用于燃气涡轮发动机的具有催化金属涂层的混合器组件的制作方法

1.本公开涉及混合器组件，特别是用于燃气涡轮发动机的混合器组件，并且更具体地，涉及用于燃气发动机涡轮的具有催化金属涂层的混合器组件。


背景技术：

2.燃气涡轮发动机包括接触碳氢化合物流体(例如燃料和润滑油)的表面。当在高温下暴露于碳氢化合物流体时，碳质沉积物(也称为焦炭)可能会在这些表面上形成，导致碳附着在与燃料或油接触的表面上，并在与燃料或油接触的表面上形成沉积物。
附图说明
3.通过以下各种示例性实施例的描述，本公开的特征和优点将显而易见，如附图中所示，其中相同的附图标记通常表示相同的、功能相似的和/或结构相似的元件。
4.图1是根据本公开的实施例的具有燃气涡轮发动机的飞行器的示意性立体图。
5.图2是图1所示的飞行器的燃气涡轮发动机的沿图1中的线2-2截取的示意性横截面图。
6.图3是根据本公开的实施例的图2所示的燃气涡轮发动机的燃烧器的示意性横截面图。图3是显示图2中的细节3的详细视图。
7.图4是图3中燃烧器的混合器组件的示意性横截面图。图4是显示图3中的细节4的详细视图。
8.图5是根据本公开的另一个实施例的图2所示的燃气涡轮发动机的燃烧器的示意性横截面图。图5是显示图2中的细节3的详细视图。
9.图6是图5中燃烧器的混合器组件的示意性横截面图。图6是显示图5中的细节6的详细视图。
具体实施方式
10.通过考虑以下详细描述、附图和权利要求，本公开的特征、优点和实施例被阐明或显而易见。此外，以下详细描述是示例性的并且旨在提供进一步的解释而不限制所要求保护的本公开的范围。
11.下面详细讨论各种实施例。虽然讨论了具体实施例，但这只是为了说明的目的。相关领域的技术人员将认识到在不脱离本公开的精神和范围的情况下可以使用其他部件和配置。
12.如可在本文中使用的，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用以将一个部件与另一个部件区分开来，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
13.术语“前”和“后”是指燃气涡轮发动机或运载器内的相对位置，并且是指燃气涡轮发动机或运载器的正常操作姿态。例如，对于燃气涡轮发动机，前是指靠近发动机入口的位置，而后是指靠近发动机喷嘴或排气口的位置。
14.术语“上游”和“下游”是指相对于流体通路中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流出的方向，“下游”是指流体流向的方向。
15.术语“直接上游”或“直接下游”在用于描述部件在流体通路中的相对位置时是指在流体通路中彼此相邻放置的部件，它们之间除了流体联接部件的适当的流体联接器(例如管子、管道、阀等)之外没有任何中间部件。这些部件可以通过不在流体通路中的介入部件彼此间隔开。
16.术语“联接”、“固定”、“附接”、“连接”等指直接联接、固定、附接或连接，以及通过一个或多个中间部件或特征的间接联接、固定、附接或连接，除非本文另有规定。
17.单数形式“一”、“一个”和“该”包括复数指代，除非上下文另有明确规定。
18.如本文贯穿说明书和权利要求所使用的近似语言可用于修改任何可允许变化而不导致与其相关的基本功能发生变化的定量表示。因此，由诸如“约”、“近似”和“基本上”之类的术语或多个术语修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量该值的仪器的精度，或者用于构建或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指在单个值、值的范围和/或定义值的范围的端点的1％、2％、4％、10％、15％或20％的裕度内。
19.此处以及整个说明书和权利要求，范围限制可以组合和/或互换。除非上下文或语言另有说明，否则此类范围已确定并包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围包括端点，并且端点可彼此独立组合。
20.如上所述，在升高的温度下，焦炭沉积可能发生在暴露于碳氢化合物流体(例如燃料和润滑油)的燃气涡轮发动机的表面上。在燃气涡轮发动机的燃烧器中使用的燃料喷嘴和旋流器(统称为混合器组件)包括这样的表面。燃料喷嘴后部隔热板(fn-ahs)可在发动机操作期间保护燃料喷嘴免受热燃烧气体的影响。fn-ahs的表面和混合器组件的其他表面暴露于碳氢化合物流体(例如燃料)，并且燃气涡轮发动机的操作，特别是飞行器燃气涡轮发动机在巡航时的连续操作，可能会导致fn-ahs和混合器组件的表面上大量积聚焦炭和/或部分燃烧的燃料沉积物。焦炭会积聚成相当厚的厚度，并且大块焦炭会从这些表面剥落，成为内部物体，对燃料喷嘴的下游的部件(热气路径部件)造成严重损坏。这些部件中的一些部件具有热障涂层(tbc)。由此产生的内部物体(dod)会导致热障涂层剥落，从而降低部件(例如燃烧器、喷嘴、护罩和翼型件)的耐久性。
21.本文讨论的实施例将催化金属的涂层施加到混合器组件和燃料喷嘴的这些表面。合适的催化金属包括金和铂族金属，例如钌、铑、钯、锇、铱和铂。在一些实施例中，钯、铂和金可以是优选的催化金属。没有催化金属涂层，焦炭与混合器组件和燃料喷嘴中的金属部件结合得更牢固，导致形成较大的焦炭颗粒，这些颗粒会在操作期间脱落或剥落，如上所述。正如下面将进一步讨论的，催化金属防止了这种积聚和散裂。不受任何理论的束缚，催化金属涂层促进丝状焦炭而非大颗粒焦炭的形成。丝状焦炭不结合到混合器组件和燃料喷嘴的催化金属表面，并且在燃烧器中的混合器组件和燃料喷嘴的操作过程中丝状焦炭可以容易地去除。
22.本文讨论的混合器组件特别适用于发动机，例如飞行器上使用的燃气涡轮发动机。图1是可以实施各种优选实施例的飞行器10的立体图。飞行器10包括机身12、附接到机身12的机翼14和尾翼16。飞行器10还包括推进系统，其在飞行中、滑行操作等期间产生推进
飞行器10所需的推进推力。图1所示的飞行器10的推进系统包括一对发动机100。在该实施例中，每个发动机100在翼下配置中通过挂架18附接到其中一个机翼14。尽管发动机100显示为在图1中的翼下配置中附接到机翼14，但是在其他实施例中，发动机100可以具有替代配置并且联接到飞行器10的其他部分。例如，发动机100可以附加地或替代地包括联接到飞行器10的其他部分(例如尾翼16和机身12)的一个或多个方面。
23.正如下面将参考图2进一步描述的那样，图1中所示的发动机100是燃气涡轮发动机，每个发动机都能够选择性地为飞行器10产生推进推力。推进推力的量可至少部分地基于经由燃料系统150(参见图3)提供到燃气涡轮发动机100的燃料的量。本文讨论的实施例中的航空涡轮燃料是具有所需碳数的可燃碳氢化合物液体燃料，例如煤油型燃料。燃料储存在燃料系统150的燃料箱151中。如图1所示，燃料箱151的至少一部分位于每个机翼14中，燃料箱151的一部分位于机身12中，在机翼14之间。然而，燃料箱151可位于机身12或机翼14中的其他合适位置。燃料箱151也可以完全位于机身12或机翼14内。燃料箱151也可以是独立的箱而不是单个整体(例如两个箱，每个箱位于相应的机翼14内)。
24.尽管图1中所示的飞行器10是飞机，但本文描述的实施例也可适用于其他飞行器10，包括例如直升机和无人驾驶飞行器(uav)。优选地，本文讨论的飞行器是固定翼飞行器或旋翼飞行器，它们通过作用在例如固定翼(例如，机翼14)或旋转翼(例如，直升飞机的旋翼)上的气动力产生升力，并且是比空气重的飞行器，而不是比空气轻的飞行器(例如飞艇)。此外，虽然本文未描述，但在其他实施例中，燃气涡轮发动机可以是任何其他合适类型的燃气涡轮发动机，例如结合到发电系统中的工业燃气涡轮发动机、航海燃气涡轮发动机等。
25.图2是用于图1所示的飞行器10的推进系统中的发动机100之一的示意性横截面图。图2的横截面图是沿图1中的线2-2截取的。对于图2所示的实施例，发动机100是高旁通涡轮风扇发动机。发动机100在本文中也可称为涡轮风扇发动机100。涡轮风扇发动机100具有轴向方向a(平行于如图2所示以供参考的纵向中心线101延伸)，径向方向r和周向方向。周向方向(图2中未描绘)沿绕轴向方向a旋转的方向延伸。涡轮风扇发动机100包括风扇区段102和设置在风扇区段102的下游的涡轮机104。
26.图2中描绘的涡轮机104包括限定入口108的管状外壳体106(也称为外壳或机舱)。在该实施例中，入口108是环形的。外壳体106包围发动机核心，该发动机核心以串联流动关系包括：压缩机区段，该压缩机区段包括增压器或低压(lp)压缩机110和高压(hp)压缩机112；燃烧区段114；涡轮区段，该涡轮区段包括高压(hp)涡轮116和低压(lp)涡轮118；以及喷射排气喷嘴区段120。压缩机区段、燃烧区段114和涡轮区段一起至少部分地限定从入口108延伸到喷射排气喷嘴区段120的核心空气流动路径121。涡轮风扇发动机还包括一个或多个驱动轴。更具体地，涡轮风扇发动机包括将hp涡轮116驱动连接到hp压缩机112的高压(hp)轴或线轴122，以及将lp涡轮118驱动连接到lp压缩机110的低压(lp)轴或线轴124。
27.图2所示的风扇区段102包括具有多个风扇叶片128的风扇126，风扇叶片128联接到盘130。多个风扇叶片128和盘130可通过lp轴124一起绕纵向中心线(轴线)101旋转。lp压缩机110也可以由lp轴124直接驱动，如图2所示。盘130由可旋转的前轮毂132覆盖，前轮毂132的空气动力学轮廓可促进气流通过多个风扇叶片128。此外，环形风扇壳体或外机舱134被提供，其周向地围绕风扇126和/或涡轮机104的至少一部分。机舱134由多个周向间隔开
的出口导向轮叶136相对于涡轮机104支撑。机舱134的下游区段138在涡轮机104的外部上延伸，以在其间限定旁通气流通道140。
28.涡轮风扇发动机100可与燃料系统150一起操作并且从燃料系统150接收燃料流。燃料系统150包括燃料输送组件153，其将来自燃料箱151的燃料流提供到涡轮风扇发动机100，并且更具体地，提供到多个燃料喷射器200，其将燃料喷射到燃烧区段114的燃烧器300(参见图3，在下面进一步讨论)的燃烧室302。燃料系统150的部件，更具体地，燃料箱151，是向燃料喷射器200提供燃料的燃料源的示例，如下面更详细地讨论的。燃料输送组件153(包括管子、管道、导管等)将燃料系统150的各种部件流体连接到发动机100。燃料箱151被配置为储存碳氢化合物燃料，并且碳氢化合物燃料从燃料箱151供应到燃料输送组件153。燃料输送组件153被配置为在燃料箱151和发动机100之间承载碳氢化合物燃料，并且因此，提供从燃料箱151到发动机100的碳氢化合物燃料的流动路径(流体通路)。
29.燃料系统150包括与燃料输送组件153流体连接的至少一个燃料泵，以引导燃料流通过燃料输送组件153到达发动机100。一种这样的泵是主燃料泵155。主燃料泵155是高压泵，其是燃料箱151和发动机100之间的燃料输送组件153中压力升高的主要来源。主燃料泵155可配置为将燃料输送组件153中的压力增加到大于燃烧器300的燃烧室302内的压力的压力。
30.燃料系统150还包括与燃料输送组件153流体连通的燃料计量单元157。可以使用任何合适的燃料计量单元157，包括例如计量阀。燃料计量单元157定位在主燃料泵155的下游和燃料歧管159的上游，燃料歧管159被配置成将燃料分配到燃料喷射器200。燃料系统150被配置为向燃料计量单元157提供燃料，并且燃料计量单元157被配置为从燃料箱151接收燃料。燃料计量单元157进一步被配置为以期望的方式向发动机100提供燃料流。更具体地，燃料计量单元157被配置为计量燃料并且以例如期望的流速向发动机100的燃料歧管159提供期望体积的燃料。燃料歧管159流体连接到燃料喷射器200并将接收到的燃料分配(提供)到多个燃料喷射器200，其中燃料被喷射到燃烧室302中并燃烧。调整燃料计量单元157改变提供给燃烧室302的燃料的体积，并且因此改变由发动机100产生以推进飞行器10的推进推力的量。
31.涡轮风扇发动机100还包括各种辅助系统，以辅助涡轮风扇发动机100和/或飞行器(包括涡轮风扇发动机100)的操作。例如，涡轮风扇发动机100可包括主润滑系统162、压缩机冷却空气(cca)系统164、主动热间隙控制(atcc)系统166和发电机润滑系统168，其中的每一个都示意性地描绘在图2中。主润滑系统162被配置成向例如压缩机区段、涡轮区段、hp线轴122和lp轴124中的各种轴承和齿轮啮合提供润滑剂。由主润滑系统162提供的润滑剂可以增加这些部件的使用寿命并且可以通过使用一个或多个热交换器从这些部件移除一定量的热量。压缩机冷却空气(cca)系统164将来自hp压缩机112或lp压缩机110中的一者或两者的空气提供给hp涡轮116或lp涡轮118中的一者或两者。主动热间隙控制(atcc)系统166用于在飞行任务期间当外壳温度变化时，最小化涡轮叶片尖端和壳体壁之间的间隙。发电机润滑系统168为电子发电机(未示出)提供润滑，以及为电子发电机冷却/除热。电子发电机可以向例如涡轮风扇发动机100的启动电动机和/或涡轮风扇发动机100的各种其他电子部件和/或包括涡轮风扇发动机100的飞行器提供电力。用于发动机100的润滑系统(例如，主润滑系统162和发电机润滑系统168)可以使用碳氢化合物流体(例如油)进行润滑，其
中油循环通过油清除管线的内表面。
32.然而，应当理解，这里讨论的涡轮风扇发动机100仅作为示例提供。在其他实施例中，任何其他合适的发动机都可以与本公开的方面一起使用。例如，在其他实施例中，发动机可以是任何其他合适的燃气涡轮发动机，例如，涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮喷气发动机、无导管单风扇发动机等。以这种方式，将进一步理解的是，在其他实施例中，燃气涡轮发动机可具有其他合适的配置，例如轴、压缩机、涡轮、风扇等的其他合适数量或布置。此外，虽然涡轮风扇发动机100被示为直接驱动、固定螺距涡轮风扇发动机100，但在其他实施例中，燃气涡轮发动机可以是齿轮传动燃气涡轮发动机(即，包括风扇126和驱动风扇的轴(例如lp轴124)之间的齿轮箱)，可以是可变螺距燃气涡轮发动机(即，包括风扇126，其具有可围绕它们各自的俯仰轴线旋转的多个风扇叶片128)等。此外，仍然在替代实施例中，本公开的方面可以结合到任何其他类型的发动机中，或以其他方式与任何其他类型的发动机一起使用，例如往复式发动机。另外，在其他示例性实施例中，示例性涡轮风扇发动机100可以包括或可操作地连接到任何其他合适的附件系统。此外，或替代地，示例性涡轮风扇发动机100可以不包括或可操作地连接到一个或多个附件系统162、164、166、168，如上所述。
33.图3显示了根据本公开的实施例的燃烧区段114的燃烧器300。图3是显示图2中的细节3的详细视图。燃烧器300是环形燃烧器，其包括在内衬里304和外衬里306之间限定的燃烧室302。内衬里304和外衬里306中的每一个都围绕发动机100的纵向中心线101(图2)呈环形。燃烧器300还包括燃烧室壳体308，其也围绕发动机100的纵向中心线101呈环形。燃烧器壳体308围绕内衬里304和外衬里306周向延伸，并且内衬里304和外衬里306位于燃烧器壳体308的径向内侧。燃烧器300还包括安装到内衬里304和外衬里306中的每一个的前端的圆顶310。圆顶310限定燃烧室302的上游(或前端)。
34.多个混合器组件210(图3中仅示出一个)围绕圆顶310间隔开。多个混合器组件210围绕发动机100的纵向中心线101周向间隔开。在图3所示的实施例中，每个混合器组件210是双环形预混合旋流器(taps)，其包括主混合器212和先导混合器214。先导混合器214在整个发动机操作周期由燃料喷射器200供应燃料，而主混合器212仅在发动机操作周期(例如起飞和爬升)的增加功率条件期间才从燃料喷射器200供应燃料。taps混合器组件210以示例的方式提供并且本文讨论的催化金属层可以应用于其他混合器组件设计和其他燃烧器设计。
35.如上所述，包括hp压缩机112(图2)的压缩机区段对空气加压，并且燃烧器300从hp压缩机112的排放出口(压缩机排放出口216)接收该加压空气的环形流。该空气可称为压缩机排放压力空气。压缩机排放空气的一部分流入混合器组件210。燃料被喷射到混合器组件210中的空气中，以与空气混合并形成燃料-空气混合物。燃料-空气混合物从混合器组件210提供到燃烧室302，用于燃烧。燃料-空气混合物的点燃由合适的点火器312完成，并且产生的燃烧气体在轴向方向上流向环形的第一级涡轮喷嘴314并进入环形的第一级涡轮喷嘴314。第一级涡轮喷嘴314由环形流动通道限定，该环形流动通道包括多个径向延伸的、圆形间隔开的喷嘴轮叶316，喷嘴轮叶316使气体转向，使得它们成角度地流动并冲击hp涡轮116(图2)的第一涡轮(未示出)的第一级涡轮叶片。
36.燃料喷射器200通过喷嘴座固定到燃烧器壳体308。在该实施例中，喷嘴座是与燃
料喷射器200的杆204一体形成的凸缘202。凸缘202固定到燃烧器壳体308，与燃烧器壳体308密封。杆204包括碳氢化合物燃料流过的流动通道，并且杆204从凸缘202径向向内延伸。燃料喷射器200还包括燃料喷嘴尖端220，作为混合器组件210的一部分，燃料通过燃料喷嘴尖端220被喷射到燃烧室302中。
37.图4显示了图3所示的燃烧器300的混合器组件210。图4是显示图3中的细节4的详细视图，并且，图3是横截面图，图4也是混合器组件210的横截面图。燃料喷嘴尖端220包括燃料喷嘴主体222和附接至燃料喷嘴主体222的后部隔热罩224。燃料喷嘴主体222安装到入口整流罩226。入口整流罩226连接到杆204或与杆204一体。燃料喷嘴主体222包括主燃料喷嘴230和具有初级先导燃料孔242和次级先导燃料孔244的双孔先导燃料喷射器尖端240。初级先导燃料孔242和次级先导燃料孔244可以基本上彼此同心并且基本上在环形先导入口246中居中。主燃料喷嘴230围绕先导入口246，并且先导入口246位于主燃料喷嘴230和双孔先导燃料喷射器尖端240之间。在该实施例中，燃料喷嘴尖端220围绕延伸穿过初级先导燃料孔242的中心的轴线是圆形的。在下面的讨论中，可以相对于该轴线讨论燃料喷嘴尖端220的各种特征。
38.燃料通过杆204提供给主燃料喷嘴230。主燃料喷嘴230包括布置在环形主燃料环234中的环形主燃料通道232。主燃料喷嘴230包括从环形主燃料通道232径向向外延伸并穿过环形主燃料环234的壁的主燃料喷射孔236的圆形阵列或主燃料喷射孔236的环形阵列。主燃料喷嘴230和环形主燃料环234在初级先导燃料孔242和次级先导燃料孔244的径向外侧间隔开。主燃料喷嘴230通过主燃料喷射孔236的圆形阵列沿径向向外的方向喷射燃料。
39.燃料也通过杆204提供给初级先导燃料孔242和次级先导燃料孔孔244。次级先导燃料孔244径向定位成直接邻近初级先导燃料孔242并且围绕初级先导燃料孔242。先导混合器214包括内先导旋流器251、外先导旋流器253以及内先导旋流器251和外先导旋流器253之间的旋流器分流器255。内先导旋流器251位于双孔先导燃料喷射器尖端240的径向外侧并且邻近双孔先导燃料喷射器尖端240。外先导旋流器253位于内先导旋流器251的径向外侧。旋流器分流器255在双孔先导燃料喷射器尖端240的下游延伸并且第一文丘里管260形成在旋流器分流器255的下游部分257中。第一文丘里管260包括收敛区段262、发散区段264以及收敛区段262和发散区段264之间的喉部266。喉部266位于初级先导燃料孔242和次级先导燃料孔244的下游。旋流器分流器255，更具体地，旋流器分流器255的下游部分257形成用于第一文丘里管260的外壳。内先导旋流器251和外先导旋流器253大致平行于双孔先导燃料喷射器尖端240的中心线定向。内先导旋流器251和外先导旋流器253包括多个旋流轮叶259，用于使通过其中的空气产生旋流。
40.压缩机排放空气的一部分流入混合器组件先导入口246，然后流入内先导旋流器251和外先导旋流器253。如上所述，在发动机操作周期，燃料和空气始终被提供给先导混合器214，从而在燃烧室302的中心部分内产生初级燃烧区。初级先导燃料孔242是圆形的，而次级先导燃料孔244是环形的。初级先导燃料孔242和次级先导燃料孔244中的每一个沿大体下游方向喷射燃料，并喷射到流过内先导旋流器251的压缩空气中。初级先导燃料孔242和次级先导燃料孔244是流体连接到燃料源并配置成将碳氢化合物燃料喷射到混合器组件中的燃料喷射口的示例。该燃料和空气混合物流过第一文丘里管260并通过圆形出口268离开。出口268在发散区段264的下游。
41.先导混合器214由环形先导外壳270支撑。先导外壳270包括圆锥形壁区段272，圆锥形壁区段272与圆锥形先导混合室274外接，圆锥形先导混合室274与先导混合器214(更具体地，出口268)流体连通并位于先导混合器214的下游。先导混合室274还流体连接到初级先导燃料孔242和次级先导燃料孔并且位于初级先导燃料孔242和次级先导燃料孔244的下游。先导混合室274是燃料喷射器200的通道，并且更具体地，是燃料喷嘴尖端220的通道。由于燃料喷嘴尖端220也是混合器组件210的一部分，所以先导混合室274也是混合器组件210的通道。因此，先导外壳270的锥形壁区段272是通道壁，其包括面向先导混合室274(通道)的通道壁表面276。在这个实施例中，锥形壁区段272是由先导外壳270形成的第二文丘里管280的部分。第二文丘里管280包括收敛区段282、发散区段284以及收敛区段282和发散区段284之间的喉部286。发散区段284由锥形壁区段272提供，其从喉部286向下游延伸并且与后隔热罩224的发散表面228连续。该实施例的发散表面228形成后隔热罩224的锥形壁区段，其与锥形壁区段272的壁表面276共面。发散区段284具有上游端(在该实施例中是喉部286)和下游端(在该实施例中是先导混合室274的出口278)。如图4所示，第二文丘里管280在出口278(下游端)处的横截面面积大于第二文丘里管280在喉部286(上游端)处的横截面面积。
42.空气流过外先导旋流器253，通过收敛区段282流向喉部286。该空气与来自出口268的燃料-空气混合物混合，并通过喉部286到达发散区段284和后隔热罩224。随着燃料-空气混合物流过先导混合室274，通过先导混合室274的出口278并进入燃烧室302，先导混合室274，更具体地说，锥形壁区段272的壁表面276暴露于碳氢化合物燃料。由于邻近燃烧室302和邻近初级燃烧区，燃料、锥形壁区段272和后隔热罩224暴露于高温。例如，锥形壁区段272和后隔热罩224的温度可以是六百华氏度到一千一百华氏度。先导外壳270和后隔热罩224由适用于这些高温环境的材料制成，包括不锈钢、镍和铬的耐腐蚀合金以及高强度镍基合金。先导外壳270和后隔热罩224因此可以由选自由铁基合金、镍基合金和铬基合金组成的群组的金属合金形成。这些材料在这些温度下的暴露表面，更具体地，壁表面276因此可能易于大量积聚焦炭和/或部分燃烧的燃料沉积物。在此类材料上形成的焦炭可能会牢固地结合到燃料喷嘴尖端220的这些金属部件上，导致形成厚厚的大颗粒焦炭层。如上所述，焦炭会在这些表面上积聚相当厚的厚度，大块焦炭会脱落，成为内部物体，会对燃料喷嘴下游的部件(热气路径部件)造成严重损坏。
43.为了防止焦炭的积聚和上面讨论的问题，第二文丘里管280的表面的至少一部分，包括例如壁表面276和后隔热罩224可以涂有催化金属层(本文称为催化金属层288)，以抑制焦炭沉积和积聚。如上所述，先导混合室274是通道，并且在本文讨论的实施例中，通道壁的一部分是涂覆有催化金属层(催化金属层288)的涂层通道壁。涂层通道壁位于燃料喷射端口(在该实施例中，初级先导燃料孔242和次级先导燃料孔244)的下游。如上所述，空气流过先导混合室274(通道)并由空气入口引入。在这些实施例中，空气入口在涂层通道壁的上游。更具体地，空气通过内先导旋流器251和外先导旋流器253从先导入口246引入先导混合室274(通道)。流过内先导旋流器251的空气经由出口268也被引入先导混合室274。
44.合适的催化金属包括铂族金属，并且催化金属可以是选自由钌、铑、钯、锇、铱和铂组成的群组的金属。在该群组中，钯和铂可能是优选的催化金属。金也可以是合适的金属，并且在一些实施例中，催化金属可以是钯、铂或金中的一种。不打算受任何理论的束缚，这
些催化金属促进焦炭细丝(尺寸小于一百微米)的形成，而不是焦炭的大颗粒(尺寸大于两百微米)的形成。这些焦炭细丝与催化金属层288轻微结合(不是强结合)并且在不损坏下游部件的情况下，燃料喷嘴的正常操作可以很容易地去除丝状焦炭。
45.先导外壳270的基底(基础)材料的暴露表面，更具体地说，锥形壁区段272或后隔热罩224，促进厚厚的大颗粒焦炭的形成，并且该实施例的催化金属层288被施加作为壁表面276上的连续层，以避免会暴露基底材料的不连续性。仅需要一薄层催化金属来促进丝状焦炭的形成。由于这些催化金属可能很昂贵，催化金属层288的厚度优选被最小化。催化金属层288的厚度可以优选地小于五十微米，并且更优选地小于二十五微米。在一些实施例中，催化金属层288的厚度可以是从五微米到十微米。
46.为了与燃料-空气混合物流过先导混合室274相关的空气动力学目的，催化金属层288优选地具有非常光滑的表面光洁度。光滑的表面光洁度还有助于防止焦炭粘附到第二文丘里管280上。在一些实施例中，催化金属层288可以具有从二十微英寸到一百五十微英寸的表面光洁度(表面粗糙度ra)，并且在其他实施例中，从八十微英寸到一百五十微英寸。
47.催化金属层288可以使用产生具有上述厚度和表面光洁度的连续金属层的任何合适的方法来施加。本文讨论的部件，例如第二文丘里管280的发散区段284和后隔热罩224的发散表面228，可以优选地使用视距工艺(例如电镀)进行涂层，而不是使用其他工艺(例如化学气相沉积)。当使用电镀时，电镀工艺可以使用在航空航天工业内的商业电镀车间找到的设备、能力和经验来进行。电镀可以在以下浴条件下进行。催化金属层288可以从含有处于(ii)或(iv)氧化状态的催化金属盐的电解镀浴中电镀。涂覆期间浴的温度可以为七十五至八十五摄氏度。电流密度可以是六到十安培每平方英尺(amp/ft2or asf)。在室温下测量的浴的ph值可能为11至13。在室温下测量的溶液的电导率可以是八个半毫西门子每厘米(ms/em)到十二个毫西门子每厘米(ms/em)。可以以每分钟六十至三百转(rpm)的搅拌速率搅拌该溶液。根据所需的厚度，电镀可以进行一到三个小时。
48.在前面的讨论中，燃烧器300和混合器组件210被配置为使用双环形预混合旋流器(taps)，但是本文讨论的催化金属层288可以应用于其他混合器组件设计和其他燃烧器设计。燃烧器400的另一个示例在图5中示出。图5是显示图2中富燃燃烧器设计的细节3的详细视图，并且图2是横截面图，图5也是燃烧器400的横截面图。图6显示图5中的燃烧器400的混合器组件410。图6是显示图5中的细节6的详细视图，并且，图5是横截面图，图6也是混合器组件410的横截面图。该实施例的燃烧器400和混合器组件410包括与上述燃烧器300和混合器组件210相同或相似的部件。该实施例中与上述那些相同或相似的部件用相同的附图标记标识并且省略了对这些部件的详细描述。
49.该实施例的燃烧器400显示了富燃燃烧器。多个混合器组件410(仅示出一个)围绕圆顶310间隔开。如图6所示，该实施例的混合器组件410包括压缩空气流过的内旋流器412和外旋流器414。燃料通过燃料喷射端口402喷射到混合器组件410中。燃料喷射端口402沿大体下游方向喷射燃料并喷射到流过内旋流器412的压缩空气。燃料被喷射到混合室404中，混合室404将燃料与压缩空气混合，以形成燃料-空气混合物。与上面讨论的先导混合室274一样，该实施例的混合室404是燃料喷射器200的通道，其具有包括面向混合室404(通道)的通道壁表面408的壁区段406。在该实施例中，壁区段406是文丘里管420的一部分，文丘里管420包括收敛区段422、发散区段424以及在收敛区段422和发散区段424之间的喉部
426。在该实施例中，催化金属层288形成在文丘里管420的表面上。燃料-空气混合物通过混合室404的出口428离开，并且在后隔热罩224的发散表面228的上游的位置处与流过外旋流器414的空气结合。在这个实施例中，催化金属层288也形成在后隔热罩224的发散表面228上。
50.我们的测试证实了以上述实施例中讨论的方式将催化金属施加到燃料喷嘴尖端220的暴露表面的有效性。其中一项测试是发动机模拟燃烧测试。在该测试中，我们将一层铂作为催化金属层288施加到双环形预混合旋流器(taps)中的第二文丘里管280的发散区段284，以形成涂层文丘里管(见图4)。我们在上述条件下使用电镀将铂施加到发散区段284。我们将涂层文丘里管与燃料喷嘴尖端220对比，在类似条件下操作，没有涂层文丘里管(无涂层文丘里管)。我们运行了发动机模拟燃烧测试，持续时间约为两个小时，点火后可控加速，在该条件下保持约四十五分钟，可控冷却，然后熄火。我们测量了入口处的起始温度为四百华氏度，在五十分钟内增加到大约一千度。我们将温度保持在约一千度左右，保持了四十五分钟，然后开始冷却和熄火，让初始测量两小时后温度降至200度。在测试期间，我们保持了相对恒定的燃料流量，大约为每小时200磅质量。在冷却和熄火期间，我们首先在半小时内将燃料流量增加到大约每小时230磅质量，然后通过切断流向燃料喷嘴的燃料来熄火。入口压力在循环开始时测量为大约九十磅每平方英寸的绝对值，并且在四十五分钟的保持期间逐渐增加到一百八十磅每平方英寸的绝对值。在冷却过程中，进入测试约一个小时，当燃料停止流动时，入口压力线性下降到大约160磅每平方英寸的绝对值。
51.涂层文丘里管和无涂层文丘里管中的每一个都表现出焦炭沉积。我们通过应用一块透明办公胶带(例如magic
tm
胶带)(其中，粘合侧在每个文丘里管的焦炭上)进行粘合力测试。然后我们撕下胶带，观察到焦炭粘在胶带上。与无涂层文丘里管相比，从铂涂层文丘里管去除了更多的焦炭，并且两者之间的焦炭形态不同。来自铂涂层文丘里管的焦炭显示出丝状形态，并且比来自无涂层文丘里管的焦炭具有更小的规模。正如该测试所证明的，文丘里管上的催化金属涂层，例如铂催化涂层，可以有效减少发动机操作期间的焦炭积聚。
52.本公开的进一步方面由以下条项的主题提供。
53.一种用于燃气涡轮发动机的混合器组件包括外壳和燃料喷射端口。外壳包括形成在其中的通道和面向通道的通道壁。燃料喷射端口流体地连接到燃料源并且配置为将碳氢化合物燃料喷射到通道中。通道壁的至少一部分是涂层通道壁。涂层通道壁(i)涂有催化金属的层并且(ii)位于所述燃料喷射端口的下游。
54.根据前述条项所述的混合器组件，其中所述涂层通道壁的所述催化金属的层具有表面粗糙度。所述表面粗糙度为从二十微英寸到一百五十微英寸。
55.根据前述条项中任一项所述的混合器组件，其中所述催化金属是选自由钌、铑、钯、锇、铱和铂组成的群组的金属。
56.根据前述条项中任一项所述的混合器组件，其中所述催化金属是钯、铂或金中的一种。
57.根据前述条项中任一项所述的混合器组件，其中所述催化金属的层的厚度小于二十五微米。
58.根据前述条项中任一项所述的混合器组件，其中所述催化金属的层具有从五微米
到十微米的厚度。
59.根据前述条项中任一项所述的混合器组件，其中所述催化金属的层是电镀层。
60.根据前述条项中任一项所述的混合器组件，其中所述通道壁由选自由铁基合金、镍基合金和铬基合金组成的群组的金属合金形成。
61.根据前述条项中任一项所述的混合器组件，其中所述通道包括锥形区段。所述通道的所述锥形区段的通道壁是所述涂层通道壁。
62.根据前述条项中任一项所述的混合器组件，其中所述锥形区段具有上游端和下游端。所述通道在所述上游端和所述下游端中的每一个处具有横截面面积。在所述锥形区段的所述下游端处的所述通道的所述横截面面积大于在所述锥形区段的所述上游端处的所述通道的所述横截面面积。
63.根据前述条项中任一项所述的混合器组件，进一步包括空气入口，所述空气入口配置为引入空气通过所述空气入口流入所述通道中。所述空气入口在所述涂层通道壁的上游。
64.根据前述条项中任一项所述的混合器组件，其中所述通道是文丘里管，所述文丘里管包括收敛区段、发散区段和喉部。所述涂层通道壁包括所述发散区段的通道壁。
65.根据前述条项中任一项所述的混合器组件，其中所述涂层通道壁进一步包括所述收敛区段的通道壁。
66.根据前述条项中任一项所述的混合器组件，进一步包括先导燃料喷射器尖端和先导旋流器。所述先导燃料喷射器尖端包括至少一个先导燃料孔。所述燃料喷射端口是所述先导燃料孔。所述先导旋流器位于所述先导燃料喷射器尖端的径向外侧并邻近所述先导燃料喷射器尖端。空气配置为流过所述先导旋流器并与来自所述先导燃料孔的燃料混合，作为燃料-空气混合物。所述先导器旋流器具有配置为将所述燃料-空气混合物排放到所述通道中的出口。
67.根据前述条项中任一项所述的混合器组件，进一步包括配置为沿径向向外方向喷射燃料的主燃料喷射孔的阵列。所述主燃料喷射孔从所述通道径向向外定位。
68.根据前述条项中任一项所述的混合器组件，其中所述通道是文丘里管，所述文丘里管包括收敛区段、发散区段和喉部。所述涂层通道壁包括所述发散区段的通道壁，并且所述先导旋流器的所述出口位于所述发散区段的上游。
69.根据前述条项中任一项所述的混合器组件，其中所述先导旋流器由外壳形成。所述外壳被成形为文丘里管。
70.一种燃气涡轮发动机包括燃烧器和根据权利要求1所述的混合器组件，所述燃烧器包括燃烧室。所述混合器组件配置为将空气和碳氢化合物燃料的混合物喷射到所述燃烧室中。
71.根据前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中所述燃烧器配置为燃烧空气和碳氢化合物燃料的所述混合物以产生燃烧产物，并且其中所述燃气涡轮发动机进一步包括至少一个部件，所述至少一个部件涂有热障涂层、在所述燃烧器的下游并配置为接收所述燃烧产物。
72.根据前述条项中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述混合器组件包括邻近所述燃烧室的隔热罩。所述隔热罩的至少一部分涂有所述催化金属的层。
73.虽然前面的描述是针对优选实施例的，但是对于本领域的技术人员来说，其他变化和修改将是显而易见的，并且可以在不脱离本公开的精神或范围的情况下进行其他变化和修改。此外，结合一个实施例描述的特征可以结合其他实施例使用，即使上面没有明确说明。

技术特征：
1.一种用于燃气涡轮发动机的混合器组件，其特征在于，所述混合器组件包括：外壳，所述外壳包括形成在其中的通道和面向所述通道的通道壁；和燃料喷射端口，所述燃料喷射端口流体地连接到燃料源并且配置为将碳氢化合物燃料喷射到所述通道中，其中所述通道壁的至少一部分是涂层通道壁，所述涂层通道壁(i)涂有催化金属的层并且(ii)位于所述燃料喷射端口的下游。2.根据权利要求1所述的混合器组件，其特征在于，其中所述涂层通道壁的所述催化金属的所述层具有表面粗糙度，所述表面粗糙度为从二十微英寸到一百五十微英寸。3.根据权利要求1所述的混合器组件，其特征在于，其中所述催化金属是选自由钌、铑、钯、锇、铱和铂组成的群组的金属。4.根据权利要求1所述的混合器组件，其特征在于，其中所述催化金属是钯、铂或金中的一种。5.根据权利要求1所述的混合器组件，其特征在于，其中所述催化金属的所述层的厚度小于二十五微米。6.根据权利要求1所述的混合器组件，其特征在于，其中所述催化金属的所述层具有从五微米到十微米的厚度。7.根据权利要求1所述的混合器组件，其特征在于，其中所述催化金属的所述层是电镀层。8.根据权利要求1所述的混合器组件，其特征在于，其中所述通道壁由选自由铁基合金、镍基合金和铬基合金组成的群组的金属合金形成。9.根据权利要求1所述的混合器组件，其特征在于，其中所述通道包括锥形区段，所述通道的所述锥形区段的通道壁是所述涂层通道壁。10.根据权利要求9所述的混合器组件，其特征在于，其中所述锥形区段具有上游端和下游端，所述通道在所述上游端和所述下游端中的每一个处具有横截面面积，在所述锥形区段的所述下游端处的所述通道的所述横截面面积大于在所述锥形区段的所述上游端处的所述通道的所述横截面面积。

技术总结
一种用于燃气涡轮发动机的混合器组件。混合器组件包括外壳和燃料喷射端口。外壳具有形成于其中的通道，并且外壳包括面向通道的通道壁。燃料喷射端口流体连接到燃料源并且被配置为将碳氢化合物燃料喷射到通道中。通道壁的至少一部分是涂层通道壁。涂层通道壁(i)涂有催化金属层并且(ii)位于燃料喷射端口的下游。化金属层并且(ii)位于燃料喷射端口的下游。化金属层并且(ii)位于燃料喷射端口的下游。


技术研发人员：劳伦斯
受保护的技术使用者：通用电气公司
技术研发日：2023.02.16
技术公布日：2023/8/24