使用氢燃料的燃气涡轮发动机的燃烧器尺寸额定值的制作方法

1.本公开涉及使用氢燃料的燃气涡轮发动机的燃烧器，并且特别是，涉及用于飞行器的燃气涡轮发动机的燃烧器。


背景技术：

2.商用飞行器的推进系统通常包括一个或多个飞行器发动机，例如涡轮风扇喷气发动机。飞行器发动机可以安装到飞行器的机翼中的相应一个，例如使用挂架安装到机翼下方的悬挂位置。这些发动机可以由航空涡轮燃料提供动力，该燃料通常是具有期望碳数和碳氢比的可燃碳氢液体燃料，例如煤油型燃料。这种燃料在燃烧时产生二氧化碳排放，并且需要改进以减少商用飞行器中的这种二氧化碳排放。
附图说明
3.本公开的特征和优点将从以下更具体的对各种示例性实施例的描述中变得显而易见，如附图中所示，其中相似的附图标记通常表示相同、功能类似和/或结构类似的元件。
4.图1是具有根据本公开的实施例的燃气涡轮发动机的飞行器的示意立体图。
5.图2是沿图1中的线2-2截取的图1中所示的飞行器的燃气涡轮发动机的示意横截面视图。
6.图3是可与图1中所示的飞行器一起使用的非管道式单风扇发动机的立体图。
7.图4是沿图3中的线4-4截取的图3中所示的非管道式单风扇发动机的示意横截面视图。
8.图5是沿图1中的线2-2截取的可与图1中所示的飞行器一起使用的涡轮喷气发动机的示意横截面视图。
9.图6是用于图2中所示的燃气涡轮发动机的第一燃烧器的横截面视图，示出了图2的细节6。
10.图7是用于图2中所示的燃气涡轮发动机的第二燃烧器的横截面视图，示出了图2的细节6。
11.图8是用于图2中所示的燃气涡轮发动机的第三燃烧器的横截面视图，示出了图2的细节6。
12.图9是用于图2中所示的燃气涡轮发动机的第四燃烧器的横截面视图，示出了图2的细节6。
13.图10是用于图2中所示的燃气涡轮发动机的第五燃烧器的横截面视图，示出了图2的细节6。
14.图11是示出根据本公开的实施例的作为燃烧器高度的函数的燃烧器长度(平方)的曲线图。
15.图12是示出根据本公开的实施例的在使用氢燃料的发动机燃气涡轮发动机中作为核心气流参数的函数的燃烧器尺寸额定值的曲线图。
具体实施方式
16.本公开的特征、优点和实施例通过考虑以下详细描述、附图和权利要求来阐述或显而易见。此外，应当理解，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。
17.下面详细讨论各种实施例。尽管讨论了特定实施例，但这仅是为了说明的目的。相关领域的技术人员将认识到，在不背离本公开的精神和范围的情况下可以使用其他部件和构造。
18.如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用以将一个部件与另一个部件区分开，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
19.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，前是指更靠近发动机入口的位置，而后是指更靠近发动机喷嘴或排气口的位置。
20.术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，“下游”是指流体向其流动的方向。
21.除非本文另有说明，否则术语“联接”、“固定”、“附接”、“连接”等既指直接联接、固定、附接或连接，也指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。
22.除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数引用。
23.如本文在整个说明书和权利要求书中使用的近似语言被应用于修饰可以允许变化而不会导致与其相关的基本功能发生改变的任何定量表示。因此，由诸如“约”、“大约”和“基本上”的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值的仪器的精度，或用于构造或制造部件和/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、值范围和/或限定值范围的端点的1％、2％、4％、10％、15％或20％的裕度内。
24.除非另有说明，否则术语“旁通比”是指起飞条件下的旁通比。如本文所用的术语旁通比是指绕过发动机核心的发动机加速的气流的质量流率与进入发动机核心的气流的质量流率之间的比。例如，在示例性发动机(例如图2中描绘并在下文进一步讨论的涡轮风扇发动机100)中，旁通比是进入旁通气流通道140的气流的质量流率与进入核心空气流动路径121的气流的质量流率的比。旁通比也可以估计为旁通管道的入口(例如，旁通气流通道140的入口，下文讨论)的面积或转子扫过的面积(例如，风扇叶片322扫过的面积，下文讨论)与发动机核心的入口(例如，核心空气流动路径121的入口)的面积的比。
25.除非另有说明，否则术语“推力”是指起飞时的最大推力。在计算核心气流参数时采用这种推力的含义(关系式(2)，如下)。
26.在此以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换。除非上下文或语言另有说明，否则此类范围被识别并包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围都包括端点，并且端点可以相互独立地组合。
27.可燃碳氢液体燃料(例如jet-a燃料)长期以来一直用于燃气涡轮发动机，并且燃气涡轮发动机的部件，特别是燃烧器，已经针对这种燃料进行设计。氢燃料可用于消除商用飞行器的二氧化碳排放。然而，与可燃碳氢液体燃料(例如jet-a燃料)相比，氢燃料提出了许多挑战。例如，氢燃料是高反应性燃料，其燃烧温度高于可燃碳氢液体燃料。氢燃料还具
有更高的火焰速度。例如，双原子氢的氢燃料的层流火焰速度比jet-a燃料的层流火焰速度大一个数量级。
28.当在目前具有富燃燃烧器的燃气涡轮发动机中测试氢燃料时，发明人观察到，与可燃碳氢液体燃料相比，氢燃料的较高燃烧温度导致氮氧化物(“nox”)的产生增加。我们还在测试中观察到nox排放对燃烧器停留时间很敏感。如上所述，氢燃料具有高反应性(相对于其他燃料)，广泛的可燃性限制和非常高的火焰速度，导致靠近燃烧器前端的氢火焰非常短。对于如此短的火焰，为jet-a燃料设计的燃烧器的后火焰停留时间增加。这些发现使人们认识到，在设计氢燃料燃烧器以满足nox排放目标时，燃烧器停留时间需要减少多于约50％。为了找到用于使用氢燃料的燃气涡轮发动机的合适燃烧器设计，我们构想了具有不同形状和尺寸的多种燃烧器，以确定哪些实施例最有希望用于各种设想发动机设计和推力等级。如本文所述和图中所示的各种实施例是尺寸设计成满足nox排放目标的燃烧器。
29.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，推进系统产生在飞行中、滑行操作期间等推进飞行器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20。在该实施例中，每个发动机20通过挂架18以翼下构造附接到机翼14中的一个。尽管发动机20在图1中示出为以翼下构造附接到机翼14，但在其他实施例中，发动机20可以具有替代构造并联接到飞行器10的其他部分。例如，发动机20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。
30.如以下将参考图2进一步描述的，图1中所示的发动机20是燃气涡轮发动机，每一个发动机都能够选择性地为飞行器10生成推进推力。推进推力的量可以至少部分地基于经由燃料系统200提供给燃气涡轮发动机20的燃料量来控制。燃料储存在燃料系统200的燃料箱212中。如图1所示，燃料箱212的至少一部分位于每个机翼14中，并且燃料箱212的一部分位于机翼14之间的机身12中。然而，燃料箱212可以位于机身12或机翼14中的其他合适位置。燃料箱212也可以完全位于机身12或机翼14内。燃料箱212也可以是单独的箱而不是单个一体的本体，例如两个箱，每个箱都位于对应的机翼14内。
31.尽管图1中所示的飞行器10是飞机，但是本文描述的实施例也可以适用于其他飞行器10，包括例如直升机和无人驾驶飞行器(uav)。本文讨论的飞行器是固定翼飞行器或旋翼飞行器，其通过作用在例如固定翼(例如，机翼14)或旋转翼(例如，直升机的旋翼)上的空气动力生成升力，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)。发动机20可以用于各种其他应用，包括静止发电系统和本文明确描述的飞行器10之外的其他运载器，例如小船、轮船、汽车、卡车等。
32.图2是图1中所示的飞行器10的推进系统中使用的发动机20中的一个的示意横截面视图。图2的横截面视图是沿图1中的线2-2截取的。对于图2中描绘的实施例，发动机20是高旁通涡轮风扇发动机，其在本文中被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(平行于纵向中心线轴线101延伸，纵向中心线轴线101在图2中作为参考示出)、径向方向r和周向方向。周向方向(图2中未描绘)在绕轴向方向a旋转的方向上延伸。涡轮风扇发动机100包括风扇区段102和设置在风扇区段102下游的涡轮机104。
33.图2中描绘的涡轮机104包括管状外壳或机舱106和入口108。在外壳106内有发动机核心，发动机核心以串行流动关系包括：压缩机区段，其包括增压或低压(lp)压缩机110
和高压(hp)压缩机112；燃烧区段150(本文也称为燃烧器150)；涡轮区段，其包括高压(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、燃烧器150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100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驱动地连接到hp压缩机112的高压(hp)轴或线轴122，以及将lp涡轮118驱动地连接到lp压缩机110的低压(lp)轴或线轴124。
34.图2中所示的风扇区段102包括风扇126，风扇126具有联接到盘130的多个风扇叶片128。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。如图2所示，增压器108也可以由lp轴124直接驱动。盘130被可旋转的前毂132覆盖，前毂132在空气动力学上成形为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设置成周向围绕风扇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被支撑。机舱134的下游区段138在涡轮机104的外部分上延伸，以便在其间限定旁通气流通道140。
35.涡轮风扇发动机100可与燃料系统200一起操作，并且接收来自燃料系统200的燃料流。如下文将进一步描述的，燃料系统200包括燃料输送组件202，燃料输送组件202将燃料流从燃料箱212提供到涡轮风扇发动机100，并且更具体地，提供到将燃料注入到燃烧器150的燃烧室430中的多个燃料喷嘴442。
36.涡轮风扇发动机100还包括各种附件系统，以帮助涡轮风扇发动机100和/或包括涡轮风扇发动机100的飞行器的操作。例如，涡轮风扇发动机100可包括主润滑系统171、压缩机冷却空气(cca)系统173、主动热间隙控制(atcc)系统175和发电机润滑系统177，它们中的每一个都在图2中示意性地描绘。主润滑系统171被构造为向例如压缩机区段、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171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中去除一定量的热量。压缩机冷却空气(cca)系统173将来自hp压缩机112或lp压缩机110中的一个或两者的空气提供给hp涡轮116或lp涡轮118中的一个或两者。主动热间隙控制(atcc)系统175用于在飞行任务期间随着壳体温度变化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177为电子发电机(未示出)提供润滑，以及为电子发电机提供冷却/散热。电子发电机可以向例如用于涡轮风扇发动机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。
37.来自这些辅助系统171、173、175和177以及其他辅助系统的热量可以在操作期间作为来自涡轮风扇发动机100的废热提供给各种散热器，例如提供给如下讨论的各种汽化器220。此外，涡轮风扇发动机100可以例如在涡轮区段或喷射排气喷嘴区段120内包括一个或多个热交换器179，用于从通过其中的气流中提取废热，以也向各种散热器(例如下面讨论的汽化器220)提供热量。
38.该实施例的燃料系统200被构造为将用于涡轮风扇发动机100的燃料储存在燃料箱212中，并且经由燃料输送组件202将燃料输送到涡轮风扇发动机100。燃料输送组件202包括管、管道等，以将燃料系统200的各种部件流体连接到涡轮风扇发动机100。如上所述，涡轮风扇发动机100，特别是本文讨论的燃烧器150可以特别适合与氢燃料(双原子氢)一起使用。在图2所示的实施例中，燃料是包含氢(更具体地，双原子氢)的氢燃料。在一些实施例
中，氢燃料可以基本上由氢组成。
39.燃料箱212可以被构造为将氢燃料至少部分地以液相存放，并且可以被构造为基本上完全以液相(例如完全以液相)将氢燃料提供给燃料输送组件202。例如，燃料箱212可以具有固定体积并且包含一定体积的液相氢燃料(液态氢燃料)。由于燃料箱212基本上完全以液相向燃料输送组件202提供氢燃料，因此燃料箱212中的液态氢燃料的体积减少并且燃料箱212中的剩余体积由例如气相氢(气态氢)组成。如本文所用，用于描述氢燃料的相的术语“基本上完全”是指至少99％(按质量计)的氢燃料的所述部分处于所述相，例如至少97.5％、例如至少95％、例如至少92.5％、例如至少90％、例如至少85％、或例如至少75％(按质量计)的氢燃料的所述部分处于所述相。
40.为了将氢燃料基本上完全以液相储存，氢燃料以非常低的(低温)温度储存在燃料箱212中。例如，氢燃料可以在大气压下以约-253摄氏度或更低、或在其他温度和压力下储存在燃料箱212中，从而将氢燃料基本上维持在液相。燃料箱212可以由已知材料(例如钛、铝或复合材料)制成。燃料箱212和燃料系统200可以包括多种支撑结构和部件，从而促进以这种方式储存氢燃料。
41.液态氢燃料从燃料箱212供应到燃料输送组件202。燃料输送组件202可以包括被构造为在燃料箱212和涡轮风扇发动机100之间运送氢燃料的一个或多个管线、导管等。燃料输送组件202因此提供了从燃料箱212到涡轮风扇发动机100的氢燃料的流动路径。氢燃料由燃料输送组件202以气相、超临界相或两者(例如，气相和超临界相)输送到发动机。燃料系统200因此包括与燃料输送组件202流体连通的汽化器220，以加热流过燃料输送组件202的液态氢燃料。汽化器220定位在燃料箱212和涡轮风扇发动机100之间的氢燃料的流动路径中。汽化器220可以至少部分地定位在机身12或机翼14(均在图1中示出)内，例如至少部分地定位在机翼14内。然而，汽化器220可以定位在燃料箱212和涡轮风扇发动机100之间的氢流动路径中的其他合适位置。例如，汽化器220可以定位在机身12和机翼14(均在图1中示出)的外部，并且至少部分地定位在挂架18(图1)或涡轮风扇发动机100(图2)内。例如，当定位在涡轮风扇发动机100中时，汽化器可以位于机舱134中。尽管在图2中仅示出了一个汽化器220，但燃料系统200可以包括多个汽化器220。例如，当汽化器220定位在涡轮风扇发动机100或挂架18中并且用作被构造为一旦涡轮风扇发动机100处于热稳定状态就操作的主汽化器时，另一个汽化器220定位在主汽化器的上游并靠近燃料箱212，并且在涡轮风扇发动机100的启动期间(或启动之前)用作启动汽化器(primer vaporizer)。
42.汽化器220与至少一个热源222、224热连通。在该实施例中，汽化器220与主热源222和辅助热源224热连通。在该实施例中，主热源222是来自涡轮风扇发动机100的废热，因此汽化器220热连接到主润滑系统171、压缩机冷却空气(cca)系统173、主动热间隙控制(atcc)系统175、发电机润滑系统177和热交换器179中的至少一个，以从涡轮风扇发动机100提取废热来加热氢燃料。以这种方式，汽化器220被构造为通过一旦涡轮风扇发动机100能够提供足够的热量就经由辅助热源224从主热源222汲取热量到汽化器220来操作，以便于汽化器220的操作。
43.汽化器220可以由任何合适的热源加热，并且在该实施例中，例如，辅助热源224是涡轮风扇发动机100外部的热源。辅助热源224可以包括例如电源、催化加热器或燃烧器、和/或来自辅助动力单元的排放气流。例如当汽化器220包括由电源供电的一个或多个电阻
4截取的横截面视图。
50.usf发动机300包括外壳302。外壳302可由机舱310和旋转器320形成。机舱310和/或旋转器320容纳usf发动机300的内部部件。例如，机舱310容纳联接到轴314的扭矩产生系统312。本文讨论的实施例中的扭矩产生系统312是燃气涡轮发动机(例如上面参考图2讨论的涡轮机104)，因此，该实施例的机舱310类似于上面讨论的管状外壳106。由于用作usf发动机的扭矩产生系统312的涡轮机104具有与上述涡轮机104相同或类似的部件和特征，因此省略了用于usf发动机300的涡轮机104的部件的详细描述。
51.扭矩产生系统312和轴314被构造为操作(例如，旋转)旋转器320。一个或多个风扇叶片322联接到旋转器320。更具体地，旋转器320包括风扇毂324，并且风扇叶片322联接到风扇毂324。旋转器320相对于机舱310旋转。联接到机舱310的可以是一个或多个出口导向轮叶326。在该实施例中，出口导向轮叶326定位在风扇叶片322的后方。在操作期间，在该实施例中，一个或多个风扇叶片322(借助于连接到旋转器320)围绕纵向中心线304周向旋转，并且机舱310是静止的，使得一个或多个出口导向轮叶326不围绕纵向中心线304旋转，并因此相对于围绕纵向中心线304的旋转是静止的。尽管出口导向轮叶326相对于纵向中心线304是静止的，但出口导向轮叶326能够例如在图4的方向a上相对于机舱310旋转或移动。
52.在usf发动机300的操作期间，空气从图4的左侧流向图4的右侧。一部分气流可以流过风扇叶片322和出口导向轮叶326。一部分气流可以通过环形入口108进入机舱310以与氢燃料混合，从而在usf发动机300的燃烧器150中燃烧并通过出口120离开。出口导向轮叶326可相对于机舱310移动，以在特定方向上引导气流。每个出口导向轮叶326可以是可移动的，以调整出口导向轮叶326的倾斜、螺距、扫掠或其任何组合。
53.在图3和图4所示的实施例中，外壳302的前端或前部包括一个或多个风扇叶片322和一个或多个出口导向轮叶326。在其他实施例中，一个或多个风扇叶片322和一个或多个出口导向轮叶326可相对于外壳302具有不同布置。例如，一个或多个风扇叶片322和一个或多个出口导向轮叶326可位于外壳302的后端或后部，例如联接到外壳302的后部。
54.在其他实施例中，根据本公开的发动机可以被构造为具有定位在旋转叶片322前方的静止轮叶(因此，叶片326是入口导向轮叶)，或者被构造为以反向旋转方式操作的叶片326和叶片322。设想了“推动器(pusher)”或“拉拔器(puller)”构造。在这些替代实施例中的每一个中，可以使用如下文详细描述的燃料输送系统200和燃烧器150。用于反向旋转发动机的合适发动机构造的示例在图1和美国专利no.10800512的第3栏第43行至第4栏第11行中示出和描述，该专利通过引用并入本文用于所有目的。usf发动机300的替代实施例在图6、图7和图8以及美国专利no.10,704,410的第4栏第51行至第5栏第19行中示出和描述，该专利通过引用并入本文用于所有目的。
55.在进一步实施例中，涡轮喷气发动机350可用作发动机20。图5是涡轮喷气发动机350的示意横截面视图。图5的横截面视图与图2类似，图2是沿图1中的线2-2截取的。涡轮喷气发动机350包括与涡轮风扇发动机100的涡轮机104相同或类似的部件，并且省略这些部件的详细描述。示例性涡轮喷气发动机350可以不包括具有旁通管道的风扇。示例性涡轮喷气发动机350可具有来自发动机的高速排气，其为涡轮喷气发动机350产生大部分推力。在更进一步实施例中，其他合适的燃气涡轮发动机(例如涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨发动机等)可以与本公开的方面一起使用。
56.如上所述，我们构想了具有不同形状和尺寸的多种燃烧器。图6至图10示出了可以适当地用作本文讨论的燃气涡轮发动机20的燃烧器150的各种燃烧器形状。图6至图10是示出图2中的细节6的详细视图，由于图2是横截面视图，因此图6至图10也是横截面视图。图6示出了第一燃烧器401。图7示出了第二燃烧器403。图8示出了第三燃烧器405。图9示出了第四燃烧器407。图10示出了第五燃烧器409。尽管这些燃烧器401、403、405、407、409的形状不同，但是这些燃烧器401、403、405、407、409中的每一个都具有类似的部件，并且在图6至图10中使用共同的附图标记来表示这些燃烧器401、403、405、407、409的相同或类似部件。因此，以下对第一燃烧器401的详细描述也适用于第二燃烧器403、第三燃烧器405、第四燃烧器407和第五燃烧器409。一些部件(诸如燃烧器壳体410)例如可能未在每幅图中示出，但这些部件仍然可以适用于燃烧器403、405、407、409。
57.如图6所示，燃烧器401包括燃烧器壳体410和燃烧器衬套420。本实施例的燃烧器壳体410具有外壳412和内壳414，并且本实施例的燃烧器衬套420具有外衬422和内衬424。燃烧室430形成在燃烧器衬套420内。更具体地，外衬422和内衬424设置在外壳412和内壳414之间。外衬422和内衬424彼此径向间隔开，使得燃烧室430限定在它们之间。外壳412和外衬422在其之间形成外通道416，并且内壳414和内衬424在其之间形成内通道418。在该实施例中，燃烧器401是单环形燃烧器，但是在其他实施例中，燃烧器401可以是任何其他燃烧器，包括但不限于双环形燃烧器。
58.燃烧室430具有前端432(下游端)和后端434(上游端)。燃料喷嘴442定位在燃烧室430的前端432。该实施例的燃料喷嘴442是旋流器/燃料喷嘴组件440的一部分。在该实施例中，当燃烧器401是环形燃烧器150时，多个燃料喷嘴442布置成环形构造，其中多个燃料喷嘴442(旋流器/燃料喷嘴组件440)在燃烧器401的周向方向上对准。
59.如上所述，压缩机区段、燃烧器401和涡轮区段至少部分地形成从环形入口108延伸到喷射排气喷嘴区段120的核心空气流动路径121。通过环形入口108进入的空气被lp压缩机110和hp压缩机112的多个风扇的叶片压缩。罩组件450分别联接到外衬422和内衬424的上游端。形成在罩组件450中的环形开口452使得来自压缩机区段的压缩空气(由箭头b指示)能够进入燃烧器401。压缩空气流过环形开口452以支持燃烧。另一部分压缩空气通过外通道416和内通道418围绕燃烧器衬套420的外侧流动。该空气通过形成在燃烧器衬套420中、在燃料喷嘴442下游的位置处的多个周向间隔开的稀释孔426被引入燃烧室430。
60.环形圆顶板454在外衬422和内衬424之间延伸并且在其上游端附近联接到外衬422和内衬424。多个周向间隔开的旋流器/燃料喷嘴组件440联接到圆顶板454。每个旋流器/燃料喷嘴组件440从环形开口452接收压缩空气。旋流器/燃料喷嘴组件440包括用于在空气中生成湍流的旋流器444。燃料喷嘴442将燃料注入到湍流气流中，并且湍流促进燃料与空气的快速混合。所产生的燃料和压缩空气的混合物被排放到燃烧室430中并在燃烧室430中燃烧，生成燃烧气体(燃烧产物)，燃烧气体随着燃烧气体离开燃烧室430而加速。
61.涡轮喷嘴460设置在燃烧室430的出口处。涡轮喷嘴460可以是1级涡轮喷嘴。涡轮喷嘴460在外衬422和内衬424中的每一个的下游(后)端处联接到外衬422和内衬424。该实施例的涡轮喷嘴460包括分别联接到外衬422和内衬424的外带462和内带464。涡轮喷嘴460还包括前缘466，在该实施例中，前缘466是涡轮喷嘴460联接到外衬422和内衬424的位置，并且外带462和内带464各自具有前缘466。涡轮喷嘴460还包括在外带462和内带464之间延
伸的多个周向间隔开的轮叶468。轮叶468在大致径向方向上延伸。轮叶468和涡轮喷嘴460是静态部件并且轮叶468可以被固化，以引导(例如，旋转或旋流)燃烧气体，从而转动hp涡轮116的第一级的涡轮(例如，驱动涡轮叶片)。在该实施例中，涡轮区段是多级涡轮并且这些燃烧气体将驱动hp涡轮116和lp涡轮118的后续级。因此，涡轮喷嘴460也可以称为一级喷嘴(s1n)。如上文所讨论的，除了其他事项外，hp涡轮116和lp涡轮118还驱动lp压缩机110和hp压缩机112。
62.如上所述，我们意识到当设计氢燃料燃烧器以满足nox排放目标时，需要减少燃烧器停留时间。我们设计了燃烧器401的尺寸，并且更具体地，设计了用于各种燃气涡轮发动机和流率的燃烧器衬套420的尺寸。这些不同的实施例在下表1中示出，并且是针对发动机的不同旁通比和推力等级(其特征在于核心气流)开发的。特别地，我们考虑了燃烧室430的高度h(也称为喷燃器圆顶高度)和燃烧室的长度l(也称为喷燃器长度)。当氢用作燃料时，稀释剂可用于抑制燃烧室430中的温度，并因此抑制nox产生。通过将燃烧器设计为如这些实施例中所述的尺寸，可以使用氢燃料而不需要稀释剂。在一些实施例中，不向燃烧室430添加稀释剂并且燃料基本上完全是没有稀释剂的双原子氢。如本文所用，用于描述特定元素或分子(例如，双原子氢)的量的术语“基本上完全”是指至少99％(按质量计)的元素或分子的所述部分，例如至少97.5％、例如至少95％、例如至少92.5％、例如至少90％、例如至少85％、或例如至少75％(按质量计)的元素或分子的所述部分。
63.图6至图10示出了如何为这些图中所示的不同形状的燃烧衬套420确定高度h和长度l。燃烧室430的高度h在燃烧室430的前端432处截取。高度h是燃烧室430的前端432处的外衬422的内表面和内衬424的内表面之间的最大高度。高度h是沿大致与外衬422和内衬424的内表面正交的线(本文称为前线472)测量的。前线472可以正交于燃料喷嘴组件440和/或燃料喷嘴442的中心轴线477。以此方式，高度h可以正交于中心轴线477。在一些实施例中，使用前线测量的高度h是燃烧室430的最大高度，并且也可以是燃烧室430的最大圆顶高度。
64.燃烧室430的长度l是前线472和涡轮喷嘴460的前缘466之间的距离。与高度h一样，可以从外衬422处的前缘466和内衬424处的前缘绘制一条线(本文称为后线474)。前线472和后线474中的每一个都具有在外衬422和内衬424之间的中途的中点(分别为中点476和中点478)。长度l可以从前线472的中点476到后线474的中点478测量。中点478可以是涡轮喷嘴460的中跨高度。
65.当开发燃气涡轮发动机时，部件之间的相互作用可能使得在发动机设计和原型测试期间选择或开发一个部件特别困难，尤其是当一些部件处于不同的完成阶段时。例如，一个或多个部件可能接近完成，而一个或多个其他部件可能处于初始或初步阶段，因此只有一个(或几个)设计参数是已知的。期望在设计的早期阶段达到什么是可能的，以便在考虑折衷的情况下向下选择候选最优设计变得更有可能。迄今为止，该过程有时更加临时性，选择一种或另一种设计而不知道首先考虑概念时的影响。例如，风扇126设计、hp压缩机112设计和/或lp压缩机110设计的各个方面可能是未知的，但这样的部件会影响通过核心空气流动路径121的核心气流，并因此可能影响燃烧室430的设计。
66.我们期望在设计选择过程的早期，在考虑到设计、可行性、制造、认证要求等的约束的情况下，缩小可以产生有利结果的构造或特征组合的范围，以避免浪费时间和精力。在
评估如上阐述的不同实施例的过程中，发明人出乎意料地发现，在喷燃器长度和喷燃器圆顶高度之间存在关系，该关系唯一地识别有限且易于确定的(鉴于本公开)适用于特定架构的实施例的数量，该架构可以满足氢燃料的nox排放并提供期望的火焰停留时间。发明人将该关系称为燃烧器尺寸额定值(csr)(in)，并根据喷燃器长度l(in)和喷燃器圆顶高度h(in)之间的以下关系(1)限定：
67.燃烧器尺寸额定值 (csr) ＝(l)2/(h)
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(1)
68.如下文进一步讨论的，我们已经识别了能够使燃烧室430被设计用于使用氢燃料的燃气涡轮发动机20的燃烧器尺寸额定值的范围。这种关系适用于广泛的推力等级和发动机设计。使用这种独特的关系，可以在设计过程的早期开发燃烧器150设计，以满足nox排放目标并减轻使用氢燃料的燃气涡轮发动机的发动机重量。
69.表1描述了识别各种氢燃料燃烧发动机的csr的示例性实施例1至24。实施例1至24可以是具有富燃烧燃烧器或稀燃烧燃烧器的发动机。实施例1至24中的每一个都燃烧氢燃料。实施例1至24可以代表关于图1至图5描述的任何发动机，并且可以应用于图6至图10中所示的任何燃烧室430形状。在表1中，csr是基于上述关系(1)确定的。根据起飞时推力(kn)和旁通比之间的以下关系(2)限定核心气流参数(cafp)(kn)。
[0070][0071]
喷燃器长度是参考图6至图10识别的长度l，并且在实施例1至24中，在二英寸和六英寸之间。在实施例1至24中，喷燃器长度的平方可以在六平方英寸和三十五平方英寸之间。喷燃器圆顶高度是参考图6至图10识别的高度h，并且在实施例1至24中，在二又二分之一英寸和六英寸之间。
[0072]
[0073][0074]
表1
[0075]
长度l可以在2.63英寸和5.60英寸之间。长度l可以在二英寸和三英寸之间。长度l可以在二又二分之一英寸和三又二分之一英寸之间。高度h可以在2.80英寸和5.60英寸之间。高度h可以在二又二分之一英寸和六英寸之间。高度h可以在二又二分之一英寸和五英寸之间。高度h可以在四英寸和五英寸之间。喷燃器长度的平方可以在6.89英寸和31.36英寸之间。喷燃器长度的平方可以在六平方英寸和三十五平方英寸之间。喷燃器长度的平方可以在六平方英寸和二十平方英寸之间。喷燃器长度的平方可以在六平方英寸和十二平方英寸之间。喷燃器长度的平方可以在八平方英寸和十二平方英寸之间。喷燃器长度的平方和高度可以是任何值，使得csr小于七英寸。喷燃器长度的平方和高度可以是任何值，使得csr小于六英寸。
[0076]
图11以曲线图形式表示作为喷燃器圆顶高度的函数的喷燃器长度的平方。图11示出了喷燃器长度的平方可以基于喷燃器圆顶高度而改变。区域500可以表示作为设计了特定燃烧器的喷燃器圆顶高度的函数的喷燃器长度的平方的边界。图12以曲线图形式表示作为核心气流参数的函数的csr。表1和图12示出了csr可以基于发动机的推力等级(其特征在于核心气流参数)而改变。区域600可以表示作为设计了特定燃烧器的核心气流参数的函数的csr的边界。
[0077]
如图12所示，对于每个核心气流，csr小于七英寸。也就是说，对于发动机的每个推力等级，csr小于七英寸。csr可以在1.67英寸和6.67英寸之间。csr可以在一英寸和七英寸之间。csr可以在一又二分之一英寸和七英寸之间。csr可以在二英寸和七英寸之间。csr可以在二英寸和六英寸之间。csr可以在一英寸和五英寸之间。csr可以在二英寸和五英寸之间。csr可以在三英寸和五英寸之间。核心气流参数可以小于六十kn。核心气流参数可以在五kn和53.44kn之间。核心气流参数可以在二又二分之一kn和六十kn之间。核心气流参数可以在十kn和二十kn之间。核心气流参数可以在三十kn和四十五kn之间。
[0078]
继续参考图12，csr可以是核心气流参数的函数。csr可以基于燃气涡轮发动机的推力。当核心气流参数在二又二分之一kn和六十kn之间时，csr可以在一英寸和七英寸之间。当核心气流参数在二又二分之一kn和五十kn之间时，csr可以在二英寸和三又四分之一英寸之间。推力可以在六十kn和五百kn之间。推力可以在62.49kn和489.30kn之间。csr由喷燃器长度的平方和喷燃器圆顶高度之间的关系限定。
[0079]
本公开的进一步方面由以下条项的主题提供。
[0080]
一种燃气涡轮发动机，包括：氢燃料输送组件，所述氢燃料输送组件被构造为输送氢燃料流；压缩机区段，所述压缩机区段被构造为压缩流过其中的空气，以提供压缩气流；以及燃烧器，所述燃烧器包括具有喷燃器长度l和喷燃器圆顶高度h的燃烧室，所述燃烧室被构造为燃烧所述氢燃料流和所述压缩气流的混合物，并且所述燃烧室的特征在于燃烧器尺寸额定值在一英寸和七英寸之间。
[0081]
根据前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃烧器进一步包括外衬和内衬，所述燃烧室具有前端并且限定在所述外衬和所述内衬之间，所述外衬和所述内衬中的每一个具有内表面，并且其中h是所述燃烧室的所述前端处的所述外衬的所述内表面和所述内衬的所述内表面之间的最大高度。
[0082]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃烧器尺寸额定值在二英寸和七英寸之间。
[0083]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃烧器尺寸额定值在二英寸和六英寸之间。
[0084]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃烧器尺寸额定值在三英寸和六英寸之间。
[0085]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述喷燃器长度在二英寸和六英寸之间。
[0086]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述喷燃器长度在二英寸和三英寸之间。
[0087]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述喷燃器长度在二又二分之一英寸和三又二分之一英寸之间。
[0088]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述喷燃器圆顶高度在二又二分之一英寸和六英寸之间。
[0089]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述喷燃器圆顶高度在二又二分之一英寸和五英寸之间。
[0090]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述喷燃器圆顶高度在四英寸
和五英寸之间。
[0091]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述喷燃器长度的平方在六平方英寸和三十五平方英寸之间。
[0092]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述喷燃器长度的平方在六平方英寸和二十平方英寸之间。
[0093]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述喷燃器长度的平方在六平方英寸和十二平方英寸之间。
[0094]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述喷燃器长度的平方在八平方英寸和十二平方英寸之间。
[0095]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，没有稀释剂添加到所述燃烧室。
[0096]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃烧器尺寸额定值由所述喷燃器长度的平方和所述喷燃器圆顶高度的关系限定。
[0097]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括所述燃烧室下游的涡轮喷嘴，其中l是正交于在其处测量所述喷燃器圆顶高度的前线的平面与所述涡轮喷嘴的前缘之间的距离。
[0098]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括一个或多个旋转叶片。
[0099]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括一个或多个静止轮叶，其中所述一个或多个静止轮叶定位在所述旋转叶片的前方。
[0100]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括一个或多个静止轮叶，其中所述一个或多个静止轮叶定位在所述旋转叶片的后方。
[0101]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括第一组一个或多个旋转叶片和第二组旋转叶片，所述第一组旋转叶片和所述第二组旋转叶片被构造为以反向旋转方式操作。
[0102]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括多个风扇叶片，所述多个风扇叶片以拉拔器构造位于所述燃烧器的前方。
[0103]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括多个风扇叶片，所述燃烧器以推动器构造位于所述多个风扇叶片的前方。
[0104]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃气涡轮发动机是涡轮风扇发动机、非管道式单风扇发动机、涡轮喷气发动机、涡轮轴发动机或涡轮螺旋桨发动机中的一个。
[0105]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃气涡轮发动机是包括外机舱的涡轮风扇发动机，所述外机舱容纳所述压缩机区段、所述燃烧器和多个风扇叶片。
[0106]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃气涡轮发动机是非管道式单风扇发动机，所述非管道式单风扇发动机包括：旋转器，所述旋转器联接到机舱，所述机舱容纳所述压缩机区段和所述燃烧器；多个出口导向轮叶，所述多个出口导向轮叶联接到所述机舱的外表面；以及多个风扇叶片，所述多个风扇叶片联接到所述旋转器并且能够与其一起旋转。
[0107]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃气涡轮发动机是涡轮喷气发动机，所述涡轮喷气发动机包括容纳所述压缩机区段和所述燃烧器的外机舱，所述涡
轮喷气发动机不包括具有旁通管道的风扇。
[0108]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括：氢燃料箱，所述氢燃料箱用于存放液相的所述氢燃料，所述氢燃料输送组件连接到所述氢燃料箱；以及汽化器，所述汽化器与所述氢燃料输送组件连通，用于将所述液相的所述氢燃料加热至气相和超临界相中的至少一种，所述汽化器位于所述氢燃料箱和所述燃烧器之间。
[0109]
一种飞行器，包括：机身；机翼，所述机翼连接到所述机身；以及根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机。
[0110]
根据前述条项所述的飞行器，其中，所述氢燃料箱至少部分地定位在所述机身和所述机翼中的至少一个内，并且其中，所述汽化器至少部分地定位在所述机身、所述机翼和所述燃气涡轮发动机中的至少一个内。
[0111]
一种燃气涡轮发动机，包括：氢燃料输送组件，所述氢燃料输送组件被构造为输送氢燃料流；压缩机区段，所述压缩机区段被构造为压缩流过其中的空气，以提供压缩气流；以及燃烧器，所述燃烧器包括燃烧室，所述燃烧室的特征在于，当核心气流参数在二又二分之一kn和六十kn之间时，燃烧器尺寸额定值在一英寸和七英寸之间，其中所述燃烧器尺寸额定值是所述核心气流参数的函数。
[0112]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述核心气流参数是推力和旁通比之间的关系。
[0113]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，当核心气流参数在二又二分之一kn和五十kn之间时，所述燃烧器尺寸额定值在二英寸和三又四分之一英寸之间。
[0114]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃烧器尺寸额定值基于所述燃气涡轮发动机的推力。
[0115]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述推力在六十kn和五百kn之间。
[0116]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃烧器尺寸额定值由所述喷燃器长度的平方和所述喷燃器圆顶高度的关系限定。
[0117]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括所述燃烧室下游的涡轮喷嘴，其中所述喷燃器长度是正交于在其处测量所述喷燃器圆顶高度的前线的平面与所述涡轮喷嘴的前缘之间的距离。
[0118]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述喷燃器长度的平方在六平方英寸和三十五平方英寸之间。
[0119]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃烧器进一步包括外衬和内衬，所述燃烧室具有前端并且限定在所述外衬和所述内衬之间，所述外衬和所述内衬中的每一个具有内表面，并且其中所述喷燃器圆顶高度是所述燃烧室的所述前端处的所述外衬的所述内表面和所述内衬的所述内表面之间的最大高度。
[0120]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃烧器尺寸额定值在二英寸和七英寸之间。
[0121]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃烧器尺寸额定值在二英寸和六英寸之间。
[0122]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃烧器尺寸额定值在三英
寸和六英寸之间。
[0123]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述喷燃器长度在二英寸和六英寸之间。
[0124]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述喷燃器长度在二英寸和三英寸之间。
[0125]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述喷燃器长度在二又二分之一英寸和三又二分之一英寸之间。
[0126]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述喷燃器圆顶高度在二又二分之一英寸和六英寸之间。
[0127]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述喷燃器圆顶高度在二又二分之一英寸和五英寸之间。
[0128]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述喷燃器圆顶高度在四英寸和五英寸之间。
[0129]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述喷燃器长度的平方在六平方英寸和二十平方英寸之间。
[0130]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述喷燃器长度的平方在六平方英寸和十二平方英寸之间。
[0131]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述喷燃器长度的平方在八平方英寸和十二平方英寸之间。
[0132]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，没有稀释剂添加到所述燃烧室。
[0133]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括一个或多个旋转叶片。
[0134]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括一个或多个静止轮叶，其中所述一个或多个静止轮叶定位在所述旋转叶片的前方。
[0135]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括一个或多个静止轮叶，其中所述一个或多个静止轮叶定位在所述旋转叶片的后方。
[0136]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括第一组一个或多个旋转叶片和第二组旋转叶片，所述第一组旋转叶片和所述第二组旋转叶片被构造为以反向旋转方式操作。
[0137]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括多个风扇叶片，所述多个风扇叶片以拉拔器构造位于所述燃烧器的前方。
[0138]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括多个风扇叶片，所述燃烧器以推动器构造位于所述多个风扇叶片的前方。
[0139]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃气涡轮发动机是涡轮风扇发动机、非管道式单风扇发动机、涡轮喷气发动机、涡轮轴发动机或涡轮螺旋桨发动机中的一个。
[0140]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃气涡轮发动机是包括外机舱的涡轮风扇发动机，所述外机舱容纳所述压缩机区段、所述燃烧器和多个风扇叶片。
[0141]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃气涡轮发动机是非管道式单风扇发动机，所述非管道式单风扇发动机包括：旋转器，所述旋转器联接到机舱，所述
机舱容纳所述压缩机区段和所述燃烧器；多个出口导向轮叶，所述多个出口导向轮叶联接到所述机舱的外表面；以及多个风扇叶片，所述多个风扇叶片联接到所述旋转器并且能够与其一起旋转。
[0142]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃气涡轮发动机是涡轮喷气发动机，所述涡轮喷气发动机包括容纳所述压缩机区段和所述燃烧器的外机舱，所述涡轮喷气发动机不包括具有旁通管道的风扇。
[0143]
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括：氢燃料箱，所述氢燃料箱用于存放液相的所述氢燃料，所述氢燃料输送组件连接到所述氢燃料箱；以及汽化器，所述汽化器与所述氢燃料输送组件连通，用于将所述液相的所述氢燃料加热至气相和超临界相中的至少一种，所述汽化器位于所述氢燃料箱和所述燃烧器之间。
[0144]
一种飞行器，包括：机身；机翼，所述机翼连接到所述机身；以及根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机。
[0145]
根据前述条项所述的飞行器，其中，所述氢燃料箱至少部分地定位在所述机身和所述机翼中的至少一个内，并且其中，所述汽化器至少部分地定位在所述机身、所述机翼和所述燃气涡轮发动机中的至少一个内。
[0146]
尽管前面的描述是针对优选实施例的，但是应当注意，其他变化和修改对于本领域技术人员来说将是显而易见的，并且可以在不脱离本公开的精神或范围的情况下进行。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：
1.一种燃气涡轮发动机，其特征在于，包括：氢燃料输送组件，所述氢燃料输送组件被构造为输送氢燃料流；压缩机区段，所述压缩机区段被构造为压缩流过其中的空气，以提供压缩气流；以及燃烧器，所述燃烧器包括具有喷燃器长度l和喷燃器圆顶高度h的燃烧室，所述燃烧室被构造为燃烧所述氢燃料流和所述压缩气流的混合物，并且所述燃烧室的特征在于燃烧器尺寸额定值在一英寸和七英寸之间。2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述燃烧器进一步包括外衬和内衬，所述燃烧室具有前端并且限定在所述外衬和所述内衬之间，所述外衬和所述内衬中的每一个具有内表面，并且其中h是所述燃烧室的所述前端处的所述外衬的所述内表面和所述内衬的所述内表面之间的最大高度。3.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述燃烧器尺寸额定值在二英寸和七英寸之间。4.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述喷燃器长度在二又二分之一英寸和三又二分之一英寸之间。5.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述喷燃器圆顶高度在二又二分之一英寸和六英寸之间。6.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述喷燃器长度的平方在六平方英寸和三十五平方英寸之间。7.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，没有稀释剂添加到所述燃烧室。8.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述燃烧器尺寸额定值由所述喷燃器长度的平方和所述喷燃器圆顶高度的关系限定。9.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包括所述燃烧室下游的涡轮喷嘴，其中l是正交于在其处测量所述喷燃器圆顶高度的前线的平面与所述涡轮喷嘴的前缘之间的距离。10.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包括：氢燃料箱，所述氢燃料箱用于存放液相的所述氢燃料，所述氢燃料输送组件连接到所述氢燃料箱；以及汽化器，所述汽化器与所述氢燃料输送组件连通，用于将所述液相的所述氢燃料加热至气相和超临界相中的至少一种，所述汽化器位于所述氢燃料箱和所述燃烧器之间。

技术总结
一种燃气涡轮发动机，包括：氢燃料输送组件，氢燃料输送组件被构造为输送氢燃料流；压缩机区段，压缩机区段被构造为压缩流过其中的空气，以提供压缩气流；以及燃烧器，燃烧器包括具有喷燃器长度和喷燃器圆顶高度的燃烧室。燃烧室被构造为燃烧氢燃料流和压缩气流的混合物。燃烧室的特征可以在于燃烧器尺寸额定值在一英寸和七英寸之间。更详细地，燃烧室的特征可以在于，当核心气流参数在二又二分之一kN和六十kN之间时，燃烧器尺寸额定值在一英寸和七英寸之间，其中燃烧器尺寸额定值是核心气流参数的函数。数的函数。数的函数。


技术研发人员：迈克尔
受保护的技术使用者：通用电气公司
技术研发日：2022.11.23
技术公布日：2023/6/6