個液態(tài) 燃料輸送部件向所述燃燒室輸送液態(tài)燃料； 在所述燃燒室內燃燒所述液態(tài)燃料；圍繞所述液態(tài)燃料輸送部件中的一個或多個設置絕熱空氣軍； 響應于所述燃燒而在所述絕熱空氣罩內產生漩渦空氣流，該旋渦空氣流將凈皮加熱的空氣從所述絕熱空氣罩排出并將較冷的空氣吸入所述絕熱空氣罩中；以及通過產生所述漩渦空氣流而將所述一個或多個液態(tài)燃料輸送部件的溫 度維持在一閾值溫度之下。
8. 根據(jù)權利要求7所述的方法，其特征在于，形成絕熱空氣罩包括 通過將絕熱殼套聯(lián)接直所述燃料噴射器來形成絕熱空氣罩，輸送液態(tài)燃料 包括經由^^至所述燃料噴射器的液態(tài)燃料管向所述燃料噴射器輸送液態(tài) 燃料。
9. 根據(jù)權利要求8所述的方法，其特征在于，排出被加熱的空氣包 括將被加熱的空氣從所述絕熱空氣罩經由形成在所述絕熱殼套和液態(tài)燃料 管之間的一個或多個氣隙排出，吸入較冷的空氣包括將較冷的空氣經由所 述氣隙吸入所述絕熱空氣罩。
10. 根據(jù)權利要求7所述的方法，其特征在于，形成絕熱空氣軍包括 在所述液態(tài)燃料輸送部件中的一個或多個與包含壓縮空氣的殼罩之間形成 絕熱空氣罩，維持溫度包括將所述液態(tài)燃料輸送部件中的至少一個的溫度 維持在約400°F ( 204.4。C )之下。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種具有絕熱空氣罩的氣體渦輪機燃料噴射器。燃料噴射器包括從第一端部沿著縱向軸線延伸至第二端部的噴射器殼體。殼體的第二端部流體連通地聯(lián)接至渦輪發(fā)動機的燃燒室，并且殼體包括圍繞縱向軸線環(huán)形地設置的液態(tài)燃料通道。燃料噴射器也包括從殼體的第一端部縱向延伸至第三端部的干路。干路包括配置成向燃料噴射器輸送液態(tài)燃料的液體管。燃料噴射器還包括從第一端部沿著縱向軸線延伸至第三端部并圍繞干路周向設置的環(huán)形殼套。燃料噴射器還包括形成在殼套內的絕熱空氣罩?？諝庹职ㄎ挥跉ぬ缀透陕分g的空氣層。
文檔編號F01D25/12GK101446211SQ20081017946
公開日2009年6月3日 申請日期2008年11月28日 優(yōu)先權日2007年11月28日
發(fā)明者H·王, J·S·皮珀 申請人:索拉透平公司