CN102221208A - 减小和/或消除燃烧衬套组件掺混空气泄漏的设备和方法 - Google Patents

减小和/或消除燃烧衬套组件掺混空气泄漏的设备和方法 Download PDF

Info

Publication number
CN102221208A
CN102221208A CN2011101021711A CN201110102171A CN102221208A CN 102221208 A CN102221208 A CN 102221208A CN 2011101021711 A CN2011101021711 A CN 2011101021711A CN 201110102171 A CN201110102171 A CN 201110102171A CN 102221208 A CN102221208 A CN 102221208A
Authority
CN
China
Prior art keywords
liner
combustion
combustion liner
rear section
liner assembly
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.)
Pending
Application number
CN2011101021711A
Other languages
English (en)
Inventor
P·波波维克
K·K·文卡塔拉曼
D·W·西蒙斯
A·K·古普塔
W·K·赫斯勒
J·勒贝格
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 CN102221208A publication Critical patent/CN102221208A/zh
Pending legal-status Critical Current

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
    • 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
    • F23R3/002—Wall structures
    • 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00001—Arrangements using bellows, e.g. to adjust volumes or reduce thermal stresses

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

本申请涉及减小和/或消除燃烧衬套组件掺混空气泄漏的设备和方法。其中，一种用于燃气涡轮的燃烧衬套组件(2)包括外部衬套(4)，该外部衬套具有在前端的凸缘(14)。内部衬套(6)安置于外部衬套内。该内部衬套具有第一内壁(12)。文丘里管(8)包括第二内壁(24)、文丘里管喉部(10)和该内部衬套的第一内壁。滑配接头(16)连接到第二内壁。该滑配接头接纳外部衬套的凸缘。作为替代或作为补充，该燃烧衬套组件包括在内部衬套或外部衬套与后部段(20)之间的滑配接头(30)。

Description

减小和/或消除燃烧衬套组件掺混空气泄漏的设备和方法
技术领域
本发明涉及用于减小或消除燃气涡轮燃烧器(gas turbine combustor)中的掺混空气泄漏路径(dilution air leakage path)的设备和方法，且特定而言涉及用于管理掺混空气泄漏以实现更低排放水平的设备和方法。
背景技术
燃气涡轮排放中的大部分燃烧产物是氮氧化物，即，NO和NO2(统称作NOX)，一氧化碳CO以及未燃烧的烃和其它微粒。已提出了各种系统用于减少排放。举例而言，在过去使用水或蒸汽到燃气涡轮燃烧器的焚烧区内的注入、自燃气涡轮排气的对NOx和CO的催化清理以及干式低NOx燃烧器。也曾利用压缩机排放掺混空气引入到燃烧器衬套套筒和过渡件内来减少排放。
发明内容
根据本发明的实施例，一种用于燃气涡轮的燃烧衬套组件(combustion liner assembly)包括：外部衬套，该外部衬套具有在前端的凸缘；内部衬套，其安置于外部衬套内，该内部衬套具有第一内壁；文丘里管，其包括第二内壁、文丘里管喉部(venturi throat)和内部衬套的第一内壁；以及，滑配接头，其连接到第二内壁，该滑配接头接纳外部衬套的凸缘。
根据本发明的另一实施例，一种用于燃气涡轮的燃烧衬套组件包括：外部衬套；内部衬套，其安置于外部衬套内，该内部衬套具有第一内壁；文丘里管，其包括第二内壁、文丘里管喉部和内部衬套的第一内壁；以及后部段，其连接到外部衬套和内部衬套的后端；以及，滑配接头，其设于该后部段与内部衬套之间。
附图说明
图1是根据本发明的实施例的燃气涡轮燃烧衬套组件的示意图；
图2是图1的燃烧衬套组件的文丘里管喉部的示意图；
图3是根据本发明的另一实施例的燃烧衬套组件的示意图；
图4是根据本发明的另一实施例的燃烧衬套组件的示意图；
图5是根据本发明的另一实施例的燃烧衬套组件的示意图；
图6是根据本发明的另一实施例的燃烧衬套组件的后或鹅颈部段(aft，or goose neck，section)的示意图；
图7是根据本发明的另一实施例的燃烧衬套组件的示意图；
图8是根据本发明的另一实施例的燃烧衬套组件的示意图；以及
图9是根据本发明的实施例的外部衬套的凸缘和滑配接头的示意图。
部件列表：
燃烧衬套组件        2
外部衬套            4
内部衬套            6
文丘里管            8
文丘里管喉部        10
内壁                12
(外部衬套的)凸缘    14
滑配接头            16
湍流器              18
后部段/鹅颈部段     20
径向倾泻孔          22
内壁                24
面孔          26
波纹管        28
后滑配接头    30
具体实施方式
参看图1，燃烧衬套组件2包括外部衬套4和内部衬套6。文丘里管8设于燃烧衬套组件2的前端且包括设于内部衬套6与内壁12之间的文丘里管喉部10。凸缘14可与外部衬套4一体地形成且接纳于滑配接头16内，滑配接头16连接到文丘里管8的内壁12。
内部衬套6包括内壁24和设于外表面上的湍流器18。后部段或鹅颈部段20连接到外部衬套5和内部衬套6的后部。径向排出孔或倾泻孔(drain or dump holes)22设于内部衬套中且在邻近后部段20的区域。
燃烧衬套组件2可分别在对应于滑配接头16和后部段20端部的区域A和B处焊接到衬套套筒(liner sleeve)。燃烧衬套组件2可在周向焊接到衬套套筒，而不是如现有技术布置中那样进行铆接。
参看图2，文丘里管10可在周向焊接到内壁12和内部衬套6的内壁24。内壁24厚度和在包含周向焊接的部分的内部衬套6的内壁24厚度可比现有技术衬套组件内部衬套更厚以增加文丘里管的结构完整性，因为文丘里管将焊接到衬套套筒上，而不是铆接。
在图1和图2中示出的径向排出或倾泻孔22提供冷却流动到火焰区内的径向排放。图1和图2所示的实施例还具有与湍流器18组合的增加的冲击冷却区域。作为波纹管的替代，少量受控制的泄漏可提供到在外部衬套4与内部衬套6之间的冷却通道内。
参看图3，根据本发明的另一实施例，燃烧衬套组件2包括后部段或鹅颈部段20，后部段或鹅颈部段20包括轴向排出或倾泻孔24，而不是径向排出或倾泻孔。发现使用如图1和图2的实施例中所示的径向排出或倾泻孔在转移到预混合燃烧期间和当降低火焰温度而调低时可触发高频燃烧不稳定性，或者刺耳声。但是，对于图3所示实施例的一体式文丘里管，轴向排出孔或倾泻孔24并不触发高频不稳定性。
如图1和2所示，文丘里管冷却改变路线以具有与图3所示实施例的文丘里管的径向排放相同有效面积的轴向排放。
参看图4和图5，根据另一实施例的燃烧衬套组件2包括外部衬套4和内部衬套6。外部衬套4包括接纳于滑配接头16中的凸缘14，滑配接头16连接到文丘里管8的内壁12，文丘里管8包括文丘里管喉部10，文丘里管喉部10连接内壁12和具有轴向排出或倾泻孔24的内部衬套6的一部分。在后部段或鹅颈部段20，燃烧衬套组件2包括形成于衬套6中的径向排出或倾泻孔22。
参看图6，根据另一实施例，倾泻孔26可提供为在后部段20的面上的孔，即，在后部段20的圆柱形部分与圆锥形部分的相交处。
参看图7，根据另一实施例的燃烧衬套组件包括外部衬套4和内部衬套6。文丘里管8设于燃烧衬套组件2的前部段且包括文丘里管喉部10和内壁12。文丘里管8还包括连接于文丘里喉部10与内部衬套6之间的内壁24。后部段20由后滑配接头30连接到外部衬套4和内部衬套6。燃烧衬套组件2包括设于内部衬套6中的径向排出或倾泻孔22。
燃烧衬套组件2的后端包括波纹管28以及如在先前实施例中所公开的滑配接头30。
参看图8，根据本发明的另一实施例，燃烧衬套组件2包括外部衬套4和内部衬套6。文丘里管8包括焊接到内壁12和内壁24的文丘里管喉部10，内壁24连接到内部衬套6。外部衬套4的凸缘14在燃烧衬套组件2的前端接纳于滑配接头16中。燃烧衬套2的后部段20由后滑配接头30连接到外部衬套4和内部衬套6。
参看图9，滑配接头16可例如由主要为镍的合金形成，诸如，哈司特镍合金(Hastelloy
Figure BSA00000479704800042
)，且凸缘14可例如由不锈钢形成。滑配接头16也可具备耐磨损涂层。滑配接头16提供在凸缘14两侧上的双密封且可被机械加工到紧密度公差。在燃气涡轮操作期间，随着燃烧衬套组件2的温度升高，由于凸缘14膨胀到滑配接头16内，在凸缘14与滑配接头16之间的小泄漏面积减小。
燃烧衬套组件减小或消除在文丘里管壁与衬套壁之间的空气流动损失使得空气流动可用且更均匀地分散。空气流动变动的减小或消除将允许在头端燃烧区中的燃料空气混合物中利用更一致的空气流动，而不是泄漏空气流动到直接的“流(stream)”内。燃烧衬套组件相对容易制造且产生壳与壳(can to can)之间更可重复的空气流动且因此有助于形成比当前设计更好的燃料空气混合模式和更低的燃烧排放。与通过当前设计所发生的情形相比，这些是通过混合孔实现的更好的变化和混合燃料空气的改进。
燃烧衬套组件减小或消除泄漏，因此在更多非关键区域中的空气流动被保存且更一致，即，降低壳与壳之间的不同。与通过当前设计所发生的情形相比，燃烧衬套组件还通过混合孔实现以更分散和均匀混合来增加可用区域中的空气流动。
燃烧衬套组件可现场容易地替换。现有衬套可被拉出且用本文所公开的燃烧衬套组件替换。燃烧衬套组件还可使用当前生产方法和机械加工来生产。燃烧衬套组件并不改变总衬套组件的装配、形式或功能。
虽然结合目前被认为是最实用且优选的实施例描述了本发明，但应了解本发明并不限于所公开的实施例，而是本发明预期涵盖包括于所附权利要求的精神和范畴内的各种修改和等效布置。

Claims (15)

1.一种用于燃气涡轮的燃烧衬套组件(2)，包括：
外部衬套(4)，所述外部衬套具有在前端的凸缘(14)；
内部衬套(6)，其安置于所述外部衬套内，所述内部衬套具有第一内壁(12)；
文丘里管(8)，其包括第二内壁(24)、文丘里管喉部(10)和所述内部衬套的第一内壁；以及
滑配接头(16)，其连接到所述第二内壁，所述滑配接头接纳所述外部衬套的凸缘。
2.根据权利要求1所述的燃烧衬套组件，其特征在于还包括设于所述外部衬套和所述内部衬套的后端的后部段(20)和连接所述后部段与所述外部衬套或内部衬套的第二滑配接头(30)。
3.根据权利要求1或2所述的燃烧衬套组件，其特征在于，所述外部衬套包括多个径向排出孔或倾泻孔(22)。
4.根据权利要求2或3所述的燃烧衬套组件，其特征在于，所述后部段包括多个径向排出孔或倾泻孔(22)和多个轴向排出孔或倾泻孔(24)中至少一种。
5.根据权利要求2至4中任一项所述的燃烧衬套组件，其特征在于，所述后部段包括在所述后部段的圆柱形部段与所述后部段的圆锥形部段相交处的多个孔(26)。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的燃烧衬套组件，其特征在于，所述滑配接头由镍合金形成且所述凸缘由不锈钢形成。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的燃烧衬套组件，其特征在于，所述滑配接头包括磨损涂层。
8.一种用于燃气涡轮的燃烧器，包括：
衬套套筒；以及
根据权利要求1至7中任一项所述的燃烧衬套组件，其中，所述燃烧衬套组件至少在所述滑配接头处焊接到所述衬套套筒。
9.一种用于燃气涡轮的燃烧衬套组件(2)，包括：
外部衬套(4)；
内部衬套(6)，其安置于所述外部衬套内，所述内部衬套具有第一内壁(12)；
文丘里管(8)，其包括第二内壁(24)、文丘里管喉部(10)和所述内部衬套的第一内壁；
后部段(20)，其连接到所述外部衬套和所述内部衬套的后端；以及
滑配接头(16)，其设于所述后部段与所述内部衬套之间。
10.根据权利要求9所述的燃烧衬套组件，其特征在于，所述后部段还包括波纹管(28)。
11.根据权利要求9或10所述的燃烧衬套组件，其特征在于，所述外部衬套包括多个径向排出孔或倾泻孔(22)。
12.根据权利要求9至11中任一项所述的燃烧衬套组件，其特征在于，所述后部段包括多个径向排出孔或倾泻孔(22)和多个轴向排出孔或倾泻孔(24)中至少一种。
13.根据权利要求9至12中任一项所述的燃烧衬套组件，其特征在于，所述后部段包括在所述后部段的圆柱形部段与所述后部段的圆锥形部段相交处的多个孔(26)。
14.根据权利要求9至13中任一项所述的燃烧衬套组件，其特征在于，所述滑配接头包括磨损涂层。
15.一种用于燃气涡轮的燃烧器，包括：
衬套套筒；以及
根据权利要求9至14中任一项所述的燃烧衬套组件，其中，所述燃烧衬套组件焊接到所述衬套套筒。
CN2011101021711A 2010-04-13 2011-04-13 减小和/或消除燃烧衬套组件掺混空气泄漏的设备和方法 Pending CN102221208A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/759042 2010-04-13
US12/759,042 US20110247340A1 (en) 2010-04-13 2010-04-13 Apparatus and method for minimizing and/or eliminating dilution air leakage in a combustion liner assembly

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN102221208A true CN102221208A (zh) 2011-10-19

Family

ID=44262859

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2011101021711A Pending CN102221208A (zh) 2010-04-13 2011-04-13 减小和/或消除燃烧衬套组件掺混空气泄漏的设备和方法

Country Status (4)

Country Link
US (1) US20110247340A1 (zh)
EP (1) EP2378201A3 (zh)
CN (1) CN102221208A (zh)
WO (1) WO2011130001A2 (zh)

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20120047895A1 (en) * 2010-08-26 2012-03-01 General Electric Company Systems and apparatus relating to combustor cooling and operation in gas turbine engines
US8931280B2 (en) * 2011-04-26 2015-01-13 General Electric Company Fully impingement cooled venturi with inbuilt resonator for reduced dynamics and better heat transfer capabilities
WO2016167784A1 (en) * 2015-04-17 2016-10-20 Siemens Aktiengesellschaft Flexible interface system for a combustor of a gas turbine engine
BR112017023073A2 (pt) 2015-04-30 2018-07-10 Nuovo Pignone Tecnologie Srl sistema de acionamento de turbina a gás e método para controlar uma combustão de um motor de turbina a gás
US10139108B2 (en) * 2015-06-08 2018-11-27 Siemens Energy, Inc. D5/D5A DF-42 integrated exit cone and splash plate
US11460191B2 (en) 2020-08-31 2022-10-04 General Electric Company Cooling insert for a turbomachine
US11614233B2 (en) 2020-08-31 2023-03-28 General Electric Company Impingement panel support structure and method of manufacture
US11371702B2 (en) 2020-08-31 2022-06-28 General Electric Company Impingement panel for a turbomachine
US11994292B2 (en) 2020-08-31 2024-05-28 General Electric Company Impingement cooling apparatus for turbomachine
US11994293B2 (en) 2020-08-31 2024-05-28 General Electric Company Impingement cooling apparatus support structure and method of manufacture
US11255545B1 (en) 2020-10-26 2022-02-22 General Electric Company Integrated combustion nozzle having a unified head end
US11767766B1 (en) 2022-07-29 2023-09-26 General Electric Company Turbomachine airfoil having impingement cooling passages

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4920742A (en) * 1988-05-31 1990-05-01 General Electric Company Heat shield for gas turbine engine frame
US6921014B2 (en) * 2002-05-07 2005-07-26 General Electric Company Method for forming a channel on the surface of a metal substrate
US6832482B2 (en) * 2002-06-25 2004-12-21 Power Systems Mfg, Llc Pressure ram device on a gas turbine combustor
US6865892B2 (en) * 2002-12-17 2005-03-15 Power Systems Mfg, Llc Combustion chamber/venturi configuration and assembly method
US20090019854A1 (en) * 2007-07-16 2009-01-22 General Electric Company APPARATUS/METHOD FOR COOLING COMBUSTION CHAMBER/VENTURI IN A LOW NOx COMBUSTOR
US20110041507A1 (en) * 2009-08-18 2011-02-24 William Kirk Hessler Integral Liner and Venturi for Eliminating Air Leakage

Also Published As

Publication number Publication date
WO2011130001A3 (en) 2013-05-10
WO2011130001A2 (en) 2011-10-20
US20110247340A1 (en) 2011-10-13
EP2378201A2 (en) 2011-10-19
EP2378201A3 (en) 2013-04-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102221208A (zh) 减小和/或消除燃烧衬套组件掺混空气泄漏的设备和方法
US7546735B2 (en) Low-cost dual-fuel combustor and related method
US8984887B2 (en) Combustor and method for supplying fuel to a combustor
CN101725984B (zh) 用于燃气轮机燃烧器的耐火焰稳定的燃料和空气预混合器
US9714767B2 (en) Premix fuel nozzle assembly
US7617684B2 (en) Impingement cooled can combustor
US5197289A (en) Double dome combustor
JP5933491B2 (ja) ガスタービン燃焼システム
EP0550218B1 (en) Gas turbine combustors
US6363724B1 (en) Gas only nozzle fuel tip
CN111059574B (zh) 旋流杯式双燃料空气雾化喷嘴结构
CN106066048B (zh) 预混引导喷嘴
JP2016011828A (ja) 燃焼器冷却構造
JP2019509459A (ja) 分割型環状燃焼システムのための一体型燃焼器ノズル
JP2010190567A (ja) 二次燃料ノズル組立体が得られるシステム、方法及び装置
US20110041507A1 (en) Integral Liner and Venturi for Eliminating Air Leakage
JP2011141113A (ja) 内蔵通路を備えた燃料ノズル及びその作動方法
CN102759121A (zh) 用于减小动力且改善传热性能的充分冲击冷却的文氏管
US10030869B2 (en) Premix fuel nozzle assembly
JP2004085189A (ja) ガスタービンエンジン用の燃焼器ドーム
CN107917423B (zh) 燃烧器壁元件及其制造方法
US11971172B2 (en) Combustor premixer assembly including inlet lips
JP2017227430A (ja) 予混合パイロットノズルおよび燃料ノズルアセンブリ
CN104807042A (zh) 一种燃烧室
CN113587087A (zh) 一种预混型富氢废气掺烧燃烧器

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C02 Deemed withdrawal of patent application after publication (patent law 2001)
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20111019