用于燃气涡轮发动机的点火器组件的利记博彩app

本主题大体上涉及燃气涡轮发动机。更具体而言，本主题涉及用于涡扇发动机的燃气涡轮发动机部分的点火器组件。

背景技术：

涡扇发动机大体上包括风扇组件和芯部燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机包括成串流顺序的低压压缩机、高压压缩机、燃烧区段、高压涡轮和低压涡轮。高压轴将高压压缩机联接于高压涡轮。低压轴在高压轴内同轴地延伸，并且将低压压缩机联接于低压涡轮。风扇组件包括多个风扇叶片，其联接于风扇轴并且设置在低压压缩机的入口上游。风扇轴经由变速箱联接于低压轴。在特定构造中，外壳或机舱外接风扇叶片和燃气涡轮发动机的至少一部分。旁通空气通路限定在燃气涡轮发动机的外壳与机舱之间。

燃烧区段大体上包括环形内衬套、与内衬套沿径向间隔开的环形外衬套，以及联接于内衬套和外衬套的上游端或前端的燃烧器圆顶。燃料喷射器或喷嘴延伸穿过圆顶，并且构造成将燃料/空气混合物提供至燃烧室，该燃烧室限定在内衬套与外衬套之间。外壳沿周向包绕外衬套，并且至少部分地限定其间的外仓室或通路。

燃烧区段还包括点火系统，其具有安装或联接于外壳的一个或更多个点火器组件。点火器组件的点火器部分大体上沿径向延伸穿过外壳和外仓室。点火器的点火末端部分至少部分地延伸穿过限定在外衬套内的开口。在燃气涡轮的操作期间，如在点火或重启期间，点火器可激励成在点火末端处提供火花，以便点燃燃烧室内的燃料/空气混合物。

点火末端相对于外衬套和/或燃烧室的径向和/或轴向定位可在燃气涡轮的操作期间改变。例如，外壳和外衬套的变化的热增长率和/或g力可导致点火末端过度浸入到极其热的燃烧气体流中，因此导致点火器的不合乎需要的热疲劳。此外或作为备选，外壳和外衬套的变化的热增长率和/或g力可引起点火末端沿径向升离限定在外衬套内的开口，因此潜在地影响对燃烧器点火的能力。因此，用于燃气涡轮发动机的改进的点火系统将在涡扇发动机行业中为有用的。

技术实现要素：

本发明的方面和优点将在以下描述中部分阐明，或者可从描述为明显的，或者可通过本发明的实践学习。

在一方面，本主题针对一种系统。系统包括用于燃气涡轮发动机的点火器组件。点火器组件包括外壳体和点火器管，该点火器管沿径向延伸穿过外壳体。点火器管包括点火末端。螺母联接于点火器管，并且至少部分地设置在外壳体内。偏压部件至少部分地包绕外壳体内的点火器管的一部分。偏压部件在外壳体的顶部的内表面与螺母之间延伸。柔性密封件从螺母的底侧沿径向向内延伸。固持套环邻近点火末端联接于点火器管。固持套环构造成联接于安装环，该安装环连接于用于燃气涡轮发动机的燃烧器的外衬套。

本主题的另一方面针对一种燃气涡轮发动机的燃烧区段。燃烧区段包括内衬套和与内衬套沿径向间隔开的外衬套。外衬套限定开口，该开口沿径向延伸穿过其。燃烧室限定在内衬套与外衬套之间。外壳围绕外衬套沿周向延伸。外衬套和外壳限定其间的外流动通路。外壳包括与外衬套的开口大致对准的开口。燃烧区段还包括燃料点火器组件。燃料点火器组件包括联接于外壳的外壳体。点火器管沿径向延伸穿过外壳体和外壳的开口。点火器管具有点火末端，其至少部分地延伸穿过外衬套的开口。螺母联接于点火器管，并且至少部分地设置在外壳体内。偏压部件至少部分地包绕外壳体内的点火器管的一部分。偏压部件在外壳体的顶部的内表面与螺母之间延伸。柔性密封件从螺母的底侧朝外壳沿径向向内延伸。固持套环邻近点火末端联接于点火器管。固持套环联接于安装环，该安装环固定地连接于外衬套。

技术方案1. 一种用于燃气涡轮发动机的点火器组件，包括：

外壳体；

点火器管，其沿径向延伸穿过所述外壳体，所述点火器管具有点火末端；

螺母，其联接于所述点火器管，并且至少部分地设置在所述外壳体内；

偏压部件，其至少部分地包绕所述外壳体内的所述点火器管的一部分，所述偏压部件在所述外壳体的顶部的内表面与所述螺母之间延伸；

柔性密封件，其从所述螺母的底侧沿径向向内延伸；以及

固持套环，其邻近所述点火末端联接于所述点火器管，其中所述固持套环构造成联接于安装环，所述安装环连接于用于所述燃气涡轮发动机的燃烧器的外衬套。

技术方案2. 根据技术方案1所述的点火器组件，其特征在于，所述外壳体限定沿所述外壳体的顶部定位的开口，其中所述点火器管的一部分沿径向延伸穿过所述开口。

技术方案3. 根据技术方案1所述的点火器组件，其特征在于，所述外壳体限定一个或更多个通风端口。

技术方案4. 根据技术方案1所述的点火器组件，其特征在于，所述点火器组件还包括在所述外壳体内从所述点火管向外延伸的套环，其中所述柔性密封件的第一端部密封在所述螺母和所述套环之间。

技术方案5. 根据技术方案1所述的点火器组件，其特征在于，所述点火器组件还包括间隔物，其中所述点火器管沿径向延伸穿过所述间隔物，并且其中所述柔性密封件的底部密封抵靠所述间隔物的顶面。

技术方案6. 根据技术方案1所述的点火器组件，其特征在于，所述偏压部件为波形弹簧。

技术方案7. 根据技术方案1所述的点火器组件，其特征在于，所述偏压部件为螺旋弹簧。

技术方案8. 根据技术方案1所述的点火器组件，其特征在于，所述螺母与所述点火器管螺纹地接合。

技术方案9. 根据技术方案1所述的点火器组件，其特征在于，所述固持套环的外表面的至少一部分为球形或弓形的。

技术方案10. 一种燃气涡轮发动机的燃烧区段，包括：

内衬套和与所述内衬套沿径向间隔开的外衬套，所述外衬套限定沿径向延伸穿过其的开口；

燃烧室，其限定在所述内衬套与所述外衬套之间；

外壳，其围绕所述外衬套沿周向延伸，其中所述外衬套和所述外壳限定其间的外流动通路，其中所述外壳包括与所述外衬套的所述开口大致对准的开口；以及

燃料点火器组件，所述燃料点火器组件包括：

联接于所述外壳的外壳体；

点火器管，其沿径向延伸穿过外壳体和所述外壳的所述开口，所述点火器管具有点火末端，其至少部分地延伸穿过所述外衬套的所述开口；

螺母，其联接于所述点火器管并且至少部分地设置在所述外壳体内；

偏压部件，其至少部分地包绕所述外壳体内的所述点火器管的一部分，所述偏压部件在所述外壳体的顶部的内表面与所述螺母之间延伸；

柔性密封件，其从所述螺母的底侧朝所述外壳沿径向向内延伸；以及

固持套环，其邻近所述点火末端联接于所述点火器管，其中所述固持套环联接于固定地连接于所述外衬套的安装环。

技术方案11. 根据技术方案10所述的燃烧区段，其特征在于，所述外壳体限定沿所述外壳体的顶部定位的开口，其中所述点火器管的一部分沿径向延伸穿过所述开口。

技术方案12. 根据技术方案10所述的燃烧区段，其特征在于，所述外壳体限定一个或更多个通风端口。

技术方案13. 根据技术方案10所述的燃烧区段，其特征在于，所述燃烧区段还包括在所述外壳体内从所述点火管向外延伸的套环，其中所述柔性密封件的第一端部密封在所述螺母和所述套环之间。

技术方案14. 根据技术方案10所述的燃烧区段，其特征在于，所述燃烧区段还包括设置在所述外壳的所述开口内的间隔物，其中所述点火器管沿径向延伸穿过所述间隔物，并且其中所述柔性密封件的底部密封抵靠所述间隔物的顶面。

技术方案15. 根据技术方案10所述的燃烧区段，其特征在于，所述偏压部件为波形弹簧。

技术方案16. 根据技术方案10所述的燃烧区段，其特征在于，所述偏压部件为螺旋弹簧。

技术方案17. 根据技术方案10所述的燃烧区段，其特征在于，所述螺母与所述点火器管螺纹地接合。

技术方案18. 根据技术方案10所述的燃烧区段，其特征在于，所述固持套环的外表面的至少一部分为弓形的。

技术方案19. 根据技术方案18所述的燃烧区段，其特征在于，所述安装环的内表面的至少一部分为弓形的。

技术方案20. 根据技术方案10所述的燃烧区段，其特征在于，所述安装环包括与所述外流动通路流体连通的一个或更多个冷却空气通路。

本发明的这些及其它特征、方面和优点将参照以下描述和所附权利要求变得更好理解。并入在本说明书中并且构成本说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，并且连同描述用于阐释本发明的原理。

附图说明

包括针对本领域技术人员的其最佳模式的本发明的完整且开放的公开在参照附图的说明书中提出，在该附图中：

图1为如可并入本发明的各种实施例的示例性涡扇喷气发动机的示意性截面视图；

图2为如可并入本发明的各种实施例的如图1中所示的涡扇喷气发动机的燃烧区段的一部分的截面侧视图；

图3为如图2中所示的燃烧区段的一部分的放大截面视图的放大视图，该部分包括根据本发明的示例性实施例的燃料点火器组件；以及

图4为根据本发明的至少一个实施例的如图3中所示的包括燃料点火器组件的一部分的燃烧区段的一部分的放大截面视图。

部件列表

10 涡扇喷气发动机

12 纵向或轴向中心线

14 风扇组件

16 芯部涡轮发动机

18 外壳

20 入口

22 低压压缩机

24 高压压缩机

26 燃烧区段

27 燃烧器

28 高压涡轮

30 低压涡轮

32 喷气排气区段

34 高压轴/转轴

36 低压轴/转轴

38 风扇转轴/轴

40 减速齿轮

42 风扇叶片

44 风扇壳或机舱

46 出口导叶

48 旁通空气流通路

50 空气

52 入口

54 空气的第一部分

56 空气的第二部分

58 燃烧气体

60 风扇喷嘴排气区段

62 内衬套

64 外衬套

66 圆顶端

68 上游端/内衬套

70 上游端/外衬套

72 燃烧室

74 燃烧器/外壳

76 外流动通路

78 涡轮喷嘴

80 燃料喷射器/喷嘴

82 燃料空气混合物

84 外表面/外壳

86 开口/外壳

88 内表面-外壳

90 外表面-外衬套

100 点火系统

102 燃料点火器组件

104 控制器/点火源

106 点火器管

108 点火末端/末端部分

110 开口/外衬套

112 径向中心线

114 外壳体/本体

116 开口

118 顶部

120 螺栓

122 通风端口

124 适配器/间隔物

126 螺母

127 内表面-壳体

128 弹簧/偏压部件

130 波纹管密封件

132 顶面-间隔物

134 第一端部

136 底侧-螺母

138 着陆表面/套环

140 底部-波纹管密封件

142 套筒/套环

144 底面-间隔物

146 凹穴/槽口

148 安装环

150 凸片

152 外表面-套筒

154 内表面-凹穴

156 冷却空气通路。

具体实施方式

现在将详细参照本发明的实施例，其一个或更多个实例在附图中示出。详细描述使用了数字和字母标识来表示附图中的特征。附图和描述中相似或类似的标识用于表示本发明的相似或类似的部分。如本文中使用的，用语"第一"、"第二"和"第三"可以可互换地使用，以将一个构件与另一个区分开，并且不旨在表示独立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流动方向。例如，"上游"是指流体流自的流动方向，并且"下游"是指流体流至的流动方向。

各个实例经由阐释本发明来提供，而不限制本发明。实际上，对本领域技术人员而言将显而易见的是，可在本发明中作出改型和变型，而不脱离其范围或精神。例如，示为或描述为一个实施例的一部分的特征可用于另一个实施例上以产生又一个实施例。因此，意图是本发明覆盖如归入所附权利要求和它们的等同物的范围内的此类改型和变型。

现在参照附图，其中同样的标记遍及附图指示相同元件，图1为如可并入本发明的各种实施例的在本文中称为"涡扇10"的示例性涡扇喷气发动机10的示意性局部截面侧视图。如图1中所示，涡扇10具有出于参照目的延伸穿过其的纵向或轴向中心线轴线12。大体上，涡扇10可包括风扇组件14和设置在风扇组件14下游的芯部涡轮发动机或燃气涡轮发动机16。

芯部涡轮发动机16可大体上包括限定环形入口20的大致管状的外壳18。外壳18包围或至少部分地形成成串流关系的具有增压器或低压(LP)压缩机22、高压(HP)压缩机24的压缩机区段、燃烧区段26、包括高压(HP)涡轮28、低压(LP)涡轮30的涡轮区段，以及喷气排气喷嘴区段32。高压(HP)转子轴34将HP涡轮28传动地连接于HP压缩机24。低压(LP)转子轴36将LP涡轮30传动地连接于LP压缩机22。LP转子轴36还可连接于风扇组件14的风扇轴38。在特定实施例中，如图1中所示，LP转子轴36可经由减速齿轮40(如以间接驱动或齿轮驱动构造)连接于风扇转子轴或风扇轴38。

如图1中所示，风扇组件14包括多个风扇叶片42，其联接于风扇转轴38，并且从风扇轴38沿径向向外延伸。环形风扇壳或机舱44沿周向包绕风扇组件14和/或芯部涡轮发动机16的至少一部分。本领域技术人员将认识到的是，机舱44可构造成由多个沿周向间隔开的出口导叶或支柱46关于芯部涡轮发动机16支承。此外，机舱44的至少一部分可在芯部涡轮发动机16的外部之上延伸，以便限定其间的旁通空气流通路48。

在涡扇10的操作期间，如由箭头50指示的一定体积的空气通过机舱44和/或风扇区段14的相关联的入口52进入涡扇10。当一定体积的空气50横穿风扇叶片42时，如由箭头54指示的空气的第一部分引导或发送到旁通空气流通路48中，而如由箭头56指示的空气的第二部分引导或发送到LP压缩机22中。空气的第二部分56的压力接着在其发送穿过LP压缩机22和HP压缩机24时增大。空气的第二部分56接着发送到燃烧区段26中，其中其与燃料混合并且焚烧来提供燃烧气体58。

燃烧气体58发送穿过HP涡轮28，因此引起HP转子轴34旋转，由此支持HP压缩机24的操作。燃烧气体58接着发送穿过LP涡轮30，因此引起LP转子轴36旋转，由此支持LP压缩机22的操作和/或风扇轴38的旋转。燃烧气体58接着发送穿过芯部涡轮发动机16的喷气排气喷嘴区段32来提供推进推力。同时，空气的第一部分54的压力在空气的第一部分54在其从涡扇10的风扇喷嘴排气区段60排出之前发送穿过旁通空气流通路48时显著增大，因此提供推进推力。

图2为如可并入本发明的各种实施例的燃烧区段26的一部分的截面侧视图。如图2中所示，燃烧器区段26大体上包括具有环形内衬套62、环形外衬套64和圆顶端66的环形类型的燃烧器27，圆顶端66在内衬套62和外衬套64的相应的上游端68,70之间延伸。内衬套62与外衬套64沿径向间隔开，并且限定其间的大体上环形燃烧室72。在特定实施例中，内衬套62和/或外衬套64可至少部分地或完全地由金属合金或陶瓷基质复合物(CMC)材料形成。

内衬套62和外衬套64包围在燃烧器或外壳74内。外流动通路76可限定在外壳74与外衬套64之间。内衬套62和外衬套64从圆顶端66朝涡轮喷嘴78延伸。燃料喷射器或喷嘴80至少部分地延伸穿过圆顶端66，并且将燃料空气混合物82提供至燃烧室72。

在各种实施例中，如图2中所示，燃烧区段26包括点火系统100，用于点燃燃烧室72内的燃料空气混合物82。燃料点火系统100大体上包括至少一个燃料点火器组件102，其电气地/电子地联接于控制器或点火源104。点火器组件102可连接于外壳74的外表面84。

图3提供了根据本发明的示例性实施例的如图2中所示的包括燃料点火器组件102的燃烧区段26的一部分的放大截面视图。在如图3中所示的示例性实施例中，燃料点火器组件102包括点火器管106，其大体上沿径向延伸穿过限定在外壳74和外流动通路76内且/或由它们限定的开口86。点火器管106的点火末端或末端部分108至少部分地延伸穿过限定在外衬套64内的开口110。在特定实施例中，点火末端108可相对于开口110且相对于点火器管106的径向中心线112同心地对准。

在如图3中所示的示例性实施例中，燃料点火器组件102包括外壳体或本体114。在特定实施例中，外壳体114包括沿外壳体114的顶部118限定的开口116。开口116可尺寸和/或形状确定用于收纳点火器管106和/或用于允许点火器管106在其中相对于中心线12(图1)沿径向平移。点火器管106的一部分可延伸穿过开口116并且从开口116沿径向向外延伸。外壳体114可构造成联接于外壳体74，并且可至少部分地形成围绕开口86的密封件。例如，外壳体114可经由螺栓120或其它机械紧固器件联接于外壳74。在特定实施例中，外壳体114可包括一个或更多个通风端口122。

环形适配器或间隔物124可沿径向设置在外壳体114与外壳74之间。点火器管106沿径向延伸穿过间隔物124。间隔物124可至少部分地延伸穿过限定在外壳74中的开口86，并且朝外衬套64延伸。例如，在一个实施例中，间隔物124的一部分延伸穿过开口86，并且延伸到外流动通路76中。

在示例性实施例中，螺母126围绕点火器管106至少部分地沿周向延伸。螺母126可至少部分地包围在外壳体114内。在特定实施例中，螺母126可与点火器管106螺纹地接合，以允许沿点火器管106对螺母126的径向位置调整。弹簧或偏压部件128围绕点火器管106的一部分沿周向延伸，并且设置在螺母126与外壳体114的内表面129之间。在一个实施例中，偏压部件128可为螺旋弹簧。在一个实施例中，偏压部件128可为波形弹簧。偏压部件128大体上相对于螺母126和/或点火器管106提供沿径向向内的力，以便使点火器管106朝外衬套64偏压穿过开口86和/或穿过间隔物。

在示例性实施例中，点火器组件102包括环形弯曲或柔性密封件130，如但不限于如图3中所示的波纹管密封件。柔性密封件130围绕点火器管106的一部分沿周向延伸，并且设置在螺母126与间隔物124的顶面132之间。柔性密封件130将沿径向弯曲，而不损害其密封能力。柔性密封件130的第一端部134可密封和/或定位在螺母126的底侧136与着陆表面或套环138之间，着陆表面或套环138从点火器管106沿大体上垂直于点火器管106的径向中心线112的方向向外延伸。套环138可形成为点火器管106的一部分，或者可固定地附接于点火器管106。例如，套环138可由螺母、垫圈等形成。

在示例性实施例中，螺母126可相对于柔性密封件130的第一端部134上紧，因此至少部分地形成螺母126与套环138之间的密封。柔性密封件130的底部140可密封抵靠间隔物124的顶面132和/或密封于其。例如，底部140可硬钎焊、焊接或以其它方式密封或附接于间隔物124的顶面132。在示例性实施例中，偏压部件128、螺母126和柔性密封件130均完全定位在外流动通路76外和外壳74外。

在示例性实施例中，环形套筒或固持套环142邻近点火末端108固定地连接于点火器管106并且/或者至少部分地由其形成。固持套环142沿大体上垂直于点火器管106的径向中心线112的方向从点火器管106向外延伸。当点火器组件102安装于燃烧器外壳74时，固持套环142设置在外壳74的内表面88和/或间隔物124的底面144与外衬套64的外表面90之间。

图4为如图3中所示的燃烧区段26的一部分的放大截面视图，并且至少部分地包括点火器管106的点火末端108和外衬套64的一部分。在示例性实施例中，如图4中所示，固持套环142形成和/或定形为安装在安装环或套圈148的凹穴或凹口146内。安装环148可与由外衬套64限定的开口110同心地对准。安装环148固定地连接于外衬套64。例如，安装环148可焊接、硬钎焊、螺栓连接或以其它方式固定地连接于外衬套64。安装环148可包括凸片150或其它类似的特征或装置，用于将固持套环142锁定或联接在凹穴146内。例如，在其它实施例中，固持套环142可经由垫圈和/或螺栓或其它紧固件(未示出)联接在凹穴146内。

在特定实施例中，固持套环142的外表面152的至少一部分可定形或形成为与凹穴146的内表面154互补。例如，在一个实施例中，外表面152的一部分和凹穴146的内表面154的一部分可为球形和/或弓形的，以形成其间的球窝类型的接头，因此在燃气涡轮发动机10的操作期间允许外衬套64与外壳74之间的相对移动。在特定实施例中，安装环148可包括一个或更多个冷却空气通路156，其与外流动通路流体连通。

在操作期间，外衬套64可相对于外壳74沿径向和/或沿轴向移动。该相对移动可由一定数量的因素引起，其包括外衬套64与外壳74之间的变化的热增长率，和/或燃气涡轮发动机16上的g力，如在涡扇10附接于其的飞行器的起飞、着陆或大体操纵期间。通过将固持套环142锁定或固持在安装环148的凹穴146中，外衬套64的开口110内且相对于燃烧室72的点火末端108的径向定位可在燃气涡轮发动机16的整个操作中保持，因为点火器管106和因此点火末端108将在外衬套64相对于外壳74移动时与外衬套64一起沿径向和/或沿轴向行进。结果，点火末端108可保持在期望的径向位置，以便点燃或再点燃燃烧室72内的燃料空气混合物。此外，通过将点火器管106固定于外衬套64，点火末端108将不变为在燃烧气体流58内过度浸入，因此减少了点火器管106和特别是点火末端108的热疲劳。

由偏压部件128提供的径向向内的力可在点火器管106与外衬套64一起行进时缓冲点火器管106，并且/或者可有助于保持外衬套64相对于外壳74的适当的径向定位。柔性密封件130可防止压缩空气56由于从外流动通路76逸出而泄露。通风端口122可允许来自外壳体114内侧的热的通风，因此减小了偏压部件128、螺母126和/或弹簧128中的一个或更多个上的热疲劳。冷却空气通路156可提供从外流动通路76到点火末端108的冷却流，因此冷却点火末端108。

如本文中所述且如图3和4中所示的实施例提供了优于已知或现有的火花点火系统的各种改进和/或技术益处。例如，点火末端108总是保持相对于外衬套64固定，因此消除了点火末端108相对于外衬套64的相对移动。特别是在大型发动机上，该相对移动可引起现场持久性和可维护性的问题。本发明的各种实施例可改进飞行安全性，并且减少维护成本和脱机时间。

此外或作为备选，通过消除点火末端108从外衬套的后退，可改进再点燃的裕度。此外或作为备选，点火末端108浸入或过度浸入到燃烧气体流中改进了现场的点火末端108的热和/或机械寿命。此外或作为备选，提供的各种实施例与金属和复合物基质陶瓷衬套两者相容。此外或作为备选，点火末端108的位置可不如同已知的点火系统一样对径向情况的蠕变敏感。此外或作为备选，点火系统100，特别是本文中提供的点火器组件102可使外衬套的点火器区域中的热梯度最小化。

该书面的描述使用实例以公开本发明(包括最佳模式)，并且还使本领域技术人员能够实践本发明(包括制造和使用任何装置或系统并且执行任何并入的方法)。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它实例。如果这些其它实例包括不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果这些其它实例包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构元件，则这些其它实例意图在权利要求的范围内。