CN101373075A - 涡轮机燃料输送设备和系统 - Google Patents

涡轮机燃料输送设备和系统 Download PDF

Info

Publication number
CN101373075A
CN101373075A CNA200810213641XA CN200810213641A CN101373075A CN 101373075 A CN101373075 A CN 101373075A CN A200810213641X A CNA200810213641X A CN A200810213641XA CN 200810213641 A CN200810213641 A CN 200810213641A CN 101373075 A CN101373075 A CN 101373075A
Authority
CN
China
Prior art keywords
fuel
air duct
air
fuel channel
channel
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CNA200810213641XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN101373075B (zh
Inventor
S·A·奥斯金
M·A·哈德利
J·M·霍尔
S·K·耶罗克欣
S·A·梅什科夫
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN101373075A publication Critical patent/CN101373075A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN101373075B publication Critical patent/CN101373075B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明涉及涡轮机燃料输送设备和系统，具体而言，公开了一种燃料喷嘴(70)。该燃料喷嘴(70)包括壳体(110)、布置在该壳体(110)内的多个燃料通道(115)以及布置在该壳体(110)内的多个空气通道(120)。该多个燃料通道(115)的总流通面积大致等于该多个空气通道(120)的总流通面积。

Description

涡轮机燃料输送设备和系统
技术领域
[0001]本公开大体涉及涡轮发动机，且具体地涉及涡轮发动机燃料输送。
背景技术
[0002]随着对天然气日益增长的需求，对使用低发热值(LHV)燃料的兴趣得以提高，LHV燃料包括合成气和废弃的生产气体，例如作为炼钢副产品所产生的包括剩余能量或可燃性的高炉气。典型地，为了减少富集的可能性和对可燃性的担忧，废弃的生产气体内的这种剩余能量会被烧掉。回收和利用废弃的生产气体内的剩余能量包括用作用于燃气涡轮发动机的燃料，燃气涡轮发动机然后可提供电力或机械动力。
[0003]典型地这类废弃的生产气体含有典型高发热值(HHV)气体(例如天然气)的大约十分之一的热能(例如英国热量单位(BTU)。因此，当用废弃的生产气体来运行涡轮机时需要更大的燃料-空气比。由增大的燃料-空气比而造成的大的LHV燃料流的典型方法包括将带有LHV气体的空气注入到涡轮机燃烧室的衬套(liner)中，在此衬套将燃料和空气在点火之前混合。
[0004]大的LHV气体流及其热能减少的气体可导致燃料和空气的低效混合，这因此提供了降低的燃烧火焰稳定性以及该火焰会熄灭的可能性，导致由涡轮机所提供的能量中断。一种避免这类火焰熄灭和服务中断的方法是将HHV气体与LHV气体相混合，以维持涡轮机运行。然而，由于可得性和成本关系，通常期望降低这类HHV气体的消耗。因此，在本领域中有着对克服这些缺陷的涡轮发动机燃料输送装置的需求。
发明内容
[0005]本发明的一个实施例包括一种用于涡轮机的燃料喷嘴。该燃料喷嘴包括壳体、布置在该壳体内的多个燃料通道以及布置在该壳体内的多个空气通道。该多个燃料通道的总流通面积大致等于该多个空气通道的总流通面积。
[0006]本发明的另一个实施例包括用于涡轮机的燃烧器。该燃烧器包括在其间限定了燃烧室的外衬套和内衬套，以及与该燃烧室流体连通的多个燃料喷嘴。该多个燃料喷嘴的各燃料喷嘴包括壳体，以及布置在该壳体内的多个燃料通道和空气通道。该多个燃料通道的总流通面积大致等于该多个空气通道的总流通面积。
[0007]从结合附图所提供的本发明优选实施例的下列详细描述，将更容易地理解这些及其它的优点和特征。
附图说明
[0008]参看示范性附图，其中，相似的元件在附图中相似地编号：
[0009]图1描绘了根据本发明的实施例的涡轮发动机的示意图；
[0010]图2描绘了根据本发明的实施例的涡轮发动机的燃烧段；
[0011]图3描绘了根据本发明的实施例的燃料喷嘴的上游端透视图；
[0012]图4描绘了根据本发明的实施例的在图3中所描绘的燃料喷嘴的下游端透视图；和
[0013]图5描绘了根据本发明的实施例的燃料喷嘴的局部截面视图。
零件清单
8  发动机
10 燃烧器
12 气体流
14 涡轮
16 轴
17 功率输出
18 压缩机
20 氧化剂流
23 已压缩的氧化剂流
26 燃料流
28 燃料供应系统
30 燃烧段
40 外衬套
45 内衬套
50 燃烧室外壳
55 中心线轴线
60 燃烧室
65 燃料供应管路
70 燃料喷嘴
75 出口
80 罩壳(cowl)组件
85 流套管
90 箭头
95 空气入口
100 箭头
105 排出口
110 壳体
115 燃料通道
120 空气通道
125 喷嘴入口
135 空气出口
140 燃料出口
145 燃料入口
150 中心轴线
155 外表面
157 空气通道的流通面积
158 燃料通道的流通面积
161 侧面
162 侧面
163 侧面
164 侧面
166 侧面
167 侧面
168 侧面
169 侧面
175 分隔件
180 流路
185 燃料通道
190 流路
195 空气通道
199 再循环区
200 旋动
205 燃料通道
210 空气通道
215 空气通道
具体实施方式
[0014]本发明的实施例提供了具有空气通道和燃料通道的涡轮发动机燃料喷嘴，该空气通道和燃料通道具有大致相等的流通面积，以提供大致1:1的LHV燃料-空气比。在一个实施例中，空气通道和燃料通道彼此紧邻地布置并限定了螺旋的流路，以紧邻喷嘴出口开始空气和燃料的混合，从而提高了LHV燃料和空气在涡轮发动机的燃烧室的衬套内的混合质量。提高的混合质量降低了火焰熄灭的可能性并降低了为稳定运行而将HHV燃料引入涡轮机的需要。
[0015]图1描绘了如燃气涡轮发动机8的涡轮发动机8的一个实施例的示意图。该燃气涡轮发动机8包括燃烧器10。该燃烧器10燃烧燃料-氧化剂混合物，以产生热的和高能的气体流12。来自燃烧器10的气体流12然后移动到涡轮14。该涡轮14包括涡轮叶片组件(未示出)。气体流12给予涡轮叶片组件能量，导致涡轮叶片组件旋转。涡轮叶片组件联接在轴16上。该轴16响应于涡轮叶片组件的旋转而旋转。然后用轴16向压缩机18提供动力。轴16可选地向不同的输出设备(未示出)例如发电机提供动力输出17。压缩机18接收并压缩氧化剂流20。继压缩氧化剂流20之后，将已压缩的氧化剂流23送入燃烧器10。来自压缩机18的已压缩的氧化剂流23与来自燃料供应系统28的燃料流26相混合，以在燃烧器10内形成燃料-氧化剂混合物。该燃料-氧化剂混合物随后在燃烧器10中经历燃烧过程。
[0016]现在参看图2，描绘了具有燃烧段30的燃气涡轮发动机8的一部分，该燃烧段30位于压缩机18的下游并位于涡轮14的上游。
[0017]燃烧段30包括燃烧器10，该燃烧器10包括布置在燃烧室外壳50内的外衬套40和内衬套45。外衬套40和内衬套45通常为围绕发动机中心线轴线55的环形形式并彼此径向地隔开，以限定在其间的燃烧室60。一个或多个燃料供应管路65将燃料引导至多个燃料喷嘴70，各燃料喷嘴70均包括与燃烧室60流体连通的出口75。燃料喷嘴70布置在罩壳组件80内，该罩壳组件80安装在外衬套40和内衬套45的上游端上。布置在燃烧室外壳50和燃烧器10的外衬套40以及内衬套45之间的流套管85将由压缩机18所提供的压缩空气(由箭头90大致所示)引向罩壳组件80。
[0018]压缩空气经过燃料喷嘴70的多个空气入口95(参考图3最好地所见)。如以下将要进一步的描述，燃料喷嘴70包括将压缩空气90与由燃料供应管路65所提供的燃料如LHV燃料相混合以便在燃烧室60内燃烧的通道(以下将要示出和描述)。燃烧的空气-燃料混合物(如箭头100所示)经由排出口105离开燃烧室60，并进入发动机8的涡轮14，以便如上所述地将热膨胀转化成涡轮叶片的旋转。
[0019]注意到尽管图2示出了作为示范性实施例的单个的环形燃烧器，但本发明可同等地应用于其它类型的燃烧器，例如双环形燃烧器。
[0020]图3描绘了燃料喷嘴70的示范性实施例的上游端透视图。喷嘴70包括入口125和具有多个燃料通道115和空气通道120的壳体110，这些燃料通道115和空气通道120围绕中心轴线150周向地布置在壳体110内。空气通道120与燃烧室60流体连通并包括空气入口95和空气出口135。燃料通道115与燃烧室60流体连通并包括燃料出口140和燃料入口145(图3中不可见)。
[0021]图4描绘了图3中所示燃料喷嘴70的实施例的下游端透视图，包括了燃料通道115的燃料入口145。在一个实施例中，如图3和图4中所描绘，燃料通道115为轴向通道，其包括布置在喷嘴70的入口125内的燃料入口145和布置在喷嘴的出口75内的燃料出口140，轴向的燃料通道115大体与中心轴线150对齐，该中心轴线150从喷嘴70的入口125的中心向喷嘴70的出口75的中心定向。在一个实施例中，空气入口95为径向的空气入口95，且布置在壳体110的外表面155上。
[0022]构造成采用标准HHV燃料例如天然气的涡轮发动机，典型地以可从近似0.001到近似0.01变动的燃料-空气比来运行。因此，使用HHV燃料运行的发动机可以结合具有近似0.001的燃料通道流通面积与空气通道流通面积比的喷嘴。如上所述，为了用LHV燃料来运行，对于给定的发动机输出必须显著地提高总的燃料流。燃料流方面的提高包括将燃料-空气比相应提高至近似1:1。由于相对于先前的喷嘴几何结构设计的高燃料流，故当前的这类提高燃料和空气流的方法已经是将燃料和空气隔开地注入燃烧室，此方法具有观测到的导致火焰熄灭的燃料和空气混合难题。尺寸约束，尤其是在使用圆形喷嘴通道的燃烧构件的现有设计中的尺寸约束，常常排除了燃料和空气蒸汽的相邻放置，以致需要隔开的、直接的注入。诸如图3中所描绘的实施例，通过在燃烧室60的上游区内提供改善的空间消耗而克服了此困难。
[0023]通道115，120的开口的截面面积又称为通道115，120的流通面积，它限定了给定压力下可流经通道115，120的最大流体量。在一个实施例中，且为了例示起见，可以由通道115，120的出口135，140的面积来限定通道115，120的流通面积。因此，为了将经过喷嘴70的燃料-空气比提高至近似1:1以便使用LHV燃料，空气出口135的总面积大致等于燃料出口140的总面积。例如，空气出口135的面积157限定了能够流经出口135的空气量，并从而限定了空气通道120的流通面积157。类似地，燃料出口140的面积158限定了能够流经出口140的空气量，并从而限定了燃料通道115的流通面积158。因此，燃料通道115的流通面积158的总数大致等于空气通道120的流通面积157的总数，其中，流通面积158的总数由多个燃料通道115的出口140的面积158的总和所限定，流通面积157的总数由多个空气通道120的出口135的面积157的总和所限定。在一个实施例中，各燃料通道115的各出口140的流通面积158大致等于各空气通道120的各出口135的流通面积157。
[0024]尽管已描述了将通道115，120的流通面积157，158限定为出口135，140的面积的本发明的实施例，但应懂得的是，本发明的范围并非如此有限，并且本发明还将应用于喷嘴70，在其中可以由通道115，120的开口的任何给定截面面积来限定流通面积157，158，这从而限定了通道115，120能够在给定压力下流动的最大流体流量。
[0025]此外，为了适应在给定尺寸的燃烧室60中的燃料流的增加，其中燃烧室60利用了具有给定尺寸的壳体110的喷嘴70，有必要开发新的通道115，120几何结构，以便增加在给定的喷嘴70壳体110尺寸中的燃料通道115的面积。在一个实施例中，空气出口135和燃料出口140各分别地包括四个侧面(161，162，163，164和166，167，168，169)。使用具有四个侧面161-169的出口135，140减小了喷嘴70的如可用于喷嘴70结构非通道部分的面积，该结构例如布置在各出口135，140之间的分隔件175。因此，使用具有四个侧面161-169的通道115，120提高了给定的喷嘴70壳体110尺寸中的流通面积。
[0026]图5描绘了喷嘴70的局部截面视图。经过喷嘴70的燃料流路180和空气流路190是可见的，其中，燃料流路180由燃料通道185所限定，空气流路190由空气通道195所限定。在一个实施例中，限定流路180，190的通道185，195包括相对于中心轴线150的角度θ，使得通道185，195为螺旋的通道185，195，从而限定了螺旋的流路180，190。由于与流经螺旋的流路180，190的燃料和空气相关的质量，因此流经喷嘴70的燃料和空气在其离开喷嘴出口75之后将会旋动。流经喷嘴70的燃料和空气在排出口75外侧的旋动产生了紧邻出口75的再循环区199。再循环区199导致空气和燃料从喷嘴70的出口75朝燃烧室60的排出口105更慢的行进，从而提高了燃烧室60中的燃料和空气的混合质量(参见图2最好地所见)。标号200示意性地描绘了在喷嘴70的出口75外侧的再循环区199内存在旋动的空气和燃料。在一个实施例中，由多个燃料通道115所限定的各燃料流路180包括螺旋的燃料流路180，并且由多个空气通道120所限定的各空气流路190包括螺旋的空气流路190，从而提高了在紧邻喷嘴70的出口75的再循环区199中的燃料和空气的混合质量。
[0027]在一个实施例中，壳体110包括表面202，该表面202限定了经过喷嘴70的孔203。孔203与燃烧室60流体连通。在一个实施例中，孔203容纳另外的燃料喷射器(未示出)，该燃料喷射器用来在转换到使用LHV燃料之前注入HHV燃料如天然气或柴油，以便起动发动机8。在另一个实施例中，孔203容纳电火花点火器，该电火花点火器构思成用于起动发动机8，以开始用LHV燃料例如合成气或废弃的生产气体来运行。
[0028]再参考图3，将燃料通道115布置成非常邻近于出口75处的空气通道120，这进一步地改善了由如上所述的旋动流路180，190所提供的空气和燃料的混合质量。设想包括交替的燃料通道115和空气通道120的邻近布置的排列可增强燃料和空气的混合。如上所述，多个燃料通道115周向地布置在围绕中心轴线150的壳体110内，且多个空气通道120同样周向地布置在围绕中心轴线150的壳体110内。在一个实施例中，多个燃料通道115的至少一个燃料通道115(例如燃料通道205)，布置在多个空气通道120的两个连续的空气通道120(例如空气通道210和空气通道215)之间。在又一个实施例中，多个燃料通道115的各燃料通道115布置成与多个空气通道120的两个空气通道120相邻且在该两个空气通道120之间。在另一个实施例中，多个空气通道120的各空气通道120布置成与多个燃料通道115的两个燃料通道115相邻且在该两个燃料通道115之间，这从而提供了具有空气通道120和燃料通道115的相邻的、交替的排列的燃料通道115和空气通道120，以增强空气和燃料的混合质量。
[0029]由空气通道120和燃料通道115的邻近的、交替的排列所提供的空气和燃料的改善的混合质量预期用来提高发动机8的运行效率。此外，在再循环区199中改善的再循环时间预期用来降低燃料和空气混合物的燃烧火焰熄灭的可能性。
[0030]尽管已描述了具有包括四个侧面161-169的燃料通道115和空气通道120的本发明的实施例，但应懂得的是，本发明的范围并非如此有限，并且本发明还将应用于具有燃料通道115和空气通道120的喷嘴70，这些燃料通道115和空气通道120可包括其它的几何结构例如多于四个侧面、椭圆形的、卵形的以及由曲线而成的几何结构，以增加喷嘴壳体110内的通道115，120的尺寸。
[0031]如所公开的，本发明的一些实施例可包括下列优点中的一些：空气和LHV燃料在涡轮燃烧室内增强的混合质量；因增加的混合质量而提高的LHV燃料涡轮运行效率；减少的火焰熄灭，其提供了增高的LHV燃料涡轮运行的可靠性；以及使用了用于LHV燃料的涡轮燃烧室和燃料喷嘴，该涡轮燃烧室和燃料喷嘴具有与HHV燃料使用相关的尺寸。
[0032]尽管已参考示范性的实施例描述了本发明，但本领域技术人员将理解不脱离本发明的范围便可做出各种变化并且可以用等同物来代替其中的元件。另外，为使得具体的情形或材料适合本发明的教导，可不脱离本发明的实质范围而做出多种修改。因此，其意图是本发明不限于被公开为设想用来实施本发明的最佳或唯一模式的具体实施例，而是本发明将包括所有落入所附权利要求范围内的实施例。此外，在说明书和附图中，已公开了本发明的示范性实施例，且尽管也许已采用了特定的用语，但除非另有声明它们仅以一般和叙述的意义来使用而非为了限制目的，因此本发明的范围并非如此有限。而且，用语第一、第二等的使用不表示任何的顺序或重要性，而是用用语第一、第二等来将一个元件区别于另一个元件。此外，用语一、一个等的使用不表示限制数量，而是表示存在至少一个所提及的物件。

Claims (10)

1.一种用于涡轮机(8)的燃料喷嘴(70)，所述燃料喷嘴(70)包括：
壳体(110)；
布置在所述壳体(110)内的多个燃料通道(115)；和
布置在所述壳体(110)内的多个空气通道(120)；
其中，所述多个燃料通道(115)的总流通面积大致等于所述多个空气通道(120)的总流通面积。
2.根据权利要求1所述的燃料喷嘴(70)，其特征在于：
所述多个燃料通道(115)的燃料通道(115)和所述多个空气通道(120)的空气通道(120)中的至少一个包括四个侧面(161)(162)(163)(164)(166)(167)(168)(169)。
3.根据权利要求1所述的燃料喷嘴(70)，其特征在于，所述涡轮机(8)还包括燃烧室(60)，并且其中：
所述多个燃料通道(115)周向地布置在所述壳体(110)内，所述多个燃料通道(115)的各燃料通道(115)与所述燃烧室(60)流体连通；并且
所述多个空气通道(120)周向地布置在所述壳体(110)内，所述多个空气通道(120)的各空气通道(120)与所述燃烧室(60)流体连通，所述多个燃料通道(115)的燃料通道(205)布置在所述多个空气通道(120)的两个连续的空气通道(210)(215)之间。
4.根据权利要求3所述的燃料喷嘴(70)，其特征在于：
所述多个燃料通道(115)的各燃料通道(115)布置成与所述多个空气通道(120)的两个空气通道(120)相邻，并且位于所述两个空气通道(120)之间。
5.根据权利要求4所述的燃料喷嘴(70)，其特征在于：
所述多个空气通道(120)的各空气通道(120)布置成与所述多个燃料通道(115)的两个燃料通道(115)相邻，并且位于所述两个燃料通道(115)之间，从而提供了所述多个空气通道(120)的各空气通道(120)和所述多个燃料通道(115)的各燃料通道(115)的相邻的交替排列。
6.根据权利要求1所述的燃料喷嘴(70)，其特征在于：
所述多个燃料通道(115)的燃料通道(185)包括螺旋的燃料通道(185)；和
所述多个空气通道(120)的空气通道(195)包括螺旋的空气通道(120)(195)(210)(215)。
7.一种用于涡轮机(8)的燃烧器(10)，所述燃烧器(10)包括：
外衬套(40)和内衬套(45)，在其间限定了燃烧室(60)；和
与所述燃烧室(60)流体连通的多个燃料喷嘴(70)；
其中，所述多个燃料喷嘴(70)的各燃料喷嘴(70)包括：
壳体(110)；
布置在所述壳体(110)内的多个燃料通道(115)；和
布置在所述壳体(110)内的多个空气通道(120)；
其中，所述多个燃料通道(115)的总流通面积大致等于所述多个空气通道(120)的总流通面积。
8.根据权利要求7所述的燃烧器(10)，其特征在于：
所述多个燃料通道(115)周向地布置在所述壳体(110)内，并且所述多个燃料通道(115)的各燃料通道(115)与所述燃烧室(60)流体连通；和
所述多个空气通道(120)周向地布置在所述壳体(110)内，并且所述多个空气通道(120)的各空气通道(120)与所述燃烧室(60)流体连通，所述多个燃料通道(115)的燃料通道(205)布置在所述多个空气通道(120)的两个连续的空气通道(210)(215)之间。
9.一种用于涡轮机(8)的燃料喷嘴(70)，所述燃料喷嘴(70)包括：壳体(110)；
周向地布置在所述壳体(110)内的多个燃料通道(115)；和
周向地布置在所述壳体(110)内的多个空气通道(120)；
其中，所述多个燃料通道(115)的各燃料通道(115)布置在所述多个空气通道(120)的两个连续的空气通道(210)(215)之间；和
其中，所述多个空气通道(120)的各空气通道(120)布置成与所述多个燃料通道(115)的两个燃料通道(115)相邻，并且位于所述两个燃料通道(115)之间，从而提供了所述多个空气通道(120)的各空气通道(120)和所述多个燃料通道(115)的各燃料通道(115)的相邻的交替排列。
10.根据权利要求9所述的燃料喷嘴(70)，其特征在于：
所述多个燃料通道(115)的燃料通道(185)包括螺旋的燃料通道(185)；和
所述多个空气通道(120)的空气通道(195)包括螺旋的空气通道(195)。
CN200810213641.XA 2007-08-21 2008-08-20 涡轮机燃料输送设备和系统 Expired - Fee Related CN101373075B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/842,603 US8037689B2 (en) 2007-08-21 2007-08-21 Turbine fuel delivery apparatus and system
US11/842603 2007-08-21

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN101373075A true CN101373075A (zh) 2009-02-25
CN101373075B CN101373075B (zh) 2013-03-06

Family

ID=40280465

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN200810213641.XA Expired - Fee Related CN101373075B (zh) 2007-08-21 2008-08-20 涡轮机燃料输送设备和系统

Country Status (5)

Country Link
US (1) US8037689B2 (zh)
JP (1) JP5411468B2 (zh)
CN (1) CN101373075B (zh)
CH (1) CH697800B1 (zh)
DE (1) DE102008044431A1 (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104595927A (zh) * 2015-01-23 2015-05-06 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 燃气轮机低热值燃料气燃烧室
CN107166435A (zh) * 2017-07-07 2017-09-15 西安富兰克石油技术有限公司 一种多燃料喷嘴、燃料喷出系统及其涡轮发动机
CN113847618A (zh) * 2021-09-26 2021-12-28 内蒙古靓固科技有限责任公司 一种燃煤锅炉螺旋风陶瓷喷嘴及其制备方法

Families Citing this family (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1985924A1 (en) * 2007-04-23 2008-10-29 Siemens Aktiengesellschaft Swirler
US20100205976A1 (en) * 2008-08-26 2010-08-19 Pratyush Nag Integrated fuel gas characterization system
US8161751B2 (en) * 2009-04-30 2012-04-24 General Electric Company High volume fuel nozzles for a turbine engine
US8650881B2 (en) * 2009-06-30 2014-02-18 General Electric Company Methods and apparatus for combustor fuel circuit for ultra low calorific fuels
US8276386B2 (en) * 2010-09-24 2012-10-02 General Electric Company Apparatus and method for a combustor
US9217373B2 (en) * 2013-02-27 2015-12-22 General Electric Company Fuel nozzle for reducing modal coupling of combustion dynamics
US10731861B2 (en) * 2013-11-18 2020-08-04 Raytheon Technologies Corporation Dual fuel nozzle with concentric fuel passages for a gas turbine engine
US9752774B2 (en) * 2014-10-03 2017-09-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel nozzle
US10197291B2 (en) 2015-06-04 2019-02-05 Tropitone Furniture Co., Inc. Fire burner
USD791930S1 (en) * 2015-06-04 2017-07-11 Tropitone Furniture Co., Inc. Fire burner
USD787041S1 (en) * 2015-09-17 2017-05-16 Whirlpool Corporation Gas burner
US10837651B2 (en) 2015-09-24 2020-11-17 Whirlpool Corporation Oven cavity connector for operating power accessory trays for cooking appliance
US11777190B2 (en) 2015-12-29 2023-10-03 Whirlpool Corporation Appliance including an antenna using a portion of appliance as a ground plane
US10234142B2 (en) 2016-04-15 2019-03-19 Solar Turbines Incorporated Fuel delivery methods in combustion engine using wide range of gaseous fuels
US9976522B2 (en) 2016-04-15 2018-05-22 Solar Turbines Incorporated Fuel injector for combustion engine and staged fuel delivery method
US10247155B2 (en) 2016-04-15 2019-04-02 Solar Turbines Incorporated Fuel injector and fuel system for combustion engine
US10145568B2 (en) 2016-06-27 2018-12-04 Whirlpool Corporation High efficiency high power inner flame burner
US10551056B2 (en) 2017-02-23 2020-02-04 Whirlpool Corporation Burner base
US10451290B2 (en) 2017-03-07 2019-10-22 Whirlpool Corporation Forced convection steam assembly
US10660162B2 (en) 2017-03-16 2020-05-19 Whirlpool Corporation Power delivery system for an induction cooktop with multi-output inverters
US10788214B2 (en) * 2018-04-10 2020-09-29 Delavan Inc. Fuel injectors for turbomachines having inner air swirling
US10627116B2 (en) 2018-06-26 2020-04-21 Whirlpool Corporation Ventilation system for cooking appliance
US10619862B2 (en) 2018-06-28 2020-04-14 Whirlpool Corporation Frontal cooling towers for a ventilation system of a cooking appliance
US10837652B2 (en) 2018-07-18 2020-11-17 Whirlpool Corporation Appliance secondary door

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS594823A (ja) * 1982-06-29 1984-01-11 Hitachi Ltd 低カロリ−ガス焚ガスタ−ビン燃焼器
FR2596102B1 (fr) * 1986-03-20 1988-05-27 Snecma Dispositif d'injection a vrille axialo-centripete
US4891936A (en) * 1987-12-28 1990-01-09 Sundstrand Corporation Turbine combustor with tangential fuel injection and bender jets
JPH0289916A (ja) * 1988-09-26 1990-03-29 Toshiba Corp ガスタービン燃焼器
JP3142924B2 (ja) * 1991-11-21 2001-03-07 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器用ノズル
JP2729748B2 (ja) * 1993-06-10 1998-03-18 川崎重工業株式会社 ガスタービン用燃焼方法およびその装置
US5479781A (en) * 1993-09-02 1996-01-02 General Electric Company Low emission combustor having tangential lean direct injection
FR2752917B1 (fr) * 1996-09-05 1998-10-02 Snecma Systeme d'injection a degre d'homogeneisation avancee
GB2324147B (en) * 1997-04-10 2001-09-05 Europ Gas Turbines Ltd Fuel-injection arrangement for a gas turbine combuster
US6547163B1 (en) * 1999-10-01 2003-04-15 Parker-Hannifin Corporation Hybrid atomizing fuel nozzle
GB2368386A (en) 2000-10-23 2002-05-01 Alstom Power Nv Gas turbine engine combustion system
FR2832493B1 (fr) * 2001-11-21 2004-07-09 Snecma Moteurs Systeme d'injection multi-etages d'un melange air/carburant dans une chambre de combustion de turbomachine
US6834505B2 (en) * 2002-10-07 2004-12-28 General Electric Company Hybrid swirler
US7377036B2 (en) * 2004-10-05 2008-05-27 General Electric Company Methods for tuning fuel injection assemblies for a gas turbine fuel nozzle

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104595927A (zh) * 2015-01-23 2015-05-06 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 燃气轮机低热值燃料气燃烧室
CN107166435A (zh) * 2017-07-07 2017-09-15 西安富兰克石油技术有限公司 一种多燃料喷嘴、燃料喷出系统及其涡轮发动机
CN113847618A (zh) * 2021-09-26 2021-12-28 内蒙古靓固科技有限责任公司 一种燃煤锅炉螺旋风陶瓷喷嘴及其制备方法
CN113847618B (zh) * 2021-09-26 2024-03-08 内蒙古靓固科技有限责任公司 一种燃煤锅炉螺旋风陶瓷喷嘴及其制备方法

Also Published As

Publication number Publication date
US20090049838A1 (en) 2009-02-26
JP2009047415A (ja) 2009-03-05
US8037689B2 (en) 2011-10-18
CH697800A2 (de) 2009-02-27
CN101373075B (zh) 2013-03-06
DE102008044431A1 (de) 2009-02-26
JP5411468B2 (ja) 2014-02-12
CH697800B1 (de) 2012-07-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101373075B (zh) 涡轮机燃料输送设备和系统
EP2532968B1 (en) Integrated late lean injection on a combustion liner and late lean injection sleeve assembly
US7908863B2 (en) Fuel nozzle for a gas turbine engine and method for fabricating the same
US7757491B2 (en) Fuel nozzle for a gas turbine engine and method for fabricating the same
US9115896B2 (en) Fuel-air mixer for use with a combustor assembly
CN102798150B (zh) 用于燃气轮机发动机中的流控制的系统和方法
CN103453554B (zh) 用于在涡轮发动机中使用的燃料喷射组件及其组装方法
US8387393B2 (en) Flashback resistant fuel injection system
EP2206958A2 (en) Method and apparatus for fuel injection in a turbine engine
US9222673B2 (en) Fuel nozzle and method of assembling the same
CN101893242A (zh) 双孔口辅助燃料喷射器
CN105318353A (zh) 燃气轮机燃烧器
CN103032900A (zh) 三元组反向旋转涡漩器和使用方法
CN103388837A (zh) 用于将工作流体供应至燃烧器的系统
CN102454993A (zh) 用于燃烧器的燃料喷嘴
WO2010080604A1 (en) Low-cross-talk gas turbine fuel injector
CN103270369B (zh) 带有燃料喷嘴的燃气轮机燃烧室,带有这种燃料喷嘴的燃烧器,以及燃料喷嘴
JP6873675B2 (ja) 軸方向に燃料を多段化するためのスロット型噴射器
CN102797511A (zh) 用于燃气轮机发动机中的流控制的系统和方法
WO2012064452A1 (en) End-fed liquid fuel gallery for a gas turbine fuel injector
EP3425281B1 (en) Pilot nozzle with inline premixing
EP1835231A1 (en) Burner in particular for a gas turbine combustor, and method of operating a burner
CN103727534B (zh) 用于延迟贫油喷射燃烧器系统的空气管理装置以及输送空气流的方法
EP4202305A1 (en) Fuel nozzle and swirler
US20180340689A1 (en) Low Profile Axially Staged Fuel Injector

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20130306

Termination date: 20170820

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee