CN102563703B - 特定造型的后缘旋流燃烧预混合器和方法 - Google Patents

特定造型的后缘旋流燃烧预混合器和方法 Download PDF

Info

Publication number
CN102563703B
CN102563703B CN201110461890.2A CN201110461890A CN102563703B CN 102563703 B CN102563703 B CN 102563703B CN 201110461890 A CN201110461890 A CN 201110461890A CN 102563703 B CN102563703 B CN 102563703B
Authority
CN
China
Prior art keywords
blade
centerbody
mixing portion
premixer
flow direction
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.)
Expired - Fee Related
Application number
CN201110461890.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102563703A (zh
Inventor
A·T·埃武莱特
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.)
Nuovo Pignone SpA
Original Assignee
Nuovo Pignone SpA
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 Nuovo Pignone SpA filed Critical Nuovo Pignone SpA
Publication of CN102563703A publication Critical patent/CN102563703A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102563703B publication Critical patent/CN102563703B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

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
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C7/00—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply
    • F23C7/002—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply the air being submitted to a rotary or spinning motion
    • F23C7/004—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply the air being submitted to a rotary or spinning motion using 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
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D2900/00—Special features of, or arrangements for burners using fluid fuels or solid fuels suspended in a carrier gas
    • F23D2900/14—Special features of gas burners
    • F23D2900/14021—Premixing burners with swirling or vortices creating means for fuel or air
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T10/00—Road transport of goods or passengers
    • Y02T10/10—Internal combustion engine [ICE] based vehicles
    • Y02T10/30—Use of alternative fuels, e.g. biofuels
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/494—Fluidic or fluid actuated device making

Abstract

本发明涉及特定造型的后缘旋流燃烧预混合器和方法，具体而言，提供了可以在对压缩空气和燃料进行预混合的涡轮发动机中使用的方法和装置。预混合器具有混合部分，该混合部分配置成接收沿着流动方向输入的气流和大致垂直于流动方向而注入的燃料。混合部分具有配置成限定大致圆筒形的轮缘。混合部分还具有旋流器，该旋流器带有沿着流动方向大致位于圆筒形的中间的中心体和从中心体向着轮缘延伸的一组叶片，叶片配置成当包括所接收的气流和所注入的燃料的流穿过混合部分时决定该流内的旋转运动，至少其中一些叶片具有带有波形轮廓的后缘，该后缘配置成在位于所述叶片之后的流之内产生混合区。

Description

特定造型的后缘旋流燃烧预混合器和方法
技术领域
本文中公开的主题的实施例通常涉及用于产生在涡轮压缩发动机中使用的大致均匀的压缩空气-燃料混合物的方法和系统，并且，更加特定地，涉及具有一组带有特定造型的后缘的叶片的旋流器。
背景技术
大气污染的关注已经在世界范围内导致了更加严格的排放标准，对于工业生产、发电以及推进应用而言，该排放标准要求燃气涡轮机排放的显著减少。氮氧化物(NOx)为由人类行为产生的主要污染物之一。NOx通常形成于燃气涡轮发动机中的火焰的高温区域中。降低火焰温度导致了NOx排放的减少。例如，图1是显示NOx排放量和火焰温度之间的相互关系的图。以针对15％O2修正的体积比的百万分率(ppmvd)来表示图的y轴上的NOx量(对于飞行器推进系统而言，类似的NOx排放以每一质量单位的所使用的液体燃料进行报导)。x轴上的火焰温度为开尔文度(K)。这些点代表在宽范围的测试条件内采取的数据，但显示了NOx排放量和火焰温度之间的相互关系。
已很好地确立的降低火焰温度的技术包括将高纯度的水或蒸汽注入燃烧器中以及使用选择性的催化还原。然而，通常命名为湿式低NOx技术的这两种技术需要广泛地使用辅助设备，这导致增加了能量产生的成本。另外，使用这些技术所需要的空间在航改发动机(aero-derivativeengine)及飞行器发动机中是个难题。
航改发动机经常用在用于海底油气田的勘探和开采的油井平台和气井平台上。这些发动机可以被视为变型的飞行器发动机，该飞行器发动机用于为油泵和气泵产生机械驱动或者用作发电机，而不是用于推进。因为它们的高功率、高效率以及高紧凑度，航改发动机被用在油井平台和气井平台上。航改发动机典型地变型成使用天然气作为燃料(代替液体燃料)，但液体燃料也能够用作备用燃料。
根据历史的观点，发动机中的火焰过去常常是带有局部化的热点的扩散火焰，该局部化的热点具有绝热的火焰温度。扩散火焰产生了数百ppm的NOx量，并非常稳定。相反，一些当前的污染管理要求NOx量为不大于5ppm。
另一种已知的降低火焰的温度并从而降低NOx排放的方法，在燃烧之前均匀地混合燃料和压缩空气。在扩散火焰中，存在着具有不同比例的燃料和空气的区域，例如，以0.1、1、2及5的化学计量比为特征。相反，通过使用预混合器，可以实现0.5的恒定的化学计量比。也就是说，空气-燃料混合物的不均匀性使火焰局部地更热。已知使用燃料和压缩空气的均匀混合物的技术为干式低NOx技术。传统地放置在压缩机和涡轮机之间的预混合器可以配置成实现压缩空气和燃料的均匀混合物。预混合器可以是燃烧器的一部分。
图2显示了常规的航改预混合器10的分解图。由压缩机产生的压缩空气沿着流动方向15流入预混合器10中。预混合器10包括混合部分20和套筒(shroud)30。混合部分20和套筒30配置成彼此接合。
燃料通过位于混合部分20的轮缘(rim)50上的燃料孔(喷嘴)40而被径向地注入混合部分20中。在混合部分20内，双环的反向旋转的旋流器(swirler)60具有中心体70以及被中间轮缘85分开的两组叶片80和90。叶片80形成内旋流器，该内旋流器配置成引导穿过其的流，以在垂直于流动方向15的平面中产生内旋转。叶片90形成反向旋转的旋流器，该反向旋转的旋流器配置成引导穿过其的流，以在垂直于流动方向15的平面中产生外旋转。因此，在穿过双环的反向旋转的旋流器60之后，如图3所示，存在着具有相对的平面内旋转的两个流75和95。高湍流在流之间的剪切层出现，引起了压缩空气和燃料的快速且均匀的混合。当两个流沿着流动方向前进时，该混合从大致中间轮缘85的位置向着中心和外侧而径向地扩展。
双环的反向旋转的常规的旋流器60具有复杂的几何结构，制造昂贵，并且，根据流体动力学的观点，旋流器60是难以控制的，因为湍流通常是激烈的不稳定的现象。
于是，将期望提供一种带有改善的性能的更廉价的预混合器。
发明内容
根据一个示例性的实施例，预混合器具有混合部分，该混合部分配置成接收沿着流动方向输入的气流和大致垂直于流动方向而注入的燃料。混合部分包括轮缘和旋流器，轮缘配置成限定大致圆筒形，旋流器带有沿着流动方向大致位于圆筒形的中间的中心体和从中心体向着轮缘延伸的一组叶片，叶片配置成当包括所接收的气流和所注入的燃料的流穿过混合部分时决定该流内的旋转运动，至少其中一些叶片具有带有波形轮廓的后缘(trailingedge)，该后缘配置成在位于所述叶片之后的流之内产生混合区。
根据另一示例性的实施例，涡轮发动机具有压缩机、涡轮机以及预混合器，其中，压缩机配置成压缩穿过其的气体，涡轮机配置成接收气态混合物的流，预混合器位于压缩机和涡轮机之间，并且配置成混合燃料和离开压缩机的压缩气体而形成气态混合物，并向着涡轮机输出气态混合物。预混合器具有混合部分，该混合部分配置成接收沿着流动方向输入的压缩气体和大致垂直于流动方向而注入的燃料。混合部分包括轮缘和旋流器，轮缘配置成限定大致圆筒形，旋流器带有沿着流动方向大致位于圆筒形的中间的中心体和从中心体向着轮缘延伸的一组叶片，叶片配置成当气态混合物穿过混合部分时决定气态混合物之内的旋转运动。至少其中一些叶片具有带有波形轮廓的后缘，该后缘配置成在位于所述叶片之后的流之内产生混合区。
根据另一示例性的实施例，提供了一种制造预混合器的方法。该方法包括将叶片安装在中心体的周围，该中心体大致位于具有圆筒形的轮缘的中间，燃料孔位于轮缘和中心体中的至少一个上，并配置成径向地注入燃料。叶片从中心体向着轮缘延伸，并配置成决定穿过混合部分的流之内的旋转运动，至少其中一些叶片具有带有波形轮廓的后缘。该方法还包括将带有中心体和叶片的轮缘安装在套筒的第一末端内，以在轮缘和套筒的第二末端之间形成导管。
附图说明
并入说明书中并组成说明书的一部分的附图，显示了一个或更多实施例，并且，与说明书一起解释了这些实施例。图中：
图1是显示NOx排放量和火焰温度之间的相互关系的图；
图2是常规的预混合器的分解图；
图3是位于双环旋流器之后的常规的预混合器内的旋转速度的示意性说明；
图4是根据示例性的实施例的涡轮发动机的示意图；
图5是根据示例性的实施例的预混合器的分解图；
图6是根据示例性的实施例的位于旋流器之后的预混合器中的旋转速度的示意性说明；
图7是根据示例性的实施例的叶片的示意性表示；
图8是包括根据示例性的实施例的预混合器的流动方向的横截面；
图9是根据示例性的实施例的相对于流动方向的叶片位置的示意性表示；以及
图10是用于制造根据示例性的实施例的预混合器的方法的流程图。
具体实施方式
下面的示例性的实施例的描述涉及附图。不同的图中的相同的标号识别相同或类似的要素。下面的详细描述并不限制本发明。而是，本发明的范围由所附的权利要求限定。为了简单，关于在航改发动机中使用的预混合器的术语和结构，讨论下面的实施例。然而，接下来将要讨论的实施例并不限于这些系统，而是可以应用至需要实现气体的均匀混合物的其它系统。
在说明书中，“一个实施例”或“实施例”的提及始终意味着，结合实施例描述的特定的特征、结构或特性被包括在所公开的主题的至少一个实施例中。因此，在说明书中，各种地点中的短语“在一个实施例中”或“在实施例中”的出现，始终并不是必要地涉及相同的实施例。另外，特定的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合到一个或更多实施例中。
如图4中示意性地表示的，涡轮发动机100通常包括压缩机108、预混合器110以及涡轮机112。虽然下文中显示并讨论了单个预混合器110，但是，在本领域中已经知道，多个预混合器可以放置在压缩机108和涡轮机112之间。预混合器110可以是配置成例如在燃烧腔中发起并承载火焰的燃烧器的一部分。然而，燃烧可以作为备选地发生在涡轮机112内。燃烧的精确位置与下文中讨论的实施例无关，且不限制这些实施例。空气或另一种包括氧的气体(为了简单，在下面的描述中称为空气)在压缩机105中被压缩，在预混合器110中与从供应器114接收的燃料混合，燃烧而产生热的、高压的气体，该气体然后在涡轮机112中膨胀。在图2中，使用虚线来表示从压缩机108至预混合器110而然后至涡轮机112的过渡，同时，其它的构件可以存在于其间。燃料可以处于气态的形式(例如，天然气)或者处于液体形式，并且，因此可以被表征为是流体燃料。
图5是根据实施例的预混合器110的分解图。由压缩机108产生的压缩空气沿着流动方向115进入预混合器110。预混合器110包括配置成彼此接合的混合部分120和套筒130。例如，套筒130可以在其中至少部分地容纳混合部分120。
混合部分110包括旋流器160，该旋流器160具有比常规的旋流器60更简单的几何结构，因而制造更容易且更廉价。与常规的预混合器10相比，预混合器110也实现了流的动力的更好的控制和改善的混合效率。
混合部分120具有大致圆筒形，流动方向115大致与圆筒形的中心轴线平行。燃料通过位于混合部分120的轮缘150上的燃料孔(喷嘴)140而被径向地注入混合部分120内。在混合部分120内，旋流器160具有沿着圆筒形的纵向轴线大致位于圆筒形的中间的中心体170。一组叶片175附接至中心体170，并从中心体170向着轮缘150延伸。在一个应用中，没有用于预混合燃料的额外的一组叶片，即，该组叶片是单组叶片。
燃料孔140可以在叶片的径向位置之间位于围绕轮缘150的大致均等的距离处。在图6中，多对燃料孔140在沿着流动方向的不同位置位于其间的预定距离处。在备选实施例中，燃料可以从中心体170或者从中心体170和轮缘150被注入。因此，燃料被径向地注入，并且，压缩空气纵向地流动。
叶片175配置成决定穿过混合部分120的流之内的旋转运动，如图6所示，各个叶片175具有配置成产生混合区178的特定造型的后缘177，在该混合区178中，旋转速度在流中变化。因此，混合区178在流动方向115上出现于各个叶片175之后，这些混合区的存在引起了压缩空气和燃料的快速且均匀的混合。与在位于常规的双环旋流器之后的反向旋转的流之间的剪切表面出现的湍流相反，在现在的混合区中，产生了旋转速度的变化，该旋转速度的变化有利于混合，但是以不太激烈的方式。在旋流器160之后，由于流中的正在进行的旋转运动，因而在混合区中发起的混合遍及容积地膨胀。
图7显示根据示例性的实施例的叶片175的一个实施例。叶片在一侧179附接至中心体170，另一侧174面向轮缘150。压缩空气流首先遇到的前侧176平滑，而后侧177具有形成沿着流动方向115延伸的齿的蜿蜒形(即，波形轮廓)。根据另一实施例，在相邻的齿之中，一个齿(例如，181)可以相对于叶片的平面而向上弯曲，并且，相邻的一个可以相对于叶片的平面而向下弯曲。叶片175的侧179(在此，叶片附接至中心体)可以比相反的侧174更大。可以使用直接激光制造烧结(directlasermanufacturingsintering)(DLMS)方法来制造叶片175。每个环面积的叶片的数量或坚固性是根据本领域中已知的当前的实践的。
图8是包括了流动方向115的预混合器110的横截面。叶片175可以附接在围绕中心体170隔开的大致均等的径向位置。如图9中详细地显示的，附接的叶片175的平面与流动方向115形成角度α(小于45°)。然而，叶片可以具有更加复杂的三维形状，以具有相对于流动方向115变化的角度。
在相同的叶片之间沿着流动方向定位于不同位置的燃料孔140可以布置成模仿叶片角度。例如，如果仅考虑两个喷嘴，那么，连接两个喷嘴的线，与叶片的平面同样地，与流动方向形成相同的角度。
中心体170在套筒130内的导管135内延伸。由于导管135的沿着流动方向115变窄的横截面，因而离开混合部分120的空气-燃料混合物被加速。作为结果的空气-燃料混合物的沿着流动方向115的速度的增加，实现了期望的目标，即，将火焰保持在导管135之外。
燃料可以通过管道142而被带至混合部分120，并且，可以填充形成于混合部分120和套筒130之间的导管144。
使用方法200，可以制造预混合器(11)，方法200的流程图显示在图9中。在S210，方法200包括将叶片(例如，175)安装在中心体(例如，170)的周围，该中心体大致位于具有圆筒形的轮缘(例如，150)的中间，叶片(例如，175)从中心体(例如，170)向着轮缘(例如，150)延伸，并配置成决定穿过混合部分(例如，120)的流之内的旋转运动，至少其中一些叶片(例如，175)具有带有波形轮廓的后缘(例如，177)。方法200还包括，在S220，将带有中心体(例如，170)和叶片(例如，175)的轮缘(例如，150)安装在套筒(例如，130)内，以在轮缘(例如，150)和套筒(例如，130)之间形成导管(例如，144)，轮缘(例如，150)具有燃料孔(例如，140)，该燃料孔配置成使得燃料能够通过轮缘(例如，150)而从导管(例如，144)向着中心体(例如，170)提供。
方法200还可以包括在安装叶片之前将事先存在的叶片从中心体移除。也就是说，常规的预混合器(例如，10)的旋流器能够被修改成类似于旋流器160的旋流器。
所公开的示例性的实施例提供了可以用于气井平台和油井平台上的航改发动机中的旋流器，与常规的双环旋流器相比，该旋流器具有简化的几何结构。应当懂得，该描述并不意图限制本发明。反之，示例性的实施例意图覆盖由所附的权利要求限定的本发明的要旨和范围中所包括的备选方案、修改以及等同。另外，在示例性的实施例的详细描述中，为了提供所主张的发明的详尽的理解，阐述了很多具体的细节。然而，本领域的技术人员将会懂得，在没有这些具体细节的情况下，也可以实践各种实施例。
虽然在实施例中以特定的组合描述了所呈现的示例性的实施例的特征和要素，但是，各个特征或要素能够在没有这些实施例的其它特征和要素的情况下被单独使用，或者用于具有或不具有本文中公开的其它特征和要素的各种组合中。
该书面描述使用了所公开的主题的示例，以使本领域的任何技术人员均能够实践该主题，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何合并的方法。该主题的可专利的范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其它示例。这种其它的示例意图落在权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种预混合器，包括：
混合部分，配置成接收沿着流动方向输入的气流和大致垂直于所述流动方向而注入的燃料，所述混合部分包括：
轮缘，配置成限定大致圆筒形；以及
旋流器，带有沿着所述流动方向大致位于所述圆筒形的中间的中心体和从所述中心体向着所述轮缘延伸的一组叶片，所述叶片配置成当包括所接收的气流和所注入的燃料的流穿过所述混合部分时决定所述流之内的旋转运动，至少其中一些所述叶片具有带有波形轮廓的后缘，所述后缘配置成在位于所述叶片之后的所述流之内产生混合区；其中，带有波形轮廓的所述后缘形成具有沿着所述流动方向延伸的齿的蜿蜒形。
2.根据权利要求1所述的预混合器，其特征在于，由所述波形轮廓形成的相邻的齿，相对于所述叶片的平面而沿着相反的方向弯曲。
3.根据权利要求1所述的预混合器，其特征在于，各个叶片具有从所述中心体向着所述轮缘变窄的形状。
4.根据权利要求1所述的预混合器，其特征在于，所述叶片附接至所述中心体而与所述流动方向形成预定的角度。
5.根据权利要求1所述的预混合器，其特征在于，还包括：
套筒，配置成容纳所述混合部分，所述套筒沿着所述流动方向而位于所述混合部分之后，并且，配置成使离开所述混合部分的所述流加速。
6.根据权利要求5所述的预混合器，其特征在于，所述套筒具有内导管，所述内导管带有沿着所述流体流动方向变窄的横截面。
7.根据权利要求1所述的预混合器，其特征在于，所述旋流器仅包括一组叶片。
8.一种涡轮发动机，包括：
压缩机，配置成压缩穿过其的气体；
涡轮机，配置成接收气态混合物；以及
预混合器，位于所述压缩机和所述涡轮机之间，并且配置成混合燃料和离开所述压缩机的压缩气体而形成所述气态混合物，并向着所述涡轮机输出所述气态混合物，所述预混合器包括混合部分，该混合部分配置成接收沿着流动方向输入的所述压缩气体和大致垂直于所述流动方向而注入的燃料，所述混合部分包括：
轮缘，配置成限定大致圆筒形；以及
旋流器，带有沿着所述流动方向大致位于所述圆筒形的中间的中心体和从所述中心体向着所述轮缘延伸的一组叶片，所述叶片配置成当所述气态混合物穿过所述混合部分时决定所述气态混合物之内的旋转运动，至少其中一些所述叶片具有带有波形轮廓的后缘，所述后缘配置成在位于所述叶片之后的所述气态混合物的流之内产生混合区；其中，带有波形轮廓的所述后缘形成具有沿着所述流动方向延伸的齿的蜿蜒形。
9.一种制造预混合器的方法，包括：
将叶片安装在中心体的周围，该中心体大致位于具有圆筒形的轮缘的中间，燃料孔位于所述轮缘和所述中心体中的至少一个上，并配置成径向地注入燃料，所述叶片从所述中心体向着所述轮缘延伸，并配置成决定穿过所述混合部分的流之内的旋转运动，至少其中一些所述叶片具有带有波形轮廓的后缘；以及
将带有所述中心体和所述叶片的所述轮缘安装在套筒的第一末端内，以在所述轮缘和所述套筒的第二末端之间形成导管。
10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，还包括：
在安装所述叶片之前，将事先存在的叶片从所述中心体移除。
CN201110461890.2A 2010-12-30 2011-12-30 特定造型的后缘旋流燃烧预混合器和方法 Expired - Fee Related CN102563703B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
ITCO2010A000069 2010-12-30
ITCO2010A000069A IT1403221B1 (it) 2010-12-30 2010-12-30 Premixer di combustione vorticante con bordo d'ingresso scolpito e metodo

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102563703A CN102563703A (zh) 2012-07-11
CN102563703B true CN102563703B (zh) 2015-11-25

Family

ID=43736826

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201110461890.2A Expired - Fee Related CN102563703B (zh) 2010-12-30 2011-12-30 特定造型的后缘旋流燃烧预混合器和方法

Country Status (8)

Country Link
US (1) US20120167570A1 (zh)
EP (1) EP2472182A2 (zh)
JP (1) JP6001848B2 (zh)
KR (1) KR20120078636A (zh)
CN (1) CN102563703B (zh)
CA (1) CA2762579A1 (zh)
IT (1) IT1403221B1 (zh)
RU (1) RU2011153547A (zh)

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102011006241A1 (de) * 2011-03-28 2012-10-04 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Vorrichtung zum Mischen von Treibstoff und Luft eines Strahltriebwerks
CN103629696B (zh) * 2012-08-24 2015-09-09 中航商用航空发动机有限责任公司 一种燃烧室燃油喷射与混合装置及其燃烧室
JP5913503B2 (ja) * 2014-09-19 2016-04-27 三菱重工業株式会社 燃焼バーナ及び燃焼器、並びにガスタービン
JP6430756B2 (ja) 2014-09-19 2018-11-28 三菱日立パワーシステムズ株式会社 燃焼バーナ及び燃焼器、並びにガスタービン
CN106958813B (zh) * 2017-03-20 2019-09-24 中国科学院工程热物理研究所 一种旋流器叶片、喷嘴、喷嘴阵列及燃烧器
CN107218603B (zh) * 2017-06-27 2019-12-06 珠海优特智厨科技有限公司 混合装置及具有其的燃气设备
CN108592083B (zh) * 2018-05-09 2020-04-21 中国航发湖南动力机械研究所 采用变截面进气与多级燃料供给的燃烧室及其控制方法
CN111520750B (zh) * 2020-03-25 2022-05-20 西北工业大学 新型燃烧室头部喷油结构
CA3102511A1 (en) * 2020-12-11 2022-06-11 De.Mission Inc. Combustion burner with fixed vanes
US20230033628A1 (en) * 2021-07-29 2023-02-02 General Electric Company Mixer vanes

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH04126921A (ja) * 1990-09-19 1992-04-27 Hitachi Ltd 予混合型ガスタービン燃焼器
US5251447A (en) * 1992-10-01 1993-10-12 General Electric Company Air fuel mixer for gas turbine combustor
US5778676A (en) * 1996-01-02 1998-07-14 General Electric Company Dual fuel mixer for gas turbine combustor
US6141967A (en) * 1998-01-09 2000-11-07 General Electric Company Air fuel mixer for gas turbine combustor
CN1464958A (zh) * 2001-07-10 2003-12-31 三菱重工业株式会社 预混合喷嘴、燃烧器及燃气轮机
CN101055093A (zh) * 2006-04-14 2007-10-17 三菱重工业株式会社 燃气涡轮的预混合燃烧嘴

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5638682A (en) * 1994-09-23 1997-06-17 General Electric Company Air fuel mixer for gas turbine combustor having slots at downstream end of mixing duct
JPH08145361A (ja) * 1994-11-16 1996-06-07 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ガスタービン用燃料噴射弁
US5899075A (en) * 1997-03-17 1999-05-04 General Electric Company Turbine engine combustor with fuel-air mixer
FR2855558B1 (fr) * 2003-05-28 2005-07-15 Snecma Moteurs Tuyere de turbomachine a reduction de bruit
US6968693B2 (en) * 2003-09-22 2005-11-29 General Electric Company Method and apparatus for reducing gas turbine engine emissions
JP4476177B2 (ja) * 2005-06-06 2010-06-09 三菱重工業株式会社 ガスタービンの燃焼バーナー
JP4486549B2 (ja) * 2005-06-06 2010-06-23 三菱重工業株式会社 ガスタービンの燃焼器
US20080276622A1 (en) * 2007-05-07 2008-11-13 Thomas Edward Johnson Fuel nozzle and method of fabricating the same
US20100180599A1 (en) * 2009-01-21 2010-07-22 Thomas Stephen R Insertable Pre-Drilled Swirl Vane for Premixing Fuel Nozzle
US20100322774A1 (en) * 2009-06-17 2010-12-23 Morrison Jay A Airfoil Having an Improved Trailing Edge
US9429074B2 (en) * 2009-07-10 2016-08-30 Rolls-Royce Plc Aerodynamic swept vanes for fuel injectors

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH04126921A (ja) * 1990-09-19 1992-04-27 Hitachi Ltd 予混合型ガスタービン燃焼器
US5251447A (en) * 1992-10-01 1993-10-12 General Electric Company Air fuel mixer for gas turbine combustor
US5778676A (en) * 1996-01-02 1998-07-14 General Electric Company Dual fuel mixer for gas turbine combustor
US6141967A (en) * 1998-01-09 2000-11-07 General Electric Company Air fuel mixer for gas turbine combustor
CN1464958A (zh) * 2001-07-10 2003-12-31 三菱重工业株式会社 预混合喷嘴、燃烧器及燃气轮机
CN101055093A (zh) * 2006-04-14 2007-10-17 三菱重工业株式会社 燃气涡轮的预混合燃烧嘴

Also Published As

Publication number Publication date
EP2472182A2 (en) 2012-07-04
CN102563703A (zh) 2012-07-11
KR20120078636A (ko) 2012-07-10
RU2011153547A (ru) 2013-07-10
JP2012141122A (ja) 2012-07-26
ITCO20100069A1 (it) 2012-07-01
JP6001848B2 (ja) 2016-10-05
CA2762579A1 (en) 2012-06-30
US20120167570A1 (en) 2012-07-05
IT1403221B1 (it) 2013-10-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102563703B (zh) 特定造型的后缘旋流燃烧预混合器和方法
US8973368B2 (en) Mixer assembly for a gas turbine engine
US9435537B2 (en) System and method for premixer wake and vortex filling for enhanced flame-holding resistance
CN103244968B (zh) 具有驻涡腔的燃烧室总成
US10718524B2 (en) Mixer assembly for a gas turbine engine
KR102046455B1 (ko) 연료 노즐, 이를 포함하는 연소기 및 가스 터빈
US9115896B2 (en) Fuel-air mixer for use with a combustor assembly
US9027324B2 (en) Engine and combustion system
KR102563661B1 (ko) 가스 터빈용 연료 공기 예혼합기
US9261279B2 (en) Liquid cartridge with passively fueled premixed air blast circuit for gas operation
US10060629B2 (en) Angled radial fuel/air delivery system for combustor
US9528704B2 (en) Combustor cap having non-round outlets for mixing tubes
US10054314B2 (en) Slotted injector for axial fuel staging
EP2801761B1 (en) Method of configuring a combustor
JP2011127890A (ja) 燃料希薄入口領域を備えたパルスデトネーションシステム
KR102382080B1 (ko) 연소기용 노즐, 이를 포함하는 연소기, 및 가스 터빈
KR102460672B1 (ko) 연료 노즐, 연료 노즐 모듈 및 이를 포함하는 연소기
KR102322598B1 (ko) 연소기용 노즐 어셈블리 및 이를 포함하는 가스터빈 연소기
US20120180491A1 (en) Fuel injector
EP3043116A1 (en) Mixer assembly for a gas turbine engine
KR102632603B1 (ko) 연소기용 노즐, 연소기, 및 이를 포함하는 가스 터빈
US20120180489A1 (en) Fuel injector
US20180372318A1 (en) Combustor
CN111623373A (zh) 用于燃气涡轮的顺序燃烧器、其运行方法和其整修方法

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

Granted publication date: 20151125

Termination date: 20161230