CN102985758A - 用于燃气涡轮发动机的具有无叶片涡轮的切向燃烧室 - Google Patents

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Abstract

一种用于燃气涡轮发动机的燃烧装置，包括环形燃烧室，该环形燃烧室包含空气和燃料的燃烧过程并且然后将热燃气产物引导至燃气涡轮发动机的第一级涡轮分段。所述环形燃烧室具有带有起皱褶的表面的内/外衬套，该起皱褶的表面跨过环形燃烧室内部的整个热气流径向地向外和向内延伸。皱褶沿发动机行进的纵向方向关于发动机中心线扭曲。产生的流径将热气流加速并转向至用于引入第一级涡轮轮片的合适的条件，这消除了对第一级涡轮叶片的需要。环形燃烧室构造有具有燃料和空气入口通路以及喷嘴的系统，该系统导致预混合的燃料和空气的分级的燃烧。

Description

用于燃气涡轮发动机的具有无叶片涡轮的切向燃烧室
技术领域
本发明涉及一种在燃气涡轮发动机中的包含燃料和空气流的燃烧的装置，以及以采用进入涡轮级的理想路径的方式控制热气体的轨迹的装置。这种装置包括但不限于燃料-空气喷嘴、燃烧室衬套及外壳、流型过渡件和导流叶片，其用在商用飞机及军用飞机、发电、和其它燃气涡轮相关的应用中。
背景技术
燃气涡轮发动机包括如下机构：该机构通过以高温、高压和高速流动的燃烧气体来做功。所做的功能够用于驱动用于发电的发电机或用于提供飞机所需要的推力。一种常见的燃气涡轮发动机由多级压缩机组成，在该多级压缩机中大气被压缩成高压气体。然后，压缩空气以燃烧室中的指定的燃料-空气比例混合，其中压缩空气的温度升高。然后高温且高压的燃烧气体膨胀通过涡轮以做功，从而取决于应用来提供所需要的推力或者驱动发电机或压缩装置。涡轮包括至少单级，每级由一排轮片和一排叶片组成。轮片沿周向分布在旋转轮毂上，每个轮片的高度均覆盖热气体流径。每级的非旋转叶片均沿周向放置，该叶片同样延伸跨过热气体流径。所包括的发明涉及燃气涡轮发动机的燃烧室和涡轮段，还将讨论燃气涡轮发动机的燃烧室和涡轮段。
燃气涡轮发动机的燃烧室部可以是若干不同类型：筒形、罐形/管形、环形以及后两种的组合形成的罐环形燃烧室。在该部件中压缩的燃料空气混合物经过燃料-空气喷嘴并且进行混合物的燃烧反应，生成导致其密度降低并且顺流加速的热气流。通常罐形燃烧室包括单独的、周向上间隔开的罐，该罐分别包含每个喷嘴的火焰。然后，来自每个罐的气流均被引导通过管道并且在该气流进入第一级叶片之前在环形过渡件中组合。在环形燃烧室类型中，燃料-空气喷嘴通常沿周向分布并且将混合物引入单个环形室中，在该单个环形室处进行燃烧。气流仅离开环的下游端而进入第一级涡轮中，而不需要过渡件。最后一种类型即罐环形燃烧室的关键差别在于其具有被环形外壳包围的单独的罐，该环形外壳包含供给到每个罐中的气体。取决于应用，每个变体均具有其优点和缺点。
用于燃气涡轮的燃烧室中，通常在燃料和空气通过一组燃料-空气喷嘴进入燃烧室之前预混合燃料和空气。因为若干原因这些喷嘴将旋流引入混合物。一个原因是提高混合并且由此提高燃烧，另一个原因是增加的旋流使火焰稳定以防止火焰被吹熄，并且其允许用于减少排放的贫燃料-空气混合物。燃料空气喷嘴可以采用不同的构造，诸如每个上均具有回旋叶片的单个到多个环形入口。
关于其它的燃气涡轮部件，需要实施冷却方法以防止燃烧室材料的熔化。用于冷却燃烧室的一个常用方法是倾注冷却，通过以额外的补偿衬套包围燃烧衬套来实施该倾注冷却，在该两个衬套之间，压缩机排出空气通过稀释孔和冷却通路经过并且进入热气体流径。该技术从该部件移除热量，并且在衬套与燃烧气体之间形成冷却空气的薄的边界层膜，从而防止热量传递至衬套。稀释孔取决于该稀释孔在衬套上的轴向位置用作两个目的：更靠近于燃料-空气喷嘴的稀释孔将冷却衬套，并且有助于混合气体以改善燃烧以及为燃烧提供未燃烧的空气；以及，放置成更靠近于涡轮的孔将冷却热气流并且可以设计成控制燃烧室出口的温度分布。
燃气涡轮发动机的气流所行进通过的下一部分是第一级叶片和涡轮。在燃气涡轮发动机中的该点处，热气体被进一步加速并且被转向成允许其撞击一排涡轮轮片的速度，该涡轮轮片通过导致驱动轴旋转的在涡轮轮片上产生的抬升力来通过热气体做功。在该应用中，热气体路径中的涡轮轮片和叶片在高温、高压和高速的条件下运行。这些不利的条件引起减少部件寿命的热氧化作用和表面恶化。入口涡轮燃气温度通常达到在涡轮部件的熔点之上200℃至300℃。这些高温使表面条件显著地恶化并且增加表面粗糙度；因此，冷却这些表面是重要的。多种设计、材料和构造用在燃气涡轮发动机中，这些提供结构稳健性并且有效冷却涡轮的叶片和轮片，以便提高燃气涡轮发动机针对热燃烧气体的耐久性；然而，还没有尝试以完全排除对于第一排叶片的需要的方式来改进燃烧室和涡轮。目前，该第一排涡轮叶片需要各种技术的发展以便应对极端操作环境，其包括但不限于：高成本的镍合金、热障涂层、用于并入内部冷却通路的复杂的铸造方法和薄膜冷却技术。在一些情况下第一排叶片可代表大约5%的整个燃气涡轮发动机的成本。此外，通过燃气涡轮的大约2%的总流动损失可以归因于通过该单一部件来泵冷空气。本发明将以符合当今的燃气涡轮的方式来运行；然而，本发明将不带有第一级叶片喷嘴地如上运行，由此排除关联的成本和性能损失的问题。
发明内容
关于本发明，提供一种新颖的和改进的燃烧室设计，该燃烧室能够以通常的样式来运行，但是通过将使燃气以切向角离开燃烧室与使用所提出的起皱褶的燃烧室几何尺寸组合替代了对于叶片喷嘴的需求。本发明由具有皱褶的改进的燃烧室衬套组成，该皱褶突出到整个热气流中且跨过整个热气流，并且还沿发动机中心线关于该发动机中心线扭曲。皱褶如同通常的燃气涡轮叶片喷嘴那样将热气体转向并加速到对于涡轮入口的理想速度。为了减小皱褶段的长度，以围绕燃烧室衬套的周向模式来设置燃料/空气喷嘴，以便在燃烧室出口处建立切向角。关于其它发动机部件，皱褶不能够逃脱热气体路径中的多变的环境；因此，可以利用冲击冷却、倾注冷却或其它任何冷却方法。经由压缩机排出空气来供给冷却空气，该冷却空气在主燃烧室衬套与包围该主燃烧室衬套的另一衬套之间流动并且行进通过皱褶的内部（包含燃烧的衬套的外部），此处该冷却空气冷却燃烧室材料，并且然后冷却空气正好从涡轮的上游与热气体混合或被加热的空气通过燃料/空气喷嘴而被引导进入燃烧室。本发明将导致从第一级涡轮除去喷嘴导流叶片（NGV），或至少，减小喷嘴导流叶片所需要的尺寸，这将降低制造成本并且还将由于通过部件的内部通路泵压大量的冷却空气以将部件材料保持在其操作限制内而引起的低效率最小化。
本发明还由预混合的燃料-空气喷嘴和/或稀释孔组成，该稀释孔将压缩机排放气体和加压燃料在沿纵向和周向方向的不同位置处引入至燃烧室中。燃料和空气入口被放置成产生具有燃烧反应物和燃烧产物的改善的混合的环境。将预混合燃料和空气喷嘴分级以具有来自另一组下游喷嘴的上游的更多的燃料改善了燃烧反应物的混合并且产生燃烧区域中特定的氧浓度，该氧浓度大大减少NOx的产生。此外，燃烧区域的下游的压缩机排出空气的引入允许在燃烧期间所产生的任何CO在进入第一级涡轮之前被燃烧/消耗。实际上，燃烧室将改进燃气涡轮的排放水平，由此减少对于排放控制装置的需要，并且将该装置对环境的影响最小化。除了该改进之外，切向地点燃燃料并且燃料-空气喷嘴将其火焰引导至相邻近的燃烧器，大大地改善了燃烧室的点火过程。
附图说明
参考这些附图：
图1是具有通过与几何形状相交的恒定半径的表面所观察的二维图，描绘了标准燃烧室的一般构造、用于燃气涡轮发动机的第一级叶片和涡轮轮片以及通过该第一级叶片和涡轮轮片的气流；
图2是具有通过与几何形状相交的恒定半径的表面所观察的二维图，描绘了本发明的一般构造、第一级涡轮轮片段以及通过该第一级涡轮轮片段的气流；
图3是具有所述皱褶的环形燃烧室的侧视图，该燃烧室被定向成气流的方向为从左至右；
图4是本发明示例的等轴剖视图，其中剖面揭示了皱褶的轮廓并且使了解皱褶如何从内部出现；
图5是包括含有主燃烧室衬套的第二衬套的等轴剖视图，其中剖面揭示了总体的轮廓；
图6A以略微看向本发明的示例的下游的观察方向示出了近距离等轴视图，图示出皱褶的外表面；
图6B以略微看向本发明的示例的上游的观察方向示出了近距离等轴视图，图示出皱褶的起点和终点；
图7是在燃烧室的皱褶端内部沿下游方向观察的等轴剖视图；
图8A是具有用于被强调的热燃烧气体的排出开口的整个燃烧室的后视图；
图8B是燃烧室的强调用于热燃烧气体的排出开口的放大的后视图；
图9是示出了喷嘴的二维草图，该喷嘴附接至外部燃烧室衬套并且具有通向燃烧室的周向和径向方向（未示出喷嘴的可能的纵向方向）；
图10是在不具有皱褶的情况下以所提出的分级的燃料和空气喷射的示例性环形燃烧室的等轴侧视图；
图11是具有由发动机中心线和半径限定的截平面的等轴截面视图；
图12A是从前至后观察的不具有皱褶的示例性燃烧室的等轴正视图，图示出穿孔的前壁；
图12B是图12A的图像的近视图；并且
图13是燃料-空气喷嘴的一般的喷嘴截面布局的二维示意图。
具体实施方式
图1示出了燃烧室的基础条件和燃气涡轮发动机的第一级涡轮。热燃烧气体1沿纵向方向流动，该热燃烧气体1沿该纵向方向离开燃烧室界限8。从该燃烧室界限8，燃气由第一级叶片2加速并引导，现在，从该第一级叶片2处开始燃气具有合速度3，合速度3带有纵向分量4和周向分量5以及最小径向分量。然后，该被加速和转向的燃气流围绕第一级涡轮轮片6流动，在该第一级涡轮轮片6处做功并且将所做的功转移至涡轮轮片和连接至该涡轮轮片的转子。
图2示出了本发明的基础条件和由改进的燃烧室和第一级涡轮轮片组成的本发明，该第一级涡轮轮片将在燃气涡轮发动机上工作。此处，来自切向地指向的燃料空气喷嘴的具有速度33的大致周向分量的热燃烧气体流动通过燃烧室，在该燃烧室处该气体通过皱褶被进一步转向和加速。这些被转向的热气体10由燃料/空气喷嘴的周向布置和延伸通过燃烧室的皱褶表面9的引导而实现该条件。热气体10以合速度3离开燃烧室12的纵向界限，该合速度3具有纵向分量4和周向分量5和最小径向速度。然后气流经过第一级涡轮轮片6，然后气流在该第一级涡轮轮片6处做功。
图3和图4示出本发明的总体设计构思。环形燃烧室大致由两个同心筒14和15构成，该两个同心筒14和15形成其中该筒14和15的上游端/开口被称为前壁的环形面13连接/封闭的环形容积。该两个筒可以具有恒定半径或具有沿纵向和/或周向方向变化的可变半径。在所述发明中，燃料-空气喷嘴放置在包围外衬套的周向布置中，此处所产生的气流具有大的切向分量。例如，所述燃料-空气喷嘴可被布置成在内衬套15和/或外衬套14的周边上沿周向排列的一排或多排，在内衬套15和/或外衬套14的周边上喷嘴将大致以切向分量喷射燃料和空气(所喷射的混合物也可以出现纵向分量和径向分量)。燃料-空气喷嘴的另一种放置可以同样被均匀且周向地放置，但是在外壳14上，喷嘴以速度的大致周向分量将气流引导至燃烧室容积中（所喷射的混合物也可以出现纵向分量和/或径向分量）。燃料-空气喷嘴可以采用图13的示意图中所示出的一般布局。图13示出一个可能的实施例，在该实施例中在喷嘴中心的圆形区域35可以包含富燃料-空气混合物经过的轴向旋流器和/或同心导向式燃料-空气喷嘴。切向的燃料-空气喷嘴的关键是喷嘴的环形区域34，在该环形区域34处空气或预混合的贫燃料-空气混合物可以在具有少量旋流至不具有旋流的情况下进入。具有低旋流的环形入口的目的是确保进入燃烧室的大致切向的入口速度。这将在气流离开燃烧室进入涡轮中时增加该气流的周向速度分量，从而允许更短的第一级涡轮叶片或皱褶。
皱褶位于燃料-空气喷嘴的下游处。皱褶由突出进入燃烧室容积中并且跨过该燃烧室容积的内壳15和/或外壳14中的一个或两者形成，在该燃烧室容积处所述壳可以相接或者维持小的间隙。如果两个壳14和15相接，则形成线接触或薄的表面接触。该理论的线代表了表面在燃烧室内部采用的路径。该路径在纵向移动的同时绕发动机中心线旋转。旋转的量取决于燃烧室的皱褶部的长度、皱褶的数目和前述的线的起点角度和终点角度。在本发明中两个角度是重要的，第一个是起点角度，该起点角度是形成在与迹线的起点相切的线与发动机中心线之间形成的角度，该发动机的中心线在垂直于与端点和发动机中心线之间的半径垂直的平面中。重要的第二角度在与迹线的终点（下游端点）相切的线与发动机中心线之间，该发动机的中心线在与该端点和发动机中心线之间半径垂直的平面中。第二角度必须在60度至80度之间以便使热气流离开燃烧室以实现适于直接引入至第一级涡轮轮片6的气流条件。每个皱褶长度必须使得存在足够长的路径20，热气体通过该路径20可以以接近几何出口角的角度扩展（develop）并且离开燃烧室。因为突出至燃烧室容积16和17中的表面造成燃烧室的壳包含的热气流中的阻碍，所以本发明的实施是可能的。因此，随着热气流进一排静止的叶片，该热气体受迫跟随皱褶的路径。
如对于其它环形燃烧室是普遍的，第二壳/衬套18和19包围包络燃烧过程的主燃烧室壳。衬套可以具有沿纵向和/或周向的恒定半径或变可半径。该衬套形成在环形燃烧区域的内部和外部的环形容积。压缩机排出空气经过这些区域并且旨在将热量从燃烧室壳14和15移除。此外，外冷却区域对下游端处的第一级涡轮是开放的；因此，气流被压力驱动并且在燃烧室的该端处离开。在该外部的环面区域中，排放空气向下游行进并且行进通过皱褶21的外侧，并且在进入第一级涡轮之前将热量从该材料移除。该外衬套18必须通过在燃烧室的端部处建立14和18之间的表面接触来附接至外燃烧室壳14。表面接触在燃烧室出口处开始，并且在略微上游的位置处结束。建立两个衬套14和18的该类型的安置/联接形成了在冷却气流侧上的封闭皱褶通道21。这允许冷却气流在进入涡轮入口之前更大程度地扩展。在该示例中，内冷却区域不进入第一级涡轮。相反地，放置在皱褶处和皱褶周围的区域处中的稀释孔允许行进通过该区域的压缩机排出空气转移至外冷却区域。通过这些稀释孔的气流将改善来自燃烧室壳材料的热传递，由此有助于冷却。
观察用于燃烧室系统的垂直于纵向方向的出口面，存在周期性区域：用于热气流的大的区域23以及具有较小周向宽度的区域22，在该区域22处冷却流离开燃烧室并且被引入至涡轮轮片的正上游的热气流中。
在另一实施例中，冷却皱褶段的空气朝向燃料/空气喷嘴被引导，在该燃料/空气喷嘴处该空气进入燃烧室并且有助于提高火焰稳定性。
将在具有以下特征的环形燃烧室中实施上述的皱褶。图9示出具有沿切向引导的燃料-空气喷嘴的环形燃烧室的基础条件。燃烧室由外壳（或衬套）14、内壳（或衬套）15和连接内衬套14与外衬套15的前壁32组成，该两个壳均可以具有沿纵向方向的恒定半径或可变半径。如图9所示，本发明的一个示例的构造示出大致沿周向指向的预混合的燃料-空气喷嘴24、25，其中在与外衬套相切的线29与喷嘴24、25的中心线31之间形成角度31，但是对于喷嘴的方向，可以具有径向或纵向的分量。这些不同的喷嘴24、25可以共用由纵向方向和沿发动机中心线的点限定的公共的平面，并且可以是沿周向等间隔的或具有沿该方向上的间距的形式。喷嘴将预混合的燃料-空气混合物26引入由内壳15、外壳14和前壁32所形成的燃烧室容积中。通过燃料和空气喷嘴24、25所喷射的反应物在该区域内燃烧，并且产生通过燃烧室的流场27，该燃烧室围绕发动机的中心线旋转。
图10示出用于本发明的示例的构造，其中将燃料/空气喷嘴24、25放置在第二组燃料-空气喷嘴的上游（左侧），该第二组燃料-空气喷嘴共用一个公共平面并且沿周向间隔开。燃料喷嘴24、25的数目可以是至少一个，并且至多是无限的量。如图11、图12A和图12B所示，压缩机排出空气同样可以通过穿孔前壁32被引入至燃烧室容积。邻近前壁的混合物的喷射产生期望的混合以及产生减少来自燃烧室的NOx和CO排放物的最优燃烧环境的燃料-空气分级效应，邻近前壁的混合物的喷射相比与从燃料喷嘴24、25的下游被喷射的混合物相关的第二组喷嘴可以具有更高的燃料/空气比例。然后，如图8A和图8B所示，热燃烧产物通过环形开口23离开燃烧室，其中燃烧产物进入燃气涡轮的第一级涡轮。
在上文中参考优选实施例描述了本发明。然而本领域的技术人员应理解在不脱离本发明的属性和范围的情况下可以对上述实施例做出改变和修改。此处为了说明的目的而选择的对于本实施例的各变体和修改对于本领域的技术人员是显而易见的。在该修改和变体不背离本发明的精神的程度上，旨在将这些修改和变体包含在本发明的范围内。
已经通过清晰和明确的术语整体地描述了本发明以便使得本领域的技术人员能够理解并且实践本发明。

Claims (25)

1.一种用于燃气涡轮机的环形形状的燃烧室，所述燃气涡轮机在陆基发电、岸基或海基交通工具或飞机发动机的应用中使用，所述燃烧室包括：多个周向间隔开的燃料、空气和/或燃料-空气喷嘴，其中每种单一类型的喷嘴共用一个垂直于纵向方向的与不同类型的喷嘴分开的平面；壳/衬套，所述壳/衬套由高温合金或陶瓷材料制成，其中内壳或外壳的沿周向均匀间隔开的皱褶延伸到由所述燃烧室壳容纳的热气流中并且随着在所述纵向方向上行进而关于发动机中心线扭曲，所述内壳或外壳的皱褶能够结合到相对的壳或者维持小的间隙并且延伸通过燃烧室容积的整个长度的仅一部分。
2.根据权利要求1所述的燃烧室，其中，燃料-空气喷嘴在垂直于所述纵向方向的单一或多个公共平面中通过外燃烧室衬套将气流引入，并且所述燃料-空气喷嘴沿所述周向方向均匀地或不均匀地间隔开，同时所述燃料-空气喷嘴具有主要沿着周向方向和径向方向的方向以及，即使有沿着所述纵向方向的任何分量的话，具有较小的沿着所述纵向方向的分量。
3.根据权利要求1所述的燃烧室，其中，所述燃料-空气喷嘴由同轴的圆形区域和同心环形气流入口构成，在所述圆形区域处能够定位轴流式旋流器和/或导向式燃料-空气喷嘴，在所述同心环形气流入口处少量旋流至无旋流施加在所述气流上。
4.根据权利要求3所述的燃烧室，其中，所述燃料-空气喷嘴具有如下的环形气流入口，即：所述环形气流入口在所述气流上施加少量旋流至无旋流（0<旋流数<0.5）以便以显著的切向速度引入所述气流，这有效地增加了接近所述皱褶的所述气流的角度，从而减小了用于使所述气流转向的所述皱褶的所需长度。
5.根据权利要求1所述的燃烧室，其中，围绕所述外燃烧室衬套以周向方式布置单排的燃料/空气喷嘴。
6.根据权利要求1所述的燃烧室，其中，围绕所述外燃烧室衬套以周向方式布置两排或更多排燃料/空气喷嘴。
7.根据权利要求1所述的燃烧室，其中，所述皱褶从燃烧室出口沿所述纵向方向以任意距离向上游等间距地延伸。
8.根据权利要求1所述的燃烧室，其中，所述皱褶关于所述发动机中心线扭曲，使得在垂直于所述纵向方向的平面中的方位角在10度与120度之间，所述方位角形成在从所述发动机中心线穿过在起点处的皱褶的中心的线与穿过相邻皱褶的中心的线之间。
9.根据权利要求1所述的燃烧室，其中，延伸跨过所述热气流的所述皱褶的周向宽度不超过与下一个皱褶的周向间隔，并且当在不同纵向位置处获取尺寸时，所述皱褶的周向宽度的大小可以变化。
10.根据权利要求1所述的燃烧室，其中，在其最上游位置处与皱褶中心线相切的线在与所述点的半径垂直的平面中与纵向轴线形成了在-90度至90度的范围内的逆时针角度。
11.根据权利要求1所述的燃烧室，其中，在其最下游位置处与皱褶中心线相切的线在与所述点的半径垂直的平面中与纵向轴线形成了在-90度至90度的范围内的顺时针角度。
12.根据权利要求1所述的燃烧室，其中，内衬套和外衬套的半径能够取决于所述燃气涡轮发动机的尺寸和形状而沿纵向方向变化。
13.根据权利要求1所述的燃烧室，其中，能够使用可用于冷却燃气涡轮部件的任何冷却方法，例如：冲击冷却、倾注冷却、蒸汽冷却等。
14.根据权利要求1所述的燃烧室，其中，所述燃烧室的所述皱褶将热燃烧产物加速并引导至在具有0度至90度之间的绝对基准角的情况下在0.6至0.9之间的马赫数，以用于引入第一级旋转涡轮轮片。
15.根据权利要求1所述的燃烧室，其中，围绕外衬套壳周向地放置的所述燃料、空气和/或燃料空气喷嘴所产生的用于使气流进入到皱褶段的平均入口角度在从10度至70度的范围内。
16.根据权利要求1所述的燃烧室，其中，在权利要求15中所述的喷嘴沿所述燃烧室的纵向长度布置在一个或多个平面中。
17.根据权利要求1所述的燃烧室，其中，在权利要求15中所述的喷嘴在与所述燃烧室的纵向方向垂直的不同平面中排列。
18.根据权利要求1所述的燃烧室，其中，在权利要求15中所述的喷嘴在不同平面中在空间上彼此偏移。
19.根据权利要求1所述的燃烧室，其中，在权利要求15中所述的喷嘴被布置成使得所述喷嘴的切向角在相同平面中相对于彼此偏移。
20.根据权利要求1所述的燃烧室，其中，在权利要求15中所述的喷嘴被布置在不同平面中，而切向角在所述不同平面中偏移。
21.根据权利要求1所述的燃烧室，其中，所述燃料空气喷嘴被布置成将在进入所述燃烧腔室之前预混合的燃料空气混合物引入。
22.根据权利要求1所述的燃烧室，其中，所述燃料喷嘴和空气喷嘴分别相互分离以产生基于扩散的燃烧。
23.根据权利要求1所述的燃烧室，其中，在权利要求15中所述的燃料-空气喷嘴能够具有恒定角度值或者从平面到平面可变的角度值，如由附图标记31所指示的，其范围从0度至90度。
24.根据权利要求1所述的燃烧室，其中，在不同平面中的在权利要求15中所述的喷嘴能够具有相同的燃料/空气比或不同的燃料/空气比。
25.根据权利要求1所述的燃烧室，其中，通过所述燃烧室产生的具有显著周向速度分量的气流减小了皱褶的所需长度，并且允许如在权利要求10中所述的皱褶角度大于0（以匹配接近所述燃烧室的前边缘的气流的角度）。
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Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103930721A (zh) * 2011-08-22 2014-07-16 马吉德·托甘 用于燃气涡轮机使用的切向且无火焰的环形燃烧器
CN108361109A (zh) * 2018-01-29 2018-08-03 余四艳 通用型宽能源旋喷发动机
CN108954387A (zh) * 2018-08-08 2018-12-07 北京航空航天大学 一种微型燃气涡轮发动机及其燃烧室总成
CN110268197A (zh) * 2017-02-08 2019-09-20 西门子股份公司 最小化在特定频率范围内作用在涡轮叶片上的力的方法
CN110345512A (zh) * 2018-04-06 2019-10-18 通用电气公司 燃气涡轮发动机
CN113154451A (zh) * 2021-04-27 2021-07-23 西北工业大学 一种旋转爆震燃烧室的导向喷管
CN113483355A (zh) * 2017-07-25 2021-10-08 通用电气阿维奥有限责任公司 回流燃烧内衬、回流燃烧器和在其中混合冷却空气的方法
CN114109711A (zh) * 2021-03-30 2022-03-01 李伟德 旋转发电装置及其制造和使用方法
CN114829842A (zh) * 2019-12-10 2022-07-29 西门子能源全球有限两合公司 具有壁冷却的燃烧室
CN115507383A (zh) * 2021-06-07 2022-12-23 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的燃烧器
CN115899771A (zh) * 2022-12-19 2023-04-04 南京航空航天大学 一种用于高温升的同心环形旋流燃烧室

Families Citing this family (35)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP5180807B2 (ja) 2008-12-24 2013-04-10 三菱重工業株式会社 １段静翼の冷却構造、及びガスタービン
US9052114B1 (en) * 2009-04-30 2015-06-09 Majed Toqan Tangential annular combustor with premixed fuel and air for use on gas turbine engines
JP5479058B2 (ja) * 2009-12-07 2014-04-23 三菱重工業株式会社 燃焼器とタービン部との連通構造、および、ガスタービン
CN104053883B (zh) * 2011-08-22 2017-02-15 马吉德·托甘 混合用于在燃气涡轮发动机内燃烧的燃烧反应物的方法
JP6110854B2 (ja) * 2011-08-22 2017-04-05 トクァン, マジェドTOQAN, Majed ガス・タービン・エンジンで使用するための予混合燃料空気を用いた接線方向環状燃焼器
CN103998745B (zh) * 2011-08-22 2017-02-15 马吉德·托甘 在燃气轮机上使用的具有分级切向燃料‑空气喷嘴的筒状环形燃烧室
US9291063B2 (en) * 2012-02-29 2016-03-22 Siemens Energy, Inc. Mid-section of a can-annular gas turbine engine with an improved rotation of air flow from the compressor to the turbine
US9228747B2 (en) * 2013-03-12 2016-01-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor for gas turbine engine
WO2015030927A1 (en) * 2013-08-30 2015-03-05 United Technologies Corporation Contoured dilution passages for a gas turbine engine combustor
US10641491B2 (en) 2016-03-25 2020-05-05 General Electric Company Cooling of integrated combustor nozzle of segmented annular combustion system
US10563869B2 (en) 2016-03-25 2020-02-18 General Electric Company Operation and turndown of a segmented annular combustion system
US10605459B2 (en) 2016-03-25 2020-03-31 General Electric Company Integrated combustor nozzle for a segmented annular combustion system
US10830442B2 (en) 2016-03-25 2020-11-10 General Electric Company Segmented annular combustion system with dual fuel capability
US10584880B2 (en) 2016-03-25 2020-03-10 General Electric Company Mounting of integrated combustor nozzles in a segmented annular combustion system
US10520194B2 (en) 2016-03-25 2019-12-31 General Electric Company Radially stacked fuel injection module for a segmented annular combustion system
US10584876B2 (en) 2016-03-25 2020-03-10 General Electric Company Micro-channel cooling of integrated combustor nozzle of a segmented annular combustion system
US10641176B2 (en) 2016-03-25 2020-05-05 General Electric Company Combustion system with panel fuel injector
US11428413B2 (en) 2016-03-25 2022-08-30 General Electric Company Fuel injection module for segmented annular combustion system
CN105953266B (zh) * 2016-05-04 2018-08-10 中国科学院工程热物理研究所 一种斜流燃烧室结构
US10690350B2 (en) 2016-11-28 2020-06-23 General Electric Company Combustor with axially staged fuel injection
US11156362B2 (en) 2016-11-28 2021-10-26 General Electric Company Combustor with axially staged fuel injection
US11434831B2 (en) 2018-05-23 2022-09-06 General Electric Company Gas turbine combustor having a plurality of angled vanes circumferentially spaced within the combustor
CN109654539B (zh) * 2018-12-07 2020-09-18 中国航发沈阳发动机研究所 一种干低排放燃气涡轮发动机燃烧室
KR102593508B1 (ko) * 2019-02-22 2023-10-24 한화에어로스페이스 주식회사 가스 터빈 엔진의 연료 노즐 구조체
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
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
US11371702B2 (en) 2020-08-31 2022-06-28 General Electric Company Impingement panel for a turbomachine
US11255545B1 (en) 2020-10-26 2022-02-22 General Electric Company Integrated combustion nozzle having a unified head end
US11549437B2 (en) * 2021-02-18 2023-01-10 Honeywell International Inc. Combustor for gas turbine engine and method of manufacture
EP4056903A1 (en) 2021-03-07 2022-09-14 CPS-Holding Limited Hydrogen-fueled combustor for gas turbines
CN113609604B (zh) * 2021-07-02 2024-03-15 中国科学院工程热物理研究所 一种燃气涡轮发动机超音速无叶轴流波纹涡轮及设计参数选取方法
US11767766B1 (en) 2022-07-29 2023-09-26 General Electric Company Turbomachine airfoil having impingement cooling passages
US12060995B1 (en) 2023-03-22 2024-08-13 General Electric Company Turbine engine combustor with a dilution passage

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3934408A (en) * 1974-04-01 1976-01-27 General Motors Corporation Ceramic combustion liner
US4098075A (en) * 1976-06-01 1978-07-04 United Technologies Corporation Radial inflow combustor
CN1044325A (zh) * 1989-01-12 1990-08-01 联合工艺公司 燃烧器的燃油喷嘴装置
JPH0893556A (ja) * 1994-09-29 1996-04-09 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd エアターボラムジェットエンジン用ガス発生器
US20020108378A1 (en) * 2001-01-25 2002-08-15 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Liner supporting structure for annular combuster
US20040216463A1 (en) * 2003-04-30 2004-11-04 Harris Mark M. Combustor system for an expendable gas turbine engine
US20050241319A1 (en) * 2004-04-30 2005-11-03 Graves Charles B Air assist fuel injector for a combustor
US20070125093A1 (en) * 2005-12-06 2007-06-07 United Technologies Corporation Gas turbine combustor
CN1987205A (zh) * 2005-12-20 2007-06-27 联合工艺公司 燃烧室喷嘴
US20080041059A1 (en) * 2006-06-26 2008-02-21 Tma Power, Llc Radially staged RQL combustor with tangential fuel premixers

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2625792A (en) * 1947-09-10 1953-01-20 Rolls Royce Flame tube having telescoping walls with fluted ends to admit air
GB723015A (en) * 1952-01-17 1955-02-02 Power Jets Res & Dev Ltd Improvements in or relating to gas turbine plant
US2883828A (en) * 1954-11-10 1959-04-28 Alun R Howell Power plant incorporating a dynamic compressor
GB799605A (en) * 1955-01-10 1958-08-13 Rolls Royce Improvements in or relating to combustion equipment for example for gas turbine engines
GB852829A (en) * 1957-04-03 1960-11-02 Rolls Royce Improvements in or relating to gas-turbine jet propulsion engines
US3811277A (en) * 1970-10-26 1974-05-21 United Aircraft Corp Annular combustion chamber for dissimilar fluids in swirling flow relationship
US3880575A (en) * 1974-04-15 1975-04-29 Gen Motors Corp Ceramic combustion liner
US4050241A (en) * 1975-12-22 1977-09-27 General Electric Company Stabilizing dimple for combustion liner cooling slot
SU1176678A1 (ru) * 1984-03-01 1995-08-27 О.Г. Жирицкий Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя
US4652476A (en) * 1985-02-05 1987-03-24 United Technologies Corporation Reinforced ablative thermal barriers
SU1471748A1 (ru) * 1986-10-27 1995-08-09 О.Г. Жирицкий Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя
US4938020A (en) * 1987-06-22 1990-07-03 Sundstrand Corporation Low cost annular combustor
US4928481A (en) * 1988-07-13 1990-05-29 Prutech Ii Staged low NOx premix gas turbine combustor
US4949545A (en) * 1988-12-12 1990-08-21 Sundstrand Corporation Turbine wheel and nozzle cooling
US5261224A (en) * 1989-12-21 1993-11-16 Sundstrand Corporation High altitude starting two-stage fuel injection apparatus
US5259182A (en) * 1989-12-22 1993-11-09 Hitachi, Ltd. Combustion apparatus and combustion method therein
CA2056592A1 (en) * 1990-12-21 1992-06-22 Phillip D. Napoli Multi-hole film cooled combustor liner with slotted film starter
US5337568A (en) 1993-04-05 1994-08-16 General Electric Company Micro-grooved heat transfer wall
GB2361302A (en) * 2000-04-13 2001-10-17 Rolls Royce Plc Discharge nozzle for a gas turbine engine combustion chamber
US6655147B2 (en) * 2002-04-10 2003-12-02 General Electric Company Annular one-piece corrugated liner for combustor of a gas turbine engine
US7716931B2 (en) * 2006-03-01 2010-05-18 General Electric Company Method and apparatus for assembling gas turbine engine
US8065881B2 (en) * 2008-08-12 2011-11-29 Siemens Energy, Inc. Transition with a linear flow path with exhaust mouths for use in a gas turbine engine

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3934408A (en) * 1974-04-01 1976-01-27 General Motors Corporation Ceramic combustion liner
US4098075A (en) * 1976-06-01 1978-07-04 United Technologies Corporation Radial inflow combustor
CN1044325A (zh) * 1989-01-12 1990-08-01 联合工艺公司 燃烧器的燃油喷嘴装置
JPH0893556A (ja) * 1994-09-29 1996-04-09 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd エアターボラムジェットエンジン用ガス発生器
US20020108378A1 (en) * 2001-01-25 2002-08-15 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Liner supporting structure for annular combuster
US20040216463A1 (en) * 2003-04-30 2004-11-04 Harris Mark M. Combustor system for an expendable gas turbine engine
US20050241319A1 (en) * 2004-04-30 2005-11-03 Graves Charles B Air assist fuel injector for a combustor
US20070125093A1 (en) * 2005-12-06 2007-06-07 United Technologies Corporation Gas turbine combustor
CN1987205A (zh) * 2005-12-20 2007-06-27 联合工艺公司 燃烧室喷嘴
US20080041059A1 (en) * 2006-06-26 2008-02-21 Tma Power, Llc Radially staged RQL combustor with tangential fuel premixers

Cited By (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103930721A (zh) * 2011-08-22 2014-07-16 马吉德·托甘 用于燃气涡轮机使用的切向且无火焰的环形燃烧器
CN110268197A (zh) * 2017-02-08 2019-09-20 西门子股份公司 最小化在特定频率范围内作用在涡轮叶片上的力的方法
CN110268197B (zh) * 2017-02-08 2020-08-14 西门子股份公司 最小化在特定频率范围内作用在涡轮叶片上的力的方法
CN113483355A (zh) * 2017-07-25 2021-10-08 通用电气阿维奥有限责任公司 回流燃烧内衬、回流燃烧器和在其中混合冷却空气的方法
CN113483355B (zh) * 2017-07-25 2023-08-11 通用电气阿维奥有限责任公司 回流燃烧内衬、回流燃烧器和在其中混合冷却空气的方法
CN108361109A (zh) * 2018-01-29 2018-08-03 余四艳 通用型宽能源旋喷发动机
CN110345512B (zh) * 2018-04-06 2021-12-31 通用电气公司 燃气涡轮发动机
CN110345512A (zh) * 2018-04-06 2019-10-18 通用电气公司 燃气涡轮发动机
US11378277B2 (en) 2018-04-06 2022-07-05 General Electric Company Gas turbine engine and combustor having air inlets and pilot burner
CN108954387A (zh) * 2018-08-08 2018-12-07 北京航空航天大学 一种微型燃气涡轮发动机及其燃烧室总成
CN114829842A (zh) * 2019-12-10 2022-07-29 西门子能源全球有限两合公司 具有壁冷却的燃烧室
CN114829842B (zh) * 2019-12-10 2023-09-05 西门子能源全球有限两合公司 具有壁冷却的燃烧室
US12130015B2 (en) 2019-12-10 2024-10-29 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Combustion chamber with wall cooling
CN114109711A (zh) * 2021-03-30 2022-03-01 李伟德 旋转发电装置及其制造和使用方法
CN114109711B (zh) * 2021-03-30 2023-08-18 李伟德 旋转发电装置及其制造和使用方法
CN113154451A (zh) * 2021-04-27 2021-07-23 西北工业大学 一种旋转爆震燃烧室的导向喷管
CN113154451B (zh) * 2021-04-27 2022-09-06 西北工业大学 一种旋转爆震燃烧室的导向喷管
CN115507383A (zh) * 2021-06-07 2022-12-23 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的燃烧器
CN115899771A (zh) * 2022-12-19 2023-04-04 南京航空航天大学 一种用于高温升的同心环形旋流燃烧室

Also Published As

Publication number Publication date
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