CN101776017A - 延迟贫喷射系统构造 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及延迟贫喷射系统构造，具体而言，提供了一种燃气涡轮发动机(10)，且其包括：具有第一内部(21)的延迟贫喷射(LLI)兼容的燃烧器(20)，通过燃料回路(70)供应至此的第一燃料可在第一内部中燃烧；涡轮(50)；包括第二内部(41)的过渡区域(43)，通过燃料回路(70)供应至此的第二燃料和第一燃料的燃烧产物可在第二内部中燃烧，该过渡区域(43)布置成流体地将燃烧器(20)和涡轮(50)彼此联接；以及多个燃料喷射器(60)，其被过渡区域(43)结构性地支撑并联接到燃料回路(70)上，且构造成将第二燃料供应给单轴向级、多轴向级、单轴向圆周级和多轴向圆周级中的任何一个中的第二内部(41)。
Description
相关申请的交叉引用
本申请涉及下列申请：“Late Lean Injection with Expanded FuelFlexibility”；“Late Lean Injection Fuel Staging Configurations”；“LateLean Injection Fuel Injector Configurations”；“Late Lean Injection withAdjustable Air Splits”；“Late Lean Injection for Fuel Flexibility”和“LateLean Injection Control Strategy”，各个申请随此申请同时提交，它们的内容通过引用结合于本文中。
技术领域
本发明的各方面涉及延迟贫喷射(late lean injection，LLI)燃料分级构造和获得该构造的方法。
背景技术
当前，一些燃气涡轮发动机未能以高效率运行并产生不期望的空气污染排放物。由燃烧传统碳烃燃料的涡轮机通常产生的主要空气污染排放物是氮氧化物、一氧化碳和未燃的烃类。为此，由于燃气涡轮发动机中例如氮分子的氧化依赖于燃烧器中的高温和反应物在高温下在燃烧器内的驻留时间，通过将燃烧器温度维持在形成热NOx的水平之下或通过限制反应物在高温下的驻留时间(使得没有足够的时间来进行NOx生成反应)而降低热NOx形成的水平。
一种温度控制方法，包括：在燃烧之前使燃料和空气预混合以形成它们的稀混合物。然而，已经懂得，对于重型工业燃气涡轮机，即便使用预混合稀燃料，由于燃烧产物的所需温度是如此的高，以致燃烧器必须在反应区中以超过热NOx形成阈值温度的峰值燃气温度运行，从而导致大量的NOx形成。
发明内容
根据本发明的一个方面，提供了一种燃气涡轮发动机，且其包括：具有第一内部的延迟贫喷射(LLI)兼容的燃烧器，通过燃料回路供应至该第一内部的第一燃料可在该第一内部中燃烧；包括旋转涡轮叶片的涡轮，至少第一燃料的燃烧产物可接收到涡轮内，以便驱动涡轮叶片的旋转；包括第二内部的过渡区域，通过燃料回路供应至该第二内部的第二燃料和第一燃料的燃烧产物可在该第二内部中燃烧，该过渡区域布置成流体地将燃烧器和涡轮彼此联接；以及多个燃料喷射器，其由过渡区域结构性地支撑并联接到燃料回路上，并构造成将第二燃料供应给单轴向级、多轴向级、单轴向圆周级和多轴向圆周级中的任何一个中的第二内部。
结合附图根据下列描述，这些和其它优点和特征将变得清楚明白。
附图说明
被认为是本发明的主题在说明书所附的权利要求中被特别地指出和清楚地要求保护。结合附图，根据下列具体实施方式，本发明的上述和其它特征和优点是显而易见的，附图中：
图1是包括延迟贫喷射能力的涡轮机的侧截面图；
图2是图示了图1的涡轮机的头端燃料分流百分比对点火温度的曲线的图形；
图3是图示了操作图1的涡轮机的方法的流程图；
图4A-4D是不同头端构造的侧截面图；以及
图5A-5D是不同燃料喷射器构造的透视图。
以示例的方式借助参考附图，具体实施方式解释了本发明的实施例以及优点和特征。
部件列表
| 10 | 燃气涡轮机 |
| 11 | 头端 |
| 12 | 多个预混合喷嘴 |
| 13 | 标准燃烧器构造 |
| 14 | DLN1+燃烧器构造 |
| 15 | DLN2+燃烧器构造 |
| 16 | DLN2.6/2.6+燃烧器构造 |
| 20 | 燃烧器 |
| 21 | 第一内部 |
| 30 | 压缩机 |
| 40 | 套筒 |
| 41 | 第二内部 |
| 42 | 稀释孔 |
| 43 | 过渡区域 |
| 50 | 涡轮 |
| 10 | 燃气涡轮机 |
| 60 | 燃料喷射器 |
| 61 | 阀 |
| 70 | 燃料回路 |
| 71，72 | 支路 |
| 80 | 控制器 |
| 90 | 源 |
| 91 | 炼厂气阀 |
| 100 | 热电偶/压力计 |
| 110 | 3通阀 |
| 120 | 催化部分氧化反应堆 |
| 125 | 套管式(tube-in-tube)喷射器构造 |
| 130 | 管 |
| 140 | 冲击套筒表面 |
| 145 | 套筒 |
| 150 | 接口部分 |
| 155 | 旋涡式喷射器 |
| 160 | 歧管 |
| 165 | 吹扫管 |
| 170 | 涡旋式喷嘴 |
| 175 | 浓催化喷射器构造 |
| 10 | 燃气涡轮机 |
| 180 | 浓催化元件 |
| 185 | 多管/莲蓬头式喷射器构造 |
| 190 | 多个管 |
| 300 | 操作涡轮机 |
| 310 | 启动LLI |
| 320 | 确定 |
| 330 | 减少LLI水平 |
| 340 | 增加LLI水平 |
| 350 | 继续操作LLI |
具体实施方式
参考图1，提供了燃气涡轮发动机10，其包括：具有第一内部21的燃烧器20，通过燃料回路70供应至此的第一燃料可在该第一内部21中燃烧；压缩机30，入口空气由该压缩机压缩并至少提供给燃烧器20和过渡区域43；以及包括旋转涡轮叶片的涡轮50，至少第一燃料的燃烧产物可接收到涡轮内，以驱动涡轮叶片旋转。过渡区域43布置成流体地联接燃烧器20和涡轮50，并包括第二内部41，其中通过燃料回路70供应至此的第二燃料和第一燃料的燃烧产物可在该第二内部中燃烧。如图所示，燃烧器20和过渡区域43彼此结合，以大体上具有头端11的形式，如下文将讨论的，该头端可具有多种构造。
如图1中所示，头端11可包括多个预混合喷嘴12。然而，如图4A-4D所示，其它的头端11构造是可能的。这种备选构造包括但不限于图4A的标准燃烧器构造13、图4B的干燥低NOx(DLN)1+燃烧器构造14、图4C的DLN 2+燃烧器构造15和图4D的DLN 2.6/2.6+燃烧器构造16。又其它的燃烧器构造包括集成气化组合循环(IGCC)头端、催化头端、扩散式头端和多喷嘴安静燃烧(MNQC)式头端。
对于各上述头端11构造，应当了解的是，构造的形式可以是延迟贫喷射(LLI)兼容的。LLI兼容的燃烧器是具有超过2500℉的出口温度的任何燃烧器，或者处理含有比具有大于10ms的热侧驻留时间的甲烷更易反应的成分的燃料的任何燃烧器。作为示例，DLN 1+燃烧器构造14的LLI兼容形式可具有小于2500℉的出口温度，但可处理具有比甲烷更易反应的成分的燃料。扩散式头端燃烧器的LLI兼容形式可具有超过2500℉的出口温度，并可处理具有比甲烷更易反应的成分的燃料。同样地，DLN 2.0/DLN 2+燃烧器构造15的LLI兼容形式可具有超过2500℉的出口温度，并可处理具有比甲烷更易反应的成分的燃料，而催化头端或DLN 2.6/2.6+燃烧器构造16的LLI兼容形式可具有超过2500℉的出口温度，并可处理具有比甲烷更易反应的成分的燃料。
多个燃料喷射器60中的每一个均被过渡区域43的外壁或过渡区域43周围的套筒40的外壁结构地支撑，并延伸进入第二内部41至不同的深度。利用这种构造，各燃料喷射器60均被构造成提供LLI燃料分级能力。就是说，各燃料喷射器60被构造成通过例如沿一个方向(其通常横切于通过过渡区域43的主要流向)喷射燃料来将第二燃料(即LLI燃料)供应给单轴向级、多轴向级、单轴向圆周级和多轴向圆周级中的任何一个中的第二内部41。这样一来，燃烧器20和过渡区域43内的条件被分级以创建稳定燃烧的局部区域。
参考图5A-5D，可见燃料喷射器60可具有不同的特征和功能。例如，如图5A中所示，燃料喷射器60可包括套管式喷射器构造125。在此构造中，燃料通过管130中的喷嘴主动地供应给过渡区域43的内部41，而空气被动地通过管130和套筒145之间的环形空间供给，该套筒自冲击套筒表面140延伸至接口部分150。如图5B中所示，燃料喷射器60也可包括旋涡式喷射器155。在此构造中，燃料通过歧管160主动地供应给过渡区域43的内部41，而空气通过中心吹扫管165和/或经由涡旋式喷嘴170被动地供应。此外，如图5C和5D中所示，燃料喷射器60构造的其它示例包括浓催化喷射器构造175，其包括浓催化元件180；和多管/莲蓬头式喷射器构造185，其包括多个管190(燃料通过多个管供应给过渡区域43)。在这些情况的每种情况下，应当了解的是，燃料喷射器60在对应于先前存在的过渡区域43的外表面上的稀释孔42(如果有的话)的位置处可联接到过渡区域43上。这样一来，由于不需要在过渡区域43的外表面中钻出额外的孔，制造成本和负面性能效果被限制或充分地降低。如果稀释孔42不是已经存在，则燃料喷射器60可按需要置于过渡区域43的外部上。
根据实施例，单轴向级包括当前运行的单燃料喷射器60，多轴向级(对于多级，这里没有先行基础)包括多个当前运行的燃料喷射器60，它们各自布置在过渡区域43的多个轴向位置处。单轴向圆周级包括多个当前运行的燃料喷射器60，它们各自布置在过渡区域43的单轴向位置的圆周周围，而多轴向圆周级包括多个当前运行的燃料喷射器60，它们在过渡区域的多个轴向位置处布置在过渡区域43的圆周周围。
这里，多个燃料喷射器60布置在过渡区域43的圆周周围，燃料喷射器60可彼此大体上均匀地或不均匀地隔开。作为示例，可在特定周向级上使用八个或十个燃料喷射器60，且2、3、4或5个燃料喷射器60以距彼此不同的分离度安装在过渡区域43的上、下半球上。同样，多个燃料喷射器60置于过渡区域43的多个轴向级上时，燃料喷射器60可相对于彼此成直线或交错布置。
在燃气涡轮发动机10的运行期间，各个燃料喷射器60可以共同地或单独地启动或停止，以便形成单轴向级、多轴向级、单轴向圆周级和多轴向圆周级中的当前有效的一个。为此，应当了解的是，各燃料喷射器60可通过燃料回路70经由布置在相应燃料喷射器60和燃料回路70的支路71或72之间的阀61被供应LLI燃料。阀61与将信号发送到阀61的控制器80进行信号通讯，使得阀61打开或关闭，并从而使相应的燃料喷射器60启动或停止。
因此，如果当前希望使各燃料喷射器60当前启动(即多轴向圆周级)，则控制器80将信号发送给各个阀61以便打开并因此启动各个燃料喷射器60。相反地，如果当前希望使过渡区域43的特定轴向级的各燃料喷射器60(即单轴向圆周级)当前启动，则控制器80将信号发送给仅对应于单轴向圆周级的燃料喷射器60的各个阀61，以便打开和因此启动各个燃料喷射器60。当然，此控制系统仅仅是示例性的，并且应当理解的是，燃料喷射器构造的多种组合是可能的，并且可提供用于控制燃料喷射器60的启动和停止中的至少一个的其它系统和方法。
此外，在存在具有多个燃料喷射器构造的多个燃料喷射器60的情况下，如上所述，控制器80可进一步构造成在任一时刻仅启动具有一定燃料喷射器构造的那些燃料喷射器60。因此，如果当前希望使具有套管状喷射器构造125的各燃料喷射器60当前启动，则控制器80将信号发送给对应于那些燃料喷射器60的各个阀61，以便打开。相反地，如果当前希望使包括旋涡式喷射器155的各个燃料喷射器60启动，则控制器80将信号发送给仅对应于包括旋涡式喷射器155的燃料喷射器60的各个阀61，以便打开。
根据本发明的另一方面，提供了一种操作燃气涡轮发动机10的方法，其中，涡轮50通过置于涡轮和燃烧器之间的过渡区域43流体地联接到燃烧器20上。该方法包括将第一燃料供应给燃烧器20内的第一内部21；燃烧燃烧器20内的第一内部21中的第一燃料；将第二燃料供应给单轴向级、多轴向级、单轴向圆周级和多轴向圆周级中任何一个中的过渡区域43内的第二内部41；并在过渡区域内的第二内部41中燃烧第二燃料和自第一内部21接收的燃烧产物流。
这里，将第二燃料供应给单轴向级中的第二内部41包括启动单个燃料喷射器60，将第二燃料供应给多轴向级中的第二内部41包括启动分别布置在过渡区域43的多个轴向位置处的多个燃料喷射器60，将第二燃料供应给单轴向圆周级中的第二内部41包括启动分别在过渡区域43的单轴向位置处布置在过渡区域43圆周周围的多个燃料喷射器60，而将第二燃料供应给多轴向圆周级中的第二内部41包括启动分别在过渡区域43的多轴向位置处布置在过渡区域43圆周周围的多个燃料喷射器60。
参考图2，可见到图2提供用于燃料分流控制的不同选项的图形说明。在图2中，头端燃料分流的百分数相对于T点火值绘出，T点火值是燃烧器20和/或过渡区域43内的温度测量值。由于控制器80进一步构造成控制第一和第二燃料向头端11和/或燃料喷射器60的流向，可以看到，LLI燃料分级也可根据图2中所示的控制选项进一步由控制器80控制。为此，如上所讨论的那样，将控制器80联接到阀61和阀73上，以便控制第二燃料到燃料喷射器60的输送并控制第一和/或LLI燃料到头端11的输送。
如图2中所示，用于此类控制的第一选项是使用固定的头端分流，其中，一旦达到T点火的预选值，第一和/或LLI燃料的百分数(＜100％)即被输送给用于LLI燃料分级的过渡区域43。从那点来说，输送给过渡区域43的燃料的百分数大体上保持不变。第二选项是使用头端分流一览表。在此情况下，由于T点火的值增加超过预选值，LLI燃料的百分数按比例增加，或根据一些其它合适的函数增加。第三选项是使LLI燃料的百分数为燃烧器20、压缩机30、过渡区域43和/或涡轮50的内部环境的几个特征的任何一个或多个的函数。例如，百分数可以是Tcd或Pcd(测得的压缩机排放温度和压力条件)的函数；燃烧器20、压缩机30或过渡区域43内的湿度读数的函数；燃气涡轮排气温度和/或T39(计算所得的燃烧器出口温度)的函数。
也可修改上面讨论的第三选项以说明当前的修正沃泊指数(MWI)。在这种情况下，由于已知MWI计量燃料的能量密度，对于给定的燃料喷嘴区域，较低的MWI表示横跨头端燃料喷嘴增加的压力比率，其可能引起LLI燃料喷嘴对其不灵敏的不期望的动态变化，LLI燃料的百分数也可作为MWI的函数。通过这种方式，随着MWI增加，LLI燃料的较大百分数转向过渡区域43。根据这些选项中的各个选项，应当了解的是，可在燃烧器20、压缩机30、过渡区域43和/涡轮50内安装被视为测量燃烧器20、压缩机30、过渡区域43和/涡轮50内的温度和压力必要的热电偶/压力计100或任何其它合适的环境测量装置。
参考图3，可见提供了控制具有LLI能力的涡轮机的方法，该方法包括：在步骤300操作涡轮机；在步骤310在一段时期后或者一旦达到T点火的预选值则启动LLI；并且根据第一选项，在步骤350继续以相同的水平操作LLI。相反地，根据第二选项，方法包括在步骤350继续以增加的水平操作LLI。同时，根据第三选项，在步骤320确定燃烧器20、压缩机30和/或过渡区域43的任何特定的测量特征是否高于或低于确定的参数，并且基于确定的结果，在步骤330降低LLI水平、在340增加LLI水平、或在步骤350维持并随后继续LLI操作。
仍然参考图1，控制器80进一步构造成控制3通阀110，并在一些实施例中，控制布置在燃料喷射器60周围的歧管上的附加阀或如上所述的阀61。因此，控制器80能够控制由压缩机30输送至燃烧器20和过渡区域43或各个燃料喷射器60的入口空气的空气分流。通过这种方式，控制器80能够同时改变燃料分流和空气分流。如此一来，控制器80因此能产生用于燃烧系统的操作路径，其注重优化燃烧系统的燃料与空气的比率。根据本发明的不同实施例，3通阀110可进一步集成为整体空气冷却剂系统、广义调节努力(extended turndownefforts)和/或能源部(DoE)计划的一部分。
如上所述，实现了对3通阀110的控制，目的是优化燃烧系统的燃料与空气比率。这些比率可基于用于燃烧器20和过渡区域43的规格进行预选，或可基于当前环境条件进行预选。在这种情况下，控制器80可基于安装在燃烧器20、压缩机30、过渡区域43和涡轮50内的热电偶/压力计100所产生的温度和/或压力读数增加燃烧器20或过渡区域43中的燃料与空气的比率。
延迟贫喷射(LLI)也可考虑多气流喷射，包括例如为炼厂气的备用气体喷射到非LLI燃烧器通常不能处理的过渡区域43中。例如为炼厂气的高反应性气体由于考虑了预混合器中不期望的驻焰(flameholding)而典型地不能由预混燃烧器处理。另一方面，可或不可与天然气混合的炼厂气在一定情况下可直接喷射到过渡区域43中而没有此类问题，尤其是燃料喷射器60是耐驻焰的地方。这里，炼厂气与天然气混合，所使用的天然气的量可以是如上所述的Tcd、Pcd和T39的函数。同样，炼厂气被注入到过渡区域43中，应当理解的是，可在头端11处使用驻焰灵敏的预混合器以防止或极大地减少驻焰事件发生的可能性。
如图1中所示，备选气体可自源90经由控制器80所控制的炼厂气阀91喷射到燃料回路70的支路71或72中。通过这种方式，当确定备选气体喷射到过渡区域43中时，控制器80可打开炼厂气阀91，使得备选气体可通过燃料回路70向燃料喷射器61扩散。
作为进一步的实施例，应当理解的是，备选气体可与天然气混合以形成成分反映使用中的特定头端11的公差的第一燃料。备选气体可提供成具有或不具有这种混合以形成第二燃料。
另外，还应了解的是，备选气体可包括被燃料回路70从源90接收的炼厂气，如上所提及的那样，以及由比甲烷更易起反应的成分组成的气体。更特别地，备选气体可包括含有按体积算大约0.5％以上量的氢、按体积算大约5％以上量的乙烷、按体积算大约10％以上量的丙烷、按体积算大约5％以上量的丁烷或丁烷以上的烃的气体。
燃料回路70也可结合多个支路71和72以适应燃料流的改变。多个支路71和72然后也可用来通过提供额外的燃料流区域，或通过以产生分离的燃烧模式(即扩散和预混合)的方式引入燃料而允许燃料成分的大的变化。支路71和72也可考虑燃料沃泊值、燃料成分的变化以及动态调整。燃料回路70的支路71和72可实施为燃料回路70的支路，过渡区域43中的附加燃料喷嘴或这些选项的组合以及其它合适的选项。
支路71和72可进一步包括沿其长度布置的催化部分氧化反应器(CPCR)120。CPCR 120将第一或第二燃料内的甲烷转化为氢和/或部分地氧化甲烷而不产生氧化氮。结果，由于用于LLI的反应燃料已经被部分地氧化，燃料可甚至晚于其否则将要喷射的时间而喷射到过渡区域43中。
尽管已经仅结合有限数量的实施例详细地描述了本发明，但应当容易了解的是，本发明不限于此类公开的实施例。相反地，可对本发明进行修改以结合与本发明的精神和范围相称的多种变化、变更、替换或迄今尚未描述的等价装置。此外，尽管已经描述了本发明的不同实施例，但应当了解的是，本发明的多个方面可仅包括其中一些所描述的实施例。因此，本发明不能认为被上述的描述所限制，而仅仅被所附权利要求的范围所限制。
Claims (9)
1.一种燃气涡轮发动机(10)，包括：
具有第一内部(21)的延迟贫喷射兼容的燃烧器(20)，通过燃料回路(70)供应至所述第一内部的第一燃料可在所述第一内部中燃烧；
包括旋转涡轮叶片的涡轮(50)，至少所述第一燃料的燃烧产物能够接收到所述涡轮内，以便驱动所述涡轮叶片的旋转；
包括第二内部(41)的过渡区域(43)，通过所述燃料回路(70)供应至所述第二内部的第二燃料和所述第一燃料的燃烧产物可在所述第二内部中燃烧，所述过渡区域(43)布置成流体地将所述燃烧器(20)和所述涡轮(50)彼此联接；以及
多个燃料喷射器(60)，其被所述过渡区域(43)结构性地支撑，并联接到所述燃料回路(70)上，且构造成将所述第二燃料供应给单轴向级、多轴向级、单轴向圆周级和多轴向圆周级中的任何一个中的所述第二内部(41)。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机(10)，其特征在于，所述延迟贫喷射兼容的燃烧器(20)具有超过2500℉的出口温度。
3.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机(10)，其特征在于，所述延迟贫喷射兼容的燃烧器(20)处理具有比甲烷更易起反应的成分的燃料。
4.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机(10)，其特征在于，所述延迟贫喷射兼容的燃烧器(20)的特征在于具有大于10毫秒的热侧驻留时间。
5.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机(10)，其特征在于，所述延迟贫喷射兼容的燃烧器(20)包括多个预混合喷嘴(12)，以将已经预混合的所述第一燃料喷射到所述第一内部中。
6.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机(10)，其特征在于，所述延迟贫喷射兼容的燃烧器(20)包括干燥低NOx 1+燃烧器(13)。
7.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机(10)，其特征在于，所述延迟贫喷射兼容的燃烧器(20)包括干燥低NOx 2+燃烧器(14)。
8.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机(10)，其特征在于，所述延迟贫喷射兼容的燃烧器(20)包括干燥低NOx 2.6/2.6+燃烧器(15)。
9.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机(10)，其特征在于，所述延迟贫喷射兼容的燃烧器(20)包括扩散式燃烧器。
Applications Claiming Priority (2)
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| CN (1) | CN101776017A (zh) |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102913953A (zh) * | 2011-08-05 | 2013-02-06 | 通用电气公司 | 关于将延迟贫喷射整合到燃式涡轮发动机中的方法 |
| CN102954469A (zh) * | 2011-08-05 | 2013-03-06 | 通用电气公司 | 与在燃烧涡轮发动机中集成延迟贫喷射有关的组件和装置 |
| CN102997279A (zh) * | 2011-09-15 | 2013-03-27 | 通用电气公司 | 燃料喷射器 |
| CN103090414A (zh) * | 2011-11-07 | 2013-05-08 | 通用电气公司 | 用于燃气涡轮机的燃烧器组件 |
| CN103090412A (zh) * | 2011-11-01 | 2013-05-08 | 通用电气公司 | 喷射装置 |
| US8887506B2 (en) | 2012-05-11 | 2014-11-18 | General Electric Company | Fuel injector with mixing circuit |
| CN104421000A (zh) * | 2013-08-28 | 2015-03-18 | 通用电气公司 | 用于控制燃气涡轮发动机内燃烧器中燃料分配的系统和方法 |
| CN104515147A (zh) * | 2013-08-20 | 2015-04-15 | 通用电气公司 | 用于控制晚贫液体喷射速度的脉宽调制 |
| CN105980777A (zh) * | 2014-03-20 | 2016-09-28 | 三菱日立电力系统株式会社 | 喷嘴、烧嘴、燃烧器、燃气涡轮机、燃气涡轮机系统 |
Families Citing this family (35)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8112216B2 (en) | 2009-01-07 | 2012-02-07 | General Electric Company | Late lean injection with adjustable air splits |
| US8601820B2 (en) | 2011-06-06 | 2013-12-10 | General Electric Company | Integrated late lean injection on a combustion liner and late lean injection sleeve assembly |
| US9010120B2 (en) | 2011-08-05 | 2015-04-21 | General Electric Company | Assemblies and apparatus related to integrating late lean injection into combustion turbine engines |
| US8904796B2 (en) | 2011-10-19 | 2014-12-09 | General Electric Company | Flashback resistant tubes for late lean injector and method for forming the tubes |
| US9140455B2 (en) | 2012-01-04 | 2015-09-22 | General Electric Company | Flowsleeve of a turbomachine component |
| US9243507B2 (en) | 2012-01-09 | 2016-01-26 | General Electric Company | Late lean injection system transition piece |
| US9188337B2 (en) * | 2012-01-13 | 2015-11-17 | General Electric Company | System and method for supplying a working fluid to a combustor via a non-uniform distribution manifold |
| US9310078B2 (en) | 2012-10-31 | 2016-04-12 | General Electric Company | Fuel injection assemblies in combustion turbine engines |
| US9291098B2 (en) | 2012-11-14 | 2016-03-22 | General Electric Company | Turbomachine and staged combustion system of a turbomachine |
| US9404659B2 (en) | 2012-12-17 | 2016-08-02 | General Electric Company | Systems and methods for late lean injection premixing |
| US9534790B2 (en) | 2013-01-07 | 2017-01-03 | General Electric Company | Fuel injector for supplying fuel to a combustor |
| US9714768B2 (en) | 2013-03-15 | 2017-07-25 | General Electric Company | Systems and apparatus relating to downstream fuel and air injection in gas turbines |
| US9435541B2 (en) | 2013-03-15 | 2016-09-06 | General Electric Company | Systems and apparatus relating to downstream fuel and air injection in gas turbines |
| US9482434B2 (en) | 2013-03-15 | 2016-11-01 | General Electric Company | Methods relating to downstream fuel and air injection in gas turbines |
| US9528439B2 (en) | 2013-03-15 | 2016-12-27 | General Electric Company | Systems and apparatus relating to downstream fuel and air injection in gas turbines |
| US10436445B2 (en) | 2013-03-18 | 2019-10-08 | General Electric Company | Assembly for controlling clearance between a liner and stationary nozzle within a gas turbine |
| US9316155B2 (en) | 2013-03-18 | 2016-04-19 | General Electric Company | System for providing fuel to a combustor |
| US9316396B2 (en) | 2013-03-18 | 2016-04-19 | General Electric Company | Hot gas path duct for a combustor of a gas turbine |
| US9376961B2 (en) * | 2013-03-18 | 2016-06-28 | General Electric Company | System for controlling a flow rate of a compressed working fluid to a combustor fuel injector |
| US9360217B2 (en) * | 2013-03-18 | 2016-06-07 | General Electric Company | Flow sleeve for a combustion module of a gas turbine |
| US9400114B2 (en) | 2013-03-18 | 2016-07-26 | General Electric Company | Combustor support assembly for mounting a combustion module of a gas turbine |
| US9631812B2 (en) * | 2013-03-18 | 2017-04-25 | General Electric Company | Support frame and method for assembly of a combustion module of a gas turbine |
| US9322556B2 (en) | 2013-03-18 | 2016-04-26 | General Electric Company | Flow sleeve assembly for a combustion module of a gas turbine combustor |
| US9383104B2 (en) | 2013-03-18 | 2016-07-05 | General Electric Company | Continuous combustion liner for a combustor of a gas turbine |
| EP2789915A1 (en) * | 2013-04-10 | 2014-10-15 | Alstom Technology Ltd | Method for operating a combustion chamber and combustion chamber |
| US20150075170A1 (en) * | 2013-09-17 | 2015-03-19 | General Electric Company | Method and system for augmenting the detection reliability of secondary flame detectors in a gas turbine |
| US20150107255A1 (en) * | 2013-10-18 | 2015-04-23 | General Electric Company | Turbomachine combustor having an externally fueled late lean injection (lli) system |
| US20150159877A1 (en) * | 2013-12-06 | 2015-06-11 | General Electric Company | Late lean injection manifold mixing system |
| US20150167980A1 (en) * | 2013-12-18 | 2015-06-18 | Jared M. Pent | Axial stage injection dual frequency resonator for a combustor of a gas turbine engine |
| EP2889542B1 (en) * | 2013-12-24 | 2019-11-13 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Method for operating a combustor for a gas turbine and combustor for a gas turbine |
| US10480792B2 (en) * | 2015-03-06 | 2019-11-19 | General Electric Company | Fuel staging in a gas turbine engine |
| US20180187563A1 (en) * | 2015-07-24 | 2018-07-05 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas turbine transition duct with late lean injection having reduced combustion residence time |
| CN105402772A (zh) * | 2015-12-07 | 2016-03-16 | 北京航空航天大学 | 一种气动稳焰中心分级燃烧室 |
| US10054314B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-08-21 | General Electric Company | Slotted injector for axial fuel staging |
| US11371709B2 (en) | 2020-06-30 | 2022-06-28 | General Electric Company | Combustor air flow path |
Family Cites Families (38)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3045425A (en) * | 1954-03-03 | 1962-07-24 | Snecma | Exhaust reheat equipment for gasturbine engines |
| GB881935A (en) | 1959-09-28 | 1961-11-08 | Gen Electric | Fuel injector for a combustion chamber |
| DE2232025A1 (de) | 1972-06-30 | 1974-01-17 | Motoren Turbinen Union | Gasturbinenanlage, insbesondere triebwerk mit gleichraumverbrennung |
| US4735052A (en) * | 1985-09-30 | 1988-04-05 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Gas turbine apparatus |
| US5163284A (en) * | 1991-02-07 | 1992-11-17 | Sundstrand Corporation | Dual zone combustor fuel injection |
| US5235804A (en) * | 1991-05-15 | 1993-08-17 | United Technologies Corporation | Method and system for combusting hydrocarbon fuels with low pollutant emissions by controllably extracting heat from the catalytic oxidation stage |
| GB2284884B (en) | 1993-12-16 | 1997-12-10 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine combustion chamber |
| JP2950720B2 (ja) * | 1994-02-24 | 1999-09-20 | 株式会社東芝 | ガスタービン燃焼装置およびその燃焼制御方法 |
| DE4416650A1 (de) * | 1994-05-11 | 1995-11-16 | Abb Management Ag | Verbrennungsverfahren für atmosphärische Feuerungsanlagen |
| US5943866A (en) * | 1994-10-03 | 1999-08-31 | General Electric Company | Dynamically uncoupled low NOx combustor having multiple premixers with axial staging |
| US5836164A (en) | 1995-01-30 | 1998-11-17 | Hitachi, Ltd. | Gas turbine combustor |
| US5826429A (en) * | 1995-12-22 | 1998-10-27 | General Electric Co. | Catalytic combustor with lean direct injection of gas fuel for low emissions combustion and methods of operation |
| US5974781A (en) * | 1995-12-26 | 1999-11-02 | General Electric Company | Hybrid can-annular combustor for axial staging in low NOx combustors |
| US6201029B1 (en) * | 1996-02-13 | 2001-03-13 | Marathon Oil Company | Staged combustion of a low heating value fuel gas for driving a gas turbine |
| US6047550A (en) * | 1996-05-02 | 2000-04-11 | General Electric Co. | Premixing dry low NOx emissions combustor with lean direct injection of gas fuel |
| US5901547A (en) * | 1996-06-03 | 1999-05-11 | Air Products And Chemicals, Inc. | Operation method for integrated gasification combined cycle power generation system |
| US6105359A (en) | 1997-03-31 | 2000-08-22 | Wilson; Michael A. | Efficiency enhanced turbine engine |
| FR2774152B1 (fr) * | 1998-01-28 | 2000-03-24 | Inst Francais Du Petrole | Chambre de combustion de turbine a gaz fonctionnant au carburant liquide |
| GB0019533D0 (en) | 2000-08-10 | 2000-09-27 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber |
| US6868676B1 (en) * | 2002-12-20 | 2005-03-22 | General Electric Company | Turbine containing system and an injector therefor |
| US7284378B2 (en) | 2004-06-04 | 2007-10-23 | General Electric Company | Methods and apparatus for low emission gas turbine energy generation |
| AU2003289368A1 (en) * | 2003-12-16 | 2005-07-05 | Hitachi, Ltd. | Combustor for gas turbine |
| US7010921B2 (en) * | 2004-06-01 | 2006-03-14 | General Electric Company | Method and apparatus for cooling combustor liner and transition piece of a gas turbine |
| US7269939B2 (en) * | 2004-11-24 | 2007-09-18 | General Electric Company | Method and apparatus for automatically actuating fuel trim valves in a gas |
| US7395670B1 (en) * | 2005-02-18 | 2008-07-08 | Praxair Technology, Inc. | Gas turbine fuel preparation and introduction method |
| US8529646B2 (en) * | 2006-05-01 | 2013-09-10 | Lpp Combustion Llc | Integrated system and method for production and vaporization of liquid hydrocarbon fuels for combustion |
| JP4831820B2 (ja) * | 2006-05-22 | 2011-12-07 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン出力学習回路及びこれを備えたガスタービンの燃焼制御装置 |
| US20070277530A1 (en) * | 2006-05-31 | 2007-12-06 | Constantin Alexandru Dinu | Inlet flow conditioner for gas turbine engine fuel nozzle |
| US8141370B2 (en) * | 2006-08-08 | 2012-03-27 | General Electric Company | Methods and apparatus for radially compliant component mounting |
| US7810333B2 (en) | 2006-10-02 | 2010-10-12 | General Electric Company | Method and apparatus for operating a turbine engine |
| US7690188B2 (en) | 2007-03-02 | 2010-04-06 | United Technologies Corporation | Combination engines for aircraft |
| US7886545B2 (en) * | 2007-04-27 | 2011-02-15 | General Electric Company | Methods and systems to facilitate reducing NOx emissions in combustion systems |
| US7886539B2 (en) | 2007-09-14 | 2011-02-15 | Siemens Energy, Inc. | Multi-stage axial combustion system |
| US8387398B2 (en) * | 2007-09-14 | 2013-03-05 | Siemens Energy, Inc. | Apparatus and method for controlling the secondary injection of fuel |
| US8397512B2 (en) * | 2008-08-25 | 2013-03-19 | General Electric Company | Flow device for turbine engine and method of assembling same |
| US8113000B2 (en) * | 2008-09-15 | 2012-02-14 | Siemens Energy, Inc. | Flashback resistant pre-mixer assembly |
| US8272218B2 (en) * | 2008-09-24 | 2012-09-25 | Siemens Energy, Inc. | Spiral cooled fuel nozzle |
| US9822649B2 (en) * | 2008-11-12 | 2017-11-21 | General Electric Company | Integrated combustor and stage 1 nozzle in a gas turbine and method |
-
2009
- 2009-01-07 US US12/349,831 patent/US8701383B2/en active Active
- 2009-12-23 EP EP09180632A patent/EP2206967A3/en not_active Withdrawn
-
2010
- 2010-01-05 JP JP2010000296A patent/JP2010159958A/ja not_active Withdrawn
- 2010-01-07 CN CN201010003962A patent/CN101776017A/zh active Pending
Cited By (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102913953B (zh) * | 2011-08-05 | 2016-02-17 | 通用电气公司 | 关于将延迟贫喷射整合到燃式涡轮发动机中的方法 |
| CN102954469A (zh) * | 2011-08-05 | 2013-03-06 | 通用电气公司 | 与在燃烧涡轮发动机中集成延迟贫喷射有关的组件和装置 |
| CN102913953A (zh) * | 2011-08-05 | 2013-02-06 | 通用电气公司 | 关于将延迟贫喷射整合到燃式涡轮发动机中的方法 |
| CN102954469B (zh) * | 2011-08-05 | 2016-12-21 | 通用电气公司 | 与在燃烧涡轮发动机中集成延迟贫喷射有关的组件和装置 |
| CN102997279A (zh) * | 2011-09-15 | 2013-03-27 | 通用电气公司 | 燃料喷射器 |
| CN102997279B (zh) * | 2011-09-15 | 2016-07-06 | 通用电气公司 | 燃料喷射器 |
| US9303872B2 (en) | 2011-09-15 | 2016-04-05 | General Electric Company | Fuel injector |
| CN103090412A (zh) * | 2011-11-01 | 2013-05-08 | 通用电气公司 | 喷射装置 |
| CN103090414A (zh) * | 2011-11-07 | 2013-05-08 | 通用电气公司 | 用于燃气涡轮机的燃烧器组件 |
| US8887506B2 (en) | 2012-05-11 | 2014-11-18 | General Electric Company | Fuel injector with mixing circuit |
| CN104515147A (zh) * | 2013-08-20 | 2015-04-15 | 通用电气公司 | 用于控制晚贫液体喷射速度的脉宽调制 |
| CN104421000A (zh) * | 2013-08-28 | 2015-03-18 | 通用电气公司 | 用于控制燃气涡轮发动机内燃烧器中燃料分配的系统和方法 |
| CN105980777A (zh) * | 2014-03-20 | 2016-09-28 | 三菱日立电力系统株式会社 | 喷嘴、烧嘴、燃烧器、燃气涡轮机、燃气涡轮机系统 |
| CN105980777B (zh) * | 2014-03-20 | 2020-03-17 | 三菱日立电力系统株式会社 | 喷嘴、烧嘴、燃烧器、燃气涡轮机、燃气涡轮机系统 |
| US11242993B2 (en) | 2014-03-20 | 2022-02-08 | Mitsubishi Power, Ltd. | Nozzle, burner, combustor, gas turbine, and gas turbine system |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
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