CN111503658A - 燃料喷射器热交换器组件 - Google Patents

Abstract

提供一种燃料喷射器热交换器组件，其中燃料喷射器组件包括限定外表面和内表面的本体。本体包括成同心布置的多个壁。该多个壁限定多个通路，其包括由第二通路包绕的第一通路以及包绕第二通路的第三通路。每个通路由该多个壁彼此流体地隔离。第一导管壁限定成从外表面通过本体。第一导管壁限定与第二通路流体连通的第一导管。第一导管壁使第一导管与第三通路流体地隔离。第一导管构造成允许流体从燃料喷射器外侧流入第二通路。

Description

燃料喷射器热交换器组件

技术领域

本主题大体上涉及用于热力发动机的燃料喷射器组件。本主题特别地涉及燃料喷射器组件处的热交换器***。

背景技术

热力发动机(诸如燃气涡轮发动机)大体上包括燃料喷嘴，该燃料喷嘴大体上由于燃烧室中的高操作温度遭受热困扰。燃料喷嘴的下游部分可需要冷却流体来减轻由于燃烧室处的高温的困扰和损坏。虽然冲击孔和冷却回路可设在燃料喷嘴的下游部分处，热困扰的减轻的程度可受冷却流体的温度限制。例如，燃料喷嘴通常由压缩空气(用作来自压缩机的冷却流体)的温度以及对到燃料喷嘴中的燃料的热传递的限制(以便避免燃料焦化)折衷。

因而，需要提供改进的冷却结构的燃烧区段和燃料喷嘴。

发明内容

本发明的方面和优点将在以下描述中部分地阐述，或可从描述中清楚，或可通过实施本发明来学习。

提供一种燃料喷射器热交换器组件，其中燃料喷射器组件包括限定外表面和内表面的本体。本体包括成同心布置的多个壁。该多个壁限定多个通路，其包括由第二通路包绕的第一通路以及包绕第二通路的第三通路。每个通路由该多个壁彼此流体地隔离。第一导管壁限定成从外表面通过本体。第一导管壁限定与第二通路流体连通的第一导管。第一导管壁使第一导管与第三通路流体地隔离。第一导管构造成允许流体从燃料喷射器外侧流入第二通路。

在一个实施例中，燃料喷射器组件包括凸缘，该凸缘构造成联接到外壳。燃料喷射器限定邻近于凸缘的第一端以及沿着本体远离第一端的第二端。第一导管壁限定成在第一端处通过本体。

在各种实施例中，本体还包括第二导管壁，该第二导管壁限定成从外表面通过本体。第二导管壁限定与第二通路流体连通的第二导管。第二导管壁使第一导管与第三通路流体地隔离。第二导管构造成使流体流从第二通路流出到燃料喷射器外侧。在一个实施例中，燃料喷射器组件包括凸缘，该凸缘构造成联接到外壳。燃料喷射器限定邻近于凸缘的第一端以及沿着本体远离第一端的第二端。第二导管壁限定成在第一端处通过本体。第一导管壁限定成在远离第一端处的第一导管壁的第二端处通过本体。

在一个实施例中，燃料喷射器组件还包括从本体延伸的头部。头部限定一个或多个燃料出口，燃料流通过该一个或多个燃料出口流出第一通路和第三通路。头部限定工作流体出口，工作流体流通过该工作流体出口流出第二通路。

在各种实施例中，燃料喷射器组件还包括翅片结构，该翅片结构包括多个翅片，该多个翅片从多个壁中的一个或多个延伸到多个通路中的一个或多个中，其中该多个翅片相对于参考中心线轴线成相邻周向布置。在一个实施例中，翅片结构的多个翅片相对于延伸通过本体的参考中心线轴线成相邻径向布置。在另一个实施例中，多个翅片沿着周向方向和径向方向布置以提供通过多个通路中的一个或多个的螺旋布置。在又一实施例中，翅片结构延伸到第一通路、第三通路或两者中。第一通路和第三通路各自构造成提供通过其中的燃料流。第二通路构造成提供工作流体流，该工作流体流限定通过其中的压缩空气。

本公开内容的另一个方面涉及一种热力发动机，该热力发动机包括限定外部表面和内部表面的外壳。外壳限定其内接收压缩空气流的扩散器腔。燃料喷射器组件联接到外壳的外部表面。

在一个实施例中，第一导管壁限定成在第一端处通过本体。

在另一个实施例中，燃料喷射器的本体还包括第二导管壁，该第二导管壁限定成从外表面通过本体。第二导管壁限定与第二通路流体连通的第二导管。第二导管壁使第一导管与第三通路流体地隔离。第二导管构造成使流体流从第二通路流出到燃料喷射器外侧。

在各种实施例中，第二导管壁限定成在第一端处通过本体。第一导管壁限定成在远离第一端处的第一导管壁的第二端处通过本体。在一个实施例中，第二导管壁限定成在外壳的内部表面的径向外部在第一端处通过本体。在另一个实施例中，第二导管壁限定成在外壳的外部表面的径向外部在第一端处通过本体。

在一个实施例中，燃料喷射器组件的多个壁包括：第一壁，该第一壁与本体的内表面间隔开且在其内部延伸，其中第一通路限定在第一壁内；以及第二壁，该第二壁在本体的内表面的内部和第一壁的外部延伸。第二壁与本体的内表面和第一壁中的每个间隔开。第二通路限定在第一壁与第二壁之间。第三通路限定在本体的内表面与第二壁之间。第一导管壁从外表面延伸通过本体且联接到第二壁。

在一个实施例中，热力发动机还包括燃料***，该燃料***构造成向燃料喷射器组件的第一通路和第三通路提供一个或多个脱氧燃料流。第二通路构造成经由第一导管从扩散器腔接收压缩空气流。燃料喷射器组件构造成使压缩空气流经由第二导管流出。一个或多个燃料流和压缩空气在燃料喷射器组件的本体内热连通。

在各种实施例中，热力发动机还包括翅片结构，该翅片结构包括多个翅片，该多个翅片从多个壁中的一个或多个延伸到多个通路中的一个或多个中。多个翅片相对于参考中心线轴线成相邻周向布置。在一个实施例中，翅片结构的多个翅片相对于延伸通过本体的参考中心线轴线成相邻径向布置。在另一个实施例中，多个翅片沿着周向方向和径向方向布置以提供通过多个通路中的一个或多个的螺旋布置。

参照以下描述和所附权利要求书，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解。结合在该说明书中且构成该说明书的一部分的附图示出本发明的实施例，且连同描述一起用来解释本发明的原理。

附图说明

针对本领域普通技术人员的包括其最佳模式的本发明的完整且开放(enabling)的公开内容在参照附图的说明书中阐述，在附图中：

图1是根据本公开内容的方面的包括燃烧区段和燃料喷射器组件的示例性热力发动机的示意性截面图；

图2是根据本公开内容的方面的图1的热力发动机的示例性燃烧区段和燃料喷射器组件的截面图；

图3是图2的燃烧区段的燃料喷射器组件的示例性实施例的剖视(cutaway)截面图；

图4是图3的燃料喷射器组件在面4-4处的示例性截面图；

图5是图2的燃烧区段的燃料喷射器组件的另一个示例性实施例的剖视截面图；

图6是图5的燃料喷射器组件在面6-6处的示例性截面图；

图7是图5的燃料喷射器组件在面6-6处的另一个示例性截面图；

图8是图2的燃烧区段的燃料喷射器组件的另一个示例性实施例的剖视截面图；

图9是图8的燃料喷射器组件在面9-9处的示例性截面图；

图10是图8的燃料喷射器组件在面10-10处的示例性截面图；以及

图11是图2的燃烧区段的燃料喷射器组件的另一个示例性实施例的剖视截面图；

本说明书和图中的参考符号的重复使用意在表示本发明的相同或类似的特征或元件。

具体实施方式

现在将详细地参照本发明的实施例，其一个或多个示例在图中示出。每个示例提供作为本发明的解释，不是本发明的限制。实际上，对本领域技术人员将显而易见的是，在不脱离本发明的范围或精神的情况下，可在本发明中作出各种修改和变型。例如，示出或描述为一个实施例的部分的特征可供另一个实施例使用以产生更进一步的实施例。因此，意图的是，本发明覆盖如落入所附权利要求书和其等同物的范围内的此类修改和变型。

如本文中使用的，用语“第一”、“第二”和“第三”可互换地使用以将一个构件与另一个区分开，且不意在表示各个构件的位置或重要性。

用语“上游”和“下游”是指相对于流体通路中的流体流的相对方向。例如，“上游”是指流体流自的方向，且“下游”是指流体流向的方向。

本文中陈述的近似可包括基于如本领域中使用的一个或多个(one more)测量装置的裕度，诸如但不限于，测量装置或传感器的满量程测量范围的百分比。备选地，本文中陈述的近似可包括比上限值大上限值的10%或比下限值小下限值的10%的裕度。

提供燃料喷射器热交换器组件和燃烧区段的实施例，其可向燃料喷射器组件和燃烧区段提供改进的冷却。本文中提供的实施例大体上包括本体，该本体限定外表面和内表面且包括限定多个通路的成同心布置的多个壁。多个通路提供工作流体(诸如来自压缩机区段的压缩空气)到包绕通路(工作流体流过该通路)的成对或更多的燃料之间的热连通(例如，热传递)。因为来自压缩机区段的压缩空气相对于进入燃料喷射器组件的燃料流大体上为明显更高的温度，燃料从工作流体去除热能。工作流体可提供到燃料喷射器组件的头部部分或者燃烧区段或发动机的其它部分。冷却的工作流体可提供到燃烧室处热邻近于燃烧气体的下游部分(诸如后隔热罩)，从而通过减小燃料喷射器组件处的热梯度来改进燃料喷射器组件的耐久性。在各种实施例中，进入燃料喷射器组件的燃料在燃料***处脱氧，以便减轻在燃料喷射器组件处损坏的风险，该风险可与从工作流体接收的增加的热能相关联(例如，焦化)。

现在参照图，图1为如可结合本公开内容的各种实施例的示例性热力发动机10(本文中被称为“发动机10”)的示意性部分截面侧视图。虽然下文参照涡轮风扇发动机来进一步描述，本公开内容大体上也适用于热力发动机、推进***和涡轮机械，其包括涡轮风扇、涡轮喷气、涡轮螺旋桨、涡轮轴和螺旋桨风扇燃气涡轮发动机，船舶和工业涡轮发动机，以及辅助功率单元。如图1中示出的，发动机10具有纵向或轴向中心线轴线12，该中心线轴线12出于参考目的延伸通过其中，且大体上沿着轴向方向A。参考径向方向R进一步提供成从轴向中心线轴线12延伸。发动机10进一步限定上游端99以及沿着轴向方向A与上游端99大体上相反的下游98。大体上，发动机10可包括风扇组件14以及设置在风扇组件14的下游的核心发动机16。

核心发动机16大体上可包括限定环形入口20的基本上管状的外壳18。外壳18包围或至少部分地形成(成串流关系)：压缩机区段，该压缩机区段具有增压器或低压(LP)压缩机22、高压(HP)压缩机24；燃烧区段26；涡轮区段，该涡轮区段包括高压(HP)涡轮28、低压(LP)涡轮30；以及喷气排出喷嘴区段32。高压(HP)转子轴34将HP涡轮28传动地连接到HP压缩机24。低压(LP)转子轴36将LP涡轮30传动地连接到LP压缩机22。LP转子轴36也可连接到风扇组件14的风扇轴38。在特定实施例中，如图1中示出的，LP转子轴36可通过减速齿轮40(诸如，成间接传动或齿轮传动的构造)连接到风扇轴38。在其它实施例中，发动机10还可包括中压(IP)压缩机和涡轮(其可与中压轴旋转)。

如图1中示出的，风扇组件14包括多个风扇叶片42，该多个风扇叶片42联接到风扇轴38且从风扇轴38径向向外延伸。环形风扇壳或机舱44周向包绕风扇组件14和/或核心发动机16的至少一部分。在一个实施例中，机舱44可相对于核心发动机16由多个周向间隔的出口引导静叶或支柱46支承。而且，机舱44的至少一部分可在核心发动机16的外部部分上延伸，以便限定它们之间的旁通空气流通路48。

图2为如图1中示出的核心发动机16的示例性燃烧区段26的截面侧视图。如图2中示出的，燃烧区段26大体上可包括环型燃烧器50，环型燃烧器50具有环形内衬套52、环形外衬套54以及分别(respectfully)在内衬套52和外衬套54的上游端58、60之间径向延伸的圆顶(dome)壁56。在燃烧区段26的其它实施例中，燃烧组件50可为多环形燃烧器，诸如筒或筒环型。如图2中示出的，内衬套52相对于轴向中心线12(图1)与外衬套54径向间隔，且限定它们之间大体上环形的燃烧室62。然而，应了解的是，衬套52、54、旋流器(未示出)或其它构件可从轴向中心线12设置，以便限定多环形燃烧器构造。

如图2中示出的，内衬套52和外衬套54可包围在外壳64内。外流动通路66可限定在内衬套52、外衬套54或两者周围。内衬套52和外衬套54可从圆顶壁56朝涡轮喷嘴或入口68延伸到HP涡轮28(图1)，因此至少部分地限定燃烧器组件50与HP涡轮28之间的热气体路径。

燃料***300向一个或多个燃料喷射器组件70提供一个或多个燃料流171、172，该一个或多个燃料喷射器组件70联接到外壳64的外部表面69且延伸通过其中。燃料***300大体上可限定向每个燃料喷射器组件70提供基本上或完全脱氧的燃料流171、172的脱氧燃料***。燃料可包括液态和/或气态燃料流。在各种实施例中，燃料流171、172独立地计量或控制，以便提供彼此不同或与燃料喷射器组件70中的一个或多个不同的流率、压力、温度或燃料类型。

燃料喷射器组件70可至少部分地延伸通过圆顶壁56，且向燃烧室62提供燃料-空气混合物。燃料喷射器组件70包括本体110，本体110从外壳64且径向向内延伸到燃烧区段26中。燃料喷射器组件70还可包括头部113，头部113至少部分地通过圆顶壁56延伸到燃烧室62。

燃料喷射器组件70的第一端101限定在联接到外壳64的燃料喷射器组件70的凸缘150处或邻近于该凸缘150。凸缘150大体上从燃料喷射器组件70的本体110的一部分的外壁125延伸。在各种实施例中，外壁125可限定隔热罩，该隔热罩大体上保护燃料喷射器组件70的燃料输送本体110免于热暴露。燃料喷射器组件70进一步限定沿着燃料喷射器组件70的本体110或头部113远离第一端101的第二端102。第二端102大体上可对应于燃料喷射器组件70相对于燃料流171、172在外壳64的更下游的一部分，燃料流171、172通过其中提供到燃料喷射器组件70。例如，第二端102可对应于本体110的径向内部部分，头部113从该径向内部部分朝燃烧室62延伸。作为另一个示例，第二端102可对应于燃料喷射器组件70的一个或多个燃料出口114，燃料流171、172通过该一个或多个燃料出口114提供到燃烧室62。

在发动机10的操作期间，如图1和图2中共同示出的，如由箭头74示意性指示的空气体积通过风扇组件14和/或机舱44的相关联入口76进入发动机10。在空气74横穿风扇叶片42时，如由箭头78示意性指示的空气的一部分被引导或传送到旁通空气流通路48中，而如由箭头80示意性指示的空气的另一个部分被引导或传送到LP压缩机22中。空气80在它朝燃烧区段26流过LP压缩机22和HP压缩机24时被逐渐压缩。如图2中示出的，如由箭头82示意性指示的现在压缩的空气流经压缩机出口引导静叶(CEGV)67且通过预扩散器65流入燃烧区段26的扩散器腔或头端部分84。

预扩散器65和CEGV 67调节到燃料喷射器组件70的压缩空气82流。压缩空气82加压扩散器腔84。压缩空气82进入燃料喷射器组件70，以与液态和/或气态燃料混合。

仍共同参照图1和图2，在燃烧室62中生成的燃烧气体86从燃烧器组件50流入HP涡轮28，因此引起HP转子轴34旋转，从而支持HP压缩机24的操作。如图1中示出的，燃烧气体86然后传送通过LP涡轮30，因此引起LP转子轴36旋转，从而支持LP压缩机22的操作和/或风扇轴38的旋转。燃烧气体86然后通过核心发动机16的喷气排出喷嘴区段32排出以提供推进推力。

现在参照图3，提供根据本公开内容的方面的燃料喷射器组件70的示例性实施例的剖视图。另外参照图4，进一步提供燃料喷射器组件70在图3中的面4-4处的截面图。参照图3-4，燃料喷射器组件70的本体110限定外封壳124。在各种实施例中，本体110的外封壳124在限定隔热罩的外壁125的内部。内壁123与外封壳124基本上同向地延伸通过本体110。第一参考中心线轴线13限定成通过燃料喷射器组件70。第一参考中心线轴线13大体上对应于发动机10的径向方向R。多个壁120延伸通过本体110。在各种实施例中，多个壁120各自相对于第一参考中心线轴线13大体上成同心布置。多个壁120限定本体110的内壁123与壁120之间的多个流体分离的通路。

多个壁120包括第一壁121，第一壁121相对于第一中心线轴线13与本体110的内壁123间隔开且在其内部延伸。第一通路126限定在第一壁121内。第二壁122相对于第一中心线轴线13在本体110的内壁123的内部和第一壁121的外部延伸。第二壁122与本体110的内壁123和第一壁121间隔开。第二通路127限定在第一壁121与第二壁122之间。第三通路128限定在本体110的内壁123与第二壁122之间。每个通路126、127、128经由它们之间的多个壁120(例如，第一壁121和第二壁122)中的每个彼此流体地隔离。

在各种实施例中，第四通路129限定在内壁123与外封壳124之间。第四通路129大体上限定气体(诸如空气或大体上氧化剂或惰性气体)包绕本体110内的通路126、127、128所处的体积。在另一实施例中，第五通路130限定在外封壳124与外壁125之间，以便限定气体(诸如空气或大体上氧化剂)包绕本体110内的通路126、127、128和第四通路129(其包绕本体100)所处的另一个体积。

燃料喷射器组件70还包括第一导管壁131，第一导管壁131限定成从外壁125、外封壳124或两者通过本体110且联接到第二壁122。第一导管壁131限定其内与第二通路127流体连通的第一导管136。

在发动机10的操作期间，经由箭头171示意性描绘的，第一燃料流提供到燃料喷射器组件70的第一通路126。经由箭头172示意性描绘的，第二燃料流提供到燃料喷射器组件70的第三通路128。第一燃料流171和第二燃料流172可各自限定不同的压力、流率、温度或燃料类型(例如，液态或气态燃料或者其组合)中的一种或多种。应了解的是，第一通路126和第三通路128可各自限定不同的几何形状(例如，不同的截面面积或体积)，以便允许第一燃料流171相对于第二燃料流172的不同压力、流率、温度等。

经由箭头182示意性描绘的，工作流体流经由第一导管136提供到第二通路127，第一导管136从第一开口138延伸通过本体110的外壁125。在各种实施例中，工作流体是来自压缩机22、24(图1)的压缩空气82的一部分。提供到第二通路127的工作流体182在第一通路126与第三通路128之间热连通，以便限定作为热交换器的本体110内的多个通路126、127、128。

参照图1-3，在一个实施例中，工作流体182(其限定离开压缩机22、24进入燃烧区段26的压缩空气82的一部分)在它通过第一导管136进入第二通路127时可为约480摄氏度或更高。然而，应了解的是，工作流体182可至少基于压缩机22、24和发动机10的操作状况(例如，部分负载或满负载状况、转子速度、环境空气压力或温度等)限定更高或更低的温度。大体上，工作流体182可限定高于进入燃料喷射器组件70的燃料流171、172的温度。

参照图3，在一个实施例中，燃料喷射器组件70包括第一导管壁131和第一导管136，其限定在燃料喷射器组件70的第一端101处。工作流体182进入第二通路127，且分别通过第一通路126和第三通路128与第一燃料流171和第二燃料流172基本上同向地流动。燃料流171、172各自在燃料喷射器组件70的头部113处通过一个或多个燃料出口114流出。

在各种实施例中，工作流体出口115限定成通过燃料喷射器组件70，工作流体182流通过工作流体出口115从燃料喷射器组件70流出。在一个实施例中，诸如关于图3所描绘的，工作流体出口115邻近于燃料出口114。在示例性实施例中，工作流体出口115邻近于燃料出口114，以便使工作流体182能够流过本体110或(另外)头部113，与燃料流171、172热连通。工作流体182与燃料流171、172之间的热连通提供用于从工作流体182到燃料流171、172中的一个或多个的热传递。在燃料喷射器组件70的第一端101处的第一导管壁131以及在燃料喷射器组件70的远侧第二端102处(例如，在头部113处)的工作流体出口115的布置将工作流体182作为冷却流体提供到头部113。

在一个特定实施例中，工作流体出口115设置在头部113的一部分处，该部分设置在燃烧室62(图2)处，或最邻近于从燃烧气体86(图2)释放的热量。由燃料流171、172(其包绕燃料喷射器组件70内的工作流体182)冷却的工作流体182向头部113(或更特别地，头部113处的第二端102)提供热衰减。此类热衰减改进燃料喷射器组件70的耐久性，诸如通过减小燃料喷射器组件70处与燃烧室62(图2)处释放的热量相关联的热梯度。

应了解的是，在各种实施例中，工作流体出口115可进一步限定燃料-空气混合出口，以便提供头部113处燃料流171、172中的一个或多个与工作流体182之间的流体连通。应进一步了解的是，燃料-空气混合可经由从工作流体182到燃料喷射器组件70内燃料流171、172中的一个或多个的热能传递来改进。燃料流171、172处热能上的此类增加可改进燃料171、172在它从一个或多个燃料出口114流出以用于燃烧室62处的点燃时的雾化。改进的雾化可进一步改进排放输出或期望地改变燃烧期间的放热特性。

现在参照图5-7，进一步提供根据本公开内容的方面的燃料喷射器组件70的示例性实施例。关于图5-7提供的实施例与关于图2-4描述的实施例基本上类似地构造。图5提供燃料喷射器组件70的示例性实施例的剖视截面图。图6提供在图5的面6-6处的截面图。在关于图5-6提供的实施例中，燃料喷射器组件70还可包括翅片结构140，翅片结构140从在本体110内延伸的壁121、122、123中的一个或多个延伸。翅片结构140包括多个翅片141，该多个翅片141设置成相对于延伸通过本体110的参考中心线轴线13成周向布置。在所描绘的实施例中，多个翅片141从本体110的内壁123延伸到第四通路129中。在其它实施例中，多个翅片141延伸到一个或多个通路126、127、128中，该一个或多个通路126、127、128限定在本体110的壁121、122、123、124之间。

翅片结构140可促进(promote)和改进从工作流体182到流过本体110的燃料171、172中的一个或多个的热传递。在一个实施例中，诸如关于图6所描绘的，翅片结构140从内壁123延伸到第四通路129中，以便促进从第二通路127中的工作流体182到第三通路128中的燃料的热传递。在另一个实施例中，翅片结构140从第二壁122延伸到第二通路127中。在又一实施例中，诸如关于图7中提供的示例性截面图所描绘的，翅片结构140可从第一壁121延伸到第一通路126中，诸如关于图6所描述的。

往回参照图5，在各种实施例中，翅片结构140的多个翅片141可进一步设置成沿着径向方向R成相邻径向布置。例如，翅片结构140可设置成沿着通路126、127、128、129的流径长度从第一端101通过本体110到头部113。在一个实施例中，多个翅片141还沿着周向方向和径向方向布置，以提供通过通路126、127、128、129中的一个或多个的螺旋布置。螺旋布置可提供工作流体182和/或燃料171、172的基本上螺旋的流径。螺旋流径可增加流体171、172、182在燃料喷射器组件70的本体110内的停留时间，以便增加流体171、172、182之间的热传递。增加的热传递可进一步冷却工作流体182，以进一步提供本文中描述的一个或多个益处。

现在参照图8-10，进一步提供根据本公开内容的方面的燃料喷射器组件70的示例性实施例。关于图8-10提供的实施例与关于图2-7示出和描述的实施例基本上类似地构造。参照图8，第一导管壁131(其限定与第二通路127流体连通的第一导管136)可限定在远离第二导管壁132的第二端102处，第二导管壁132在第一端101处限定第二导管137。第二导管壁132的各种实施例与关于第一导管壁131描述的实施例类似地构造。例如，第二导管壁132限定与第二通路127流体连通的第二导管137。另外，第一导管壁131和第二导管壁132各自经由相应的第一导管136和第二导管137来提供燃料喷射器组件70的外部或外侧到第二通路127之间的流体连通。此外，第一导管壁131和第二导管壁132各自使工作流体182与第三通路128流体地隔离，第三通路128设置在第二通路127与燃料喷射器组件70的外部之间。

现在参照图11，提供燃料喷射器组件70的另一个示例性实施例。关于图11提供的示例性实施例与关于图8-10示出和描述的实施例基本上类似地构造。图11中，诸如由参考面69示意性示出的且在图2中进一步示出的，燃料喷射器组件特别地限定外壳64的内部表面69的径向外部的第二导管137和第二导管壁132。在各种实施例中，燃料喷射器组件70可提供发动机10的热交换器回路的一部分，其中工作流体182(诸如来自压缩机22、24的压缩空气82的一部分)提供成从扩散器腔84通过燃料喷射器组件70，燃料喷射器组件70限定带有通过燃料喷射器组件70的燃料171、172的热交换器。工作流体182可通过第一开口138进入燃料喷射器组件70到第一导管136，流过与第一通路126和第三通路128中的燃料171、172热连通的第二通路127，且经由第二导管137处的本体110的外壁125处的第二开口139从燃料喷射器组件70流出。

参照图2和图11，在一个实施例中，第二导管137可设置在外壳64的外部表面71(图2)的径向内部和内部表面69的径向外部。例如，外壳64可在外部与内部表面69、71之间限定一个或多个通路、导管或歧管，其进一步限定发动机10的热交换器回路的部分。第二导管137在燃料喷射器组件70安装到其时设置成通过燃料喷射器组件70的本体110(对应于外壳64的外部与内部表面69、71之间的一部分)。第二导管137还与外壳64的表面69、71之间的此类通路、导管或歧管流体连通。

在另一个实施例中，第二导管137在燃料喷射器组件70安装到其时可设置在外壳64的外部表面71(图2)和内部表面69的径向外部。第二导管137可提供成与设置在外壳64的径向外部或外侧的通路、导管或歧管流体连通，以便进一步向热交换器回路提供冷却的工作流体182。另外或备选地，工作流体182在从燃料喷射器组件70流出之后可由另一个流体进一步冷却。

虽然本文中没有进一步描绘，燃料喷射器组件70和燃烧区段26可包括一个或多个密封件，诸如在燃料喷射器组件70与外壳64之间。另外，在各种实施例中，隔热罩200(图5)可设置在第二通路127与燃料喷射器组件70的第一端101之间，以便防止第二通路127处的工作流体182与燃料阀210之间的热连通，燃料阀210设置在燃料喷射器组件70处的隔热罩200的径向外部。

另外或备选地，燃料喷射器组件70还可包括额外的壁，以限定它们之间额外的流体流动通路。例如，第一通路126可提供引导燃料源，诸如用于促进点燃或者低功率或中等功率状况(诸如空转、巡航或其它部分负载状况)，或用于促进或有利地影响燃烧室62处的放热特性(例如，压力振荡、声学等)。第三通路128可提供主燃料源，以便在燃烧室62处提供高功率状况，诸如起飞(take-off)或满负载状况。多个壁120还可包括第三壁或更多，以提供额外的引导燃料源，从而提供主和副引导回路。本文中提供的燃料喷射器组件70的实施例大体上可提供第二通路127，第二通路127由第一通路126和第三通路128包绕且与其热连通。工作流体182(诸如来自压缩机22、24的压缩空气82的一部分)作为冷却流体调节到燃料喷射器组件70的头部113，或更特别地，到其更受热困扰的下游部分向内进入燃烧室62。

关于图1-11描绘且在本文中描述的燃料喷射器组件70、燃烧区段26和燃烧器组件50可构造为各种构件的组件，该构件机械地连结或布置成使得产生本文中示出和描述的燃料喷射器组件70。燃料喷射器组件70或其部分可备选地构造为单个、整体构件且通过由本领域技术人员通常已知的任何数量的工艺来制造。这些制造工艺包括但不限于被称为“增材制造”或“3D打印”的那些。另外，可使用任何数量的铸造、机加工、焊接、钎焊或烧结工艺，或机械紧固件或其任何组合来构造燃料喷射器组件70或燃烧区段26。此外，燃料喷射器组件70可由用于涡轮发动机燃烧器区段的任何合适材料构造，包括但不限于镍基和钴基合金。更进一步，流径表面和通路可包括表面精加工(finishing)或其它制造方法，以有益地影响阻力或以其它方式促进热传递或有利地影响流体流动。此类制造方法或表面精加工可包括促进流体流动的方法，诸如但不限于，滚筒精加工、滚磨、膛线、抛光或涂覆。其它方法可包括促进热传递或增加一个或多个流体在燃料喷射器组件70内的停留时间的那些，诸如但不限于，突起、促进的粗糙度，或影响流体流率或热传递的其它表面特征。

该书面描述使用示例来公开本发明(包括最佳模式)，且还使本领域的任何技术人员能够实施本发明，包括制作和使用任何装置或***以及执行任何结合的方法。本发明的可取得专利的范围由权利要求书限定，且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果此类其它示例包括不异于权利要求书的字面语言的结构元件，或如果它们包括带有与权利要求书的字面语言非实质差异的等同结构元件，此类其它示例意在处于权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种燃料喷射器组件，所述燃料喷射器组件包括：

本体，所述本体限定外表面和内表面，其中所述本体包括：

成同心布置的多个壁，其中所述多个壁限定多个通路，其中所述多个通路包括由第二通路包绕的第一通路，且进一步其中所述多个壁限定包绕所述第二通路的第三通路，其中每个通路由所述多个壁彼此流体地隔离；以及

第一导管壁，所述第一导管壁限定成从所述外表面通过所述本体，其中所述第一导管壁限定与所述第二通路流体连通的第一导管，且其中所述第一导管壁使所述第一导管与所述第三通路流体地隔离，其中所述第一导管构造成允许流体从所述燃料喷射器外侧流入所述第二通路。

2.根据权利要求1所述的燃料喷射器组件，其特征在于，所述燃料喷射器组件包括凸缘，所述凸缘构造成联接到外壳，且其中所述燃料喷射器限定邻近于所述凸缘的第一端以及沿着所述本体远离所述第一端的第二端，且其中所述第一导管壁限定成在所述第一端处通过所述本体。

3.根据权利要求1所述的燃料喷射器组件，其特征在于，所述本体还包括：

第二导管壁，所述第二导管壁限定成从所述外表面通过所述本体，其中所述第二导管壁限定与所述第二通路流体连通的第二导管，且其中所述第二导管壁使所述第一导管与所述第三通路流体地隔离，其中所述第二导管构造成使流体流从所述第二通路流出到所述燃料喷射器外侧。

4.根据权利要求3所述的燃料喷射器组件，其特征在于，所述燃料喷射器组件包括凸缘，所述凸缘构造成联接到外壳，且其中所述燃料喷射器限定邻近于所述凸缘的第一端以及沿着所述本体远离所述第一端的第二端，且其中所述第二导管壁限定成在所述第一端处通过所述本体，且进一步其中所述第一导管壁限定成在远离所述第一端处的所述第一导管壁的所述第二端处通过所述本体。

5.根据权利要求1所述的燃料喷射器组件，其特征在于，所述燃料喷射器组件还包括从所述本体延伸的头部，其中所述头部限定一个或多个燃料出口，燃料流通过所述一个或多个燃料出口流出所述第一通路和所述第三通路，且进一步其中所述头部限定工作流体出口，工作流体流通过所述工作流体出口流出所述第二通路。

6.根据权利要求1所述的燃料喷射器组件，其特征在于，所述燃料喷射器组件还包括：

翅片结构，所述翅片结构包括多个翅片，所述多个翅片从所述多个壁中的一个或多个延伸到所述多个通路中的一个或多个中，其中所述多个翅片相对于参考中心线轴线成相邻周向布置。

7.根据权利要求6所述的燃料喷射器组件，其特征在于，所述翅片结构的多个翅片相对于延伸通过所述本体的所述参考中心线轴线成相邻径向布置。

8.根据权利要求7所述的燃料喷射器组件，其特征在于，所述多个翅片沿着所述周向方向和所述径向方向布置，以提供通过所述多个通路中的一个或多个的螺旋布置。

9.根据权利要求6所述的燃料喷射器组件，其特征在于，所述翅片结构延伸到所述第一通路、所述第三通路或两者中，其中所述第一通路和所述第三通路各自构造成提供通过其中的燃料流，且其中所述第二通路构造成提供限定通过其中的压缩空气的工作流体流。

10.一种热力发动机，所述热力发动机包括：

外壳，所述外壳限定外部表面和内部表面，其中所述外壳限定其内接收压缩空气流的扩散器腔；

燃料喷射器组件，所述燃料喷射器组件联接到所述外壳的外部表面，其中所述燃料喷射器组件包括：

本体，所述本体限定外表面和内表面，其中所述本体包括成同心布置的多个壁，且其中所述多个壁限定多个通路，其中所述多个通路包括由第二通路包绕的第一通路，且进一步其中所述多个壁限定包绕所述第二通路的第三通路，其中每个通路由所述多个壁彼此流体地隔离，且进一步其中所述本体包括第一导管壁，所述第一导管壁限定成从所述外表面通过所述本体，其中所述第一导管壁限定与所述第二通路流体连通的第一导管，且其中所述第一导管壁使所述第一导管与所述第三通路流体地隔离，其中所述第一导管构造成允许流体从所述燃料喷射器外侧流入所述第二通路；以及

凸缘，所述凸缘从所述本体的外表面延伸，其中所述凸缘将所述燃料喷射器组件联接到所述外壳的外部表面，且其中所述燃料喷射器组件限定邻近于所述凸缘的第一端以及沿着所述本体远离所述第一端的第二端。

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