CN103348188B - 用于燃气轮机的低热值燃料燃烧室 - Google Patents

Abstract

一种用于燃气轮机的燃烧低热值燃料的筒形燃烧室包括大体圆筒形的壳体，和同轴配置在壳体内以与壳体限定出用于燃烧空气的径向外部流动通路的大体圆筒形的衬套，该衬套还限定出内部的燃烧区和稀释区，稀释区相对于燃烧区在轴向上远离封闭的壳体端。配置在封闭的壳体端的喷嘴组件包括气喷式喷嘴和环绕的旋流叶片。在壳体和衬套之间同轴配置在燃烧空气通路中的冲击冷却套筒对限定出燃烧区的衬套部分进行冲击冷却。燃烧衬套具有在1≤L/D≤4范围内的L/D比率，和在0.0026<V/Q<0.018范围内的燃烧区体积（m³）与热能流量Q（MJ/sec）的比率。

Description

用于燃气轮机的低热值燃料燃烧室

本申请要求于2010年11月9日提交的美国专利申请No.12/926,321的优先权，其内容引用于此作为参考。

技术领域

本发明涉及用于燃气轮机的筒形（罐形）燃烧室（燃烧器）。特别地，本发明涉及用于燃气涡轮发动机的燃烧低热值液体和气体燃料的、被冲击冷却的筒形燃烧室。

背景技术

具有较低的热值（例如25MJ/kg以下）的燃料的主要问题是较低的火焰速度，这会不利地影响完全燃烧，尤其是对于不均匀的燃料/空气混合物而言，由此影响燃烧室中局部燃空比。该问题在液体燃料的情况下尤其显著，其中燃料/空气混合物可具有大的燃料颗粒（液滴）尺寸，这会增加使这些颗粒气化和燃烧所需的时间。

在燃烧室中实现低水平的氮氧化物与反应区的早期部分内的火焰温度及其变化密切相关。火焰温度是反应区中的有效燃空比的函数，有效燃空比取决于所施用的燃空比和在火焰前峰之前实现的混合程度。这些因素显然受燃料和相关空气的局部施加以及尤其是混合效能的影响。

在这些低火焰温度燃烧室中采用雾膜冷却会产生高水平的一氧化碳排放物并最终产生沉积物。火焰管（衬套）的外部冲击冷却可减轻这种问题。此外，对理论配比燃烧的需求要求流到反应区的空气流是总空气流的一小部分，而总空气流的大部分可用于稀释区。因而，控制这些流以优化燃烧效率并尽量减少排放物具有显著的优点。

在筒形燃烧室的构型和对使用具有低热值的液体燃料的筒形燃烧室中的空气和空气/燃料混合物流的控制方面存在改进空间，这些流影响燃烧的完全性及由此影响排放物的水平和燃烧室的热效率。下文中叙述这些改进。

发明内容

在本发明的一个方面中，筒形燃烧室构造成用于燃烧具有低热值的燃料。燃烧室包括大体圆筒形的壳体，壳体具有内部、纵向轴线、用于在一个纵向壳体端接收压缩空气的环形入口，其中另一个纵向壳体端封闭。另外，大体圆筒形的燃烧室衬套同轴地配置在壳体的内部中，衬套和壳体限定出用于经壳体的入口接收的压缩空气的、大体环形的流动通路，并且衬套的内部限定出邻近封闭壳体端的燃烧区和远离封闭壳体端的稀释区。衬套的尺寸设定成具有在1≤L/D≤4范围内的L/D比率（其中L是衬套长度，D是衬套直径），并且在额定功率下提供在0.0026≤V/Q≤0.018范围内的以立方米为单位的燃烧区体积V与以MJ/sec为单位的燃烧室中的燃料能量流量Q的比率。在封闭端配置有燃料喷嘴组件，喷嘴组件从具有小于约25MJ/kg的热值的燃料的源被供给。此外，在压缩空气通路中围绕限定出燃烧区的衬套部分配置有冲击冷却套筒，套筒具有多个孔口，所述孔口被设定尺寸和构造成对衬套部分的外表面进行冲击冷却。在壳体的入口接收的基本上全部的压缩空气可通过套筒。在衬套中沿周向配置有多个主孔，用于将来自冲击冷却套筒下游的区域的压缩空气的第一部分导入燃烧区中，并且在衬套中沿周向配置有多个稀释开口，用于将来自冲击冷却套筒下游的区域的压缩空气的第二部分导入稀释区中。此外，来自冲击冷却筒筛下游的区域的压缩空气的其余部分的至少一部分被引导通过燃料喷嘴组件，用于与所供给的燃料混合以提供导入燃烧区中的燃料/空气混合物。

结合在本说明书中并构成本说明书一部分的附图示出了本发明的实施方式，并与所作描述一起用于解释本发明的原理。

附图说明

图1是根据本发明的、构造成燃烧具有低热值的燃料的燃气轮机筒形燃烧室的示意性剖视图；以及

图2A和2B是在燃气涡轮发动机应用中图1燃烧室的尺寸（图2A）与现有技术燃烧室的尺寸（图2B）相比较的示意性剖视图。

具体实施方式

在图中总体用标号10表示的本发明的筒形燃烧室旨在用于具有低热值的燃料与来自压缩机6的压缩空气的燃烧，并将燃烧气体传送到燃气涡轮8，例如用于如在燃气涡轮发动机中进行做功膨胀。参见图1。压缩机6可以是离心式压缩机，燃气涡轮8可以是径流式涡轮机，但这些仅仅是优选的，而非意图限制本发明的由所附权利要求及其等同物限定的范围。

根据本发明，如在本文中具体实施和宽泛描述的那样，筒形燃烧室可包括大体圆筒形的壳体，该壳体具有内部、纵向轴线、用于在一个纵向端接收压缩空气的环形入口，其中另一个纵向端封闭。如本文中具体实施的并参照图1，筒形燃烧室10包括外部壳体12，外部壳体12具有内部14、纵向轴线16、构造成在敞开的壳体端20接收来自压缩机6的压缩空气的环形入口18。壳体还包括封闭端22。壳体12在形状上是围绕轴线16的大体圆筒形，但是根据特定应用的需求也可包括具有不同直径的渐缩部和/或台阶部以适应下文要讨论的本发明的某些特定特征。

根据本发明，燃烧室还包括大体圆筒形的燃烧室衬套，该衬套同轴地配置在壳体的内部中并构造成与壳体一起限定出用于经入口接收的压缩空气的、大体环形的通路。衬套还限定出用于燃烧区和稀释区的各自的径向内部体积。稀释区相对于燃烧区在轴向上远离封闭的壳体端，而燃烧区在轴向上邻近封闭的壳体端。

如本文中具体实施的并继续参照图1，燃烧室10包括关于轴线16大体同心地配置在壳体12内的燃烧室衬套24。衬套24可被设定尺寸和构造成与壳体12一起限定出用于从发动机压缩机6经入口18供给的压缩空气的外部通路26，以用于冲击冷却及此后用于燃烧空气和稀释空气。衬套24还部分地限定出稀释空气路径28。在图1的实施方式中，用于稀释空气的路径28包括绕衬套24的周边分布的多个稀释口30。

衬套24的内部14限定出在轴向上邻近封闭端22的燃烧区32，在其中压缩空气和燃料燃烧以产生热的燃烧气体。与配置在封闭端18处的燃料喷嘴组件40（下文中要讨论）相结合，衬套24构造成以本领域技术人员已知的方式在燃烧区32的上部区域34中提供稳定的再循环。衬套24的内部还限定出稀释区36，在其中燃烧气体与来自稀释口30的稀释空气混合以在涡轮8中进行做功膨胀之前降低燃烧气体的温度。

现在参照图2A和2B，与构造成燃烧相等的燃料流量的传统筒形燃烧室相比，本发明的筒形燃烧室的区别特征包括更大尺寸的燃烧区。具体地，对于在额定功率下大致相同的燃料流，本发明的筒形燃烧室10的衬套24的体积约为传统燃烧室10’的体积的四（4）倍。也就是，衬套24及由此壳体12在燃烧区32的区域内对于衬套长度L和/或直径D具有扩大的尺寸，以对于在额定功率下相等的燃料质量流获得扩大的燃烧区体积。具体地，本发明的衬套可构造成具有在额定功率下在0.0026≤V/Q≤0.018范围内的以立方米为单位的燃烧区体积V与以MJ/sec为单位的热能流量Q的比率，其中Q被定义为以MJ/kg为单位的燃料热值与以kg/sec为单位的燃料质量流量的乘积。可认为燃烧区体积相对于传统筒形燃烧室的这种增大会增加燃料/空气混合物的平均存留时间并且在利用液体燃料时还会促进任何燃料液滴的气化。此外，根据本发明构造的燃烧室的衬套L/D比率可在1≤L/D≤4的范围内，优选地1.5≤L/D≤2.5。

另外，根据本发明，燃烧室包括燃料喷嘴组件，该燃料喷嘴组件配置在封闭的壳体端并且构造成将燃料喷雾喷到燃烧区中。该喷嘴组件可包括沿衬套轴线对准的喷嘴，用于引导燃料喷雾通过一开口进入燃烧区中。该喷嘴可是例如本领域中已知的“气喷式（air blast）”喷嘴，其中压缩空气用于将液体燃料“雾化”以提供喷雾，即产生直径为约65微米量级的非常小的液滴。这种气喷式喷嘴也可与气体燃料一起使用以在燃烧室10中提供更好的混合。喷嘴组件还可具有绕喷嘴沿周向配置的多个旋流叶片以引起燃料/空气混合物的旋流。

如本文中具体实施的并参见图1，喷嘴组件40包括气喷式喷嘴42，其被可控地从源44经管道46供给以低热值燃料（液态或气态的）。喷嘴42可沿轴线16对准并且可包括允许压缩空气从在封闭的壳体端22位于衬套24和壳体12之间的高压区域（plenum region）50进入到可向外张开的喷嘴末端42a附近的开口48。当与液体燃料一起使用时，该喷嘴组件构造可获得非常微细的燃料喷雾（“雾化”）并且可在燃料/空气混合物经喷嘴组件出口52进入到燃烧区32的再循环区域34之前提供显著的气化和混合。

此外并参照图1，绕喷嘴42的周边配置有多个旋流叶片54。旋流叶片54也被供给以来自高压区域50的压缩空气并使离开出口52的燃料/空气混合物产生旋流，从而进一步增强混合和气化。另外，可提供燃料（例如容易气化的物质，如乙醇）的第二源60，以与来自源44的燃料混合以在额定功率的部分负荷（例如，60%以下）下辅助燃烧。可优选的是，如图1所示，在喷嘴组件40的上游使燃料混合。考虑到本公开，本领域技术人员可设置适当的阀装置和燃料控制器。替换地或附加地，可采用空气控制装置（例如，放气（bleeding）或可变的几何形状）来减小这种部分负荷操作期间的总空气质量流。

此外，根据本发明，如本文中具体实施和宽泛描述的那样，筒形燃烧室还可包括同轴地配置在壳体和燃烧室衬套之间的压缩空气通路中并至少围绕燃烧区的冲击冷却套筒。冲击冷却套筒可具有多个孔口，所述孔口被设定尺寸和分布成将压缩空气导向燃烧室衬套的限定燃烧区的部分的径向外表面，用于进行冲击冷却。在壳体入口接收的基本上全部的压缩空气通过所述套筒。

如本文中具体实施的并再次参照图1，冲击冷却套筒70同轴地配置在壳体12和衬套24之间。冲击冷却套筒70从稀释口30下游的位置72（相对于燃烧气体的大体轴向流动方向74）沿衬套24的一部分轴向延伸到壳体12上邻近封闭端22的位置76。套筒70包括多个冲击冷却孔口78，所述孔口绕套筒70沿周向分布并且构造和定向成将通路26中的燃烧空气导向衬套24的在燃烧区32附近的外表面24a。套筒70和衬套24之间的空间80包括用于已经由冲击冷却孔口78穿过套筒70并对表面24a进行冲击冷却后的压缩空气流的下游区域。

如在图1中可最佳地看出，来自套筒下游区域80的压缩空气既沿方向82被引导以基本上穿过多个主孔84为燃烧区32提供燃烧空气，又沿方向86被引导到稀释空气路径28以基本上穿过稀释开口30提供稀释空气。另外，主孔84可构造有向内指向的喷管形的壁延伸部84a以促进向燃烧区32中的贯入。

还可优选的是，燃烧壳体12的封闭的“头”端22中的高压区域50被供给以来自套筒下游区域80的压缩空气，这在图1中由流动路径90示出。在图1的实施方式中应注意的是用于气喷式喷嘴42的压缩空气仅由高压区域50与燃烧区32的再循环部34之间的压差驱动。不需要单独地供给压缩空气来操作喷嘴42，从而简化了整个系统，不过本发明在其最宽方面的范围不限于此。

此外，可优选地使用高压区域50中的一部分压缩空气对衬套24的进入部94进行冲击冷却。在图1的实施方式中，进入部94锥形地渐缩并且包括向内隔开的锥形挡护件96。适当地设定尺寸和定向的孔口98绕衬套进入部94分布并定向成利用来自高压区域50的压缩空气对挡护件96进行冲击冷却。在冷却挡护件96之后，来自高压区域50的一部分压缩空气，即未用来操作气喷式喷嘴42的那部分压缩空气被允许经衬套入口100沿流动路径102进入到燃烧区32的区域34，用作燃烧空气。

还可优选地，一部分稀释空气流用于对衬套的在燃烧区和稀释区之间的过渡部分进行冲击冷却。在图1中，过渡衬套部分110锥形地渐缩并沿流动方向74会聚，并且设置有向内间隔的锥形过渡挡护件112。多个冲击冷却孔口114绕过渡衬套部分110分布，并且被设定尺寸和定向成利用在稀释空气通路28中流动的压缩空气的一部分对过渡挡护件112进行冲击冷却。在冷却过渡挡护件112之后，该稀释空气部分被允许在过渡挡护件出口118进入到稀释区36。

此外，可优选地，用隔热涂层（“TBC”）涂覆衬套部分24a的表面120以维持高的衬套内表面温度，同时防止从燃烧区32的不当的热损失以及在衬套壁附近的局部燃烧气体温度相对于主体平均燃烧区值的可能的显著温度偏差。TBC涂层还可减小衬套内表面上的沉积物和未燃烧燃料的量。考虑到本公开，本领域技术人员将能够选择适当的TBC。

在图1所示的实施方式中，经入口18传送的基本上全部的压缩空气首先通过冲击套筒70的孔口78以提供对衬套部分24a的冷却，此后被允许到达燃烧区32作为“燃烧空气”或到达稀释区36作为“稀释空气”，即除了可能无法避免的泄漏之外的全部。

还可优选地，将图1的实施方式的燃烧室10构造成，当燃烧低热值的液体燃料（例如具有约18.7MJ/kg的热值的热解油）时，来自入口18的总压缩空气质量流的约5-15%经主口84进入燃烧区32，并且约60-70%经稀释口30进入稀释区36。可明白，进入燃烧室入口18的压缩空气的总质量流的其余部分（～15-35%）用于操作气喷式喷嘴42以及对衬套进入挡护件96和/或衬套过渡挡护件112进行冲击冷却。另外，在这种应用中，筒形燃烧室优选地构造有约1.65的L/D和约0.0029的V/Q。这种应用中在额定功率下的燃料质量流量为约0.387kg/sec，燃烧区体积为约0.021m³。

对于本领域技术人员显而易见的是，在不脱离本文中包含的教导的情况下可对所公开的冲击冷却的筒形燃烧室做出各种修改和变型。尽管考虑到本说明书及对所公开装置的实践各种实施方式对于本领域技术人员是显而易见的，但本说明书和示例应视为仅仅是示例性的，而真正的范围由所附权利要求及其等同物指定。

Claims (20)

1.一种用于燃烧具有低热值燃料的筒形燃烧室，该燃烧室包括：

大体圆筒形的壳体，其具有内部、纵向轴线、用于在一个纵向壳体端接收压缩空气的环形入口，其中另一个纵向壳体端封闭；

同轴配置在壳体的内部中的大体圆筒形的燃烧室衬套，该衬套和壳体限定出用于经壳体的入口接收的压缩空气的、大体环形的流动通路，衬套的内部限定出邻近封闭壳体端的燃烧区和远离封闭壳体端的稀释区；

配置在封闭端的燃料喷嘴组件，喷嘴组件从具有小于约25MJ/kg的热值的燃料的源被供给；

在压缩空气通路中围绕限定出燃烧区的衬套部分配置的冲击冷却套筒，该套筒具有多个孔口，所述多个孔口被设定尺寸和构造成利用在壳体的入口接收的基本上全部的压缩空气穿过所述套筒来对所述衬套部分的外表面进行冲击冷却；

在衬套中沿周向配置的多个主孔，用于将来自冲击冷却套筒下游的区域的压缩空气的第一部分导入燃烧区中；

在衬套中沿周向配置的多个稀释开口，用于将来自冲击冷却套筒下游的区域的压缩空气的第二部分导入稀释区中，

其中，来自冲击冷却套筒下游的区域的压缩空气的其余部分的至少一部分被引导通过燃料喷嘴组件，用于与所供给的燃料混合以提供导入燃烧区中的燃料/空气混合物，以及

其中，衬套的尺寸设定成具有在1.00≤L/D<4.00范围内的L/D比率，其中L是衬套长度，D是衬套直径。

2.根据权利要求1所述的筒形燃烧室，其中，1.5≤L/D<2.5。

3.根据权利要求1所述的筒形燃烧室，其中，压缩空气的所述第一部分是总压缩空气质量流量的5-15％。

4.根据权利要求1所述的筒形燃烧室，其中，压缩空气的所述第二部分是总压缩空气质量流量的60-70％。

5.根据权利要求1所述的筒形燃烧室，其中，燃料喷嘴组件包括气喷式喷嘴，并且其中，喷嘴组件构造成利用冲击冷却套筒下游的区域和燃烧区之间的压缩空气压差、使用压缩空气的所述其余空气部分的一部分将燃料/空气混合物导入燃烧区中。

6.根据权利要求5所述的筒形燃烧室，其中，燃料喷嘴组件与衬套同轴配置，并且包括绕喷嘴组件的出口沿周向分布的旋流叶片以使用所述其余空气部分的另一部分在被引导的燃料/空气混合物中引起旋流。

7.根据权利要求1所述的筒形燃烧室，其中，燃料喷嘴组件和衬套被设定尺寸和构造成喷射和燃烧液体热解油。

8.根据权利要求7所述的筒形燃烧室，其中，燃料喷嘴组件包括气喷式喷嘴；其中，L/D为约1.65。

9.根据权利要求7所述的筒形燃烧室，其中，所述燃料的源包括用于燃烧室在低于约60％额定功率下工作的与热解油混合的轻质醇类。

10.根据权利要求1所述的筒形燃烧室，其中，主孔具有伸入燃烧区中的喷管形的壁延伸部。

11.根据权利要求1所述的筒形燃烧室，其中，衬套的表面涂有TBC以提高内表面温度。

12.根据权利要求1所述的筒形燃烧室，其中，衬套包括邻近燃料喷嘴组件出口的锥形入口部；其中，衬套还包括同轴地配置在锥形入口衬套部分中并与锥形入口衬套部分间隔开的进入挡护件；并且其中，在锥形衬套部分中设置有多个冲击冷却孔口，该多个孔口被设定尺寸和定向成利用来自套筒下游区域的压缩空气对进入挡护件进行冲击冷却。

13.根据权利要求1所述的筒形燃烧室，其中，衬套包括配置在燃烧区和稀释区之间的锥形过渡部分；其中，衬套还包括同轴地配置在锥形过渡衬套部分中并与锥形过渡衬套部分间隔开的过渡挡护件；并且其中，在锥形过渡衬套部分中设置有多个冲击冷却孔口，该多个孔口被设定尺寸和定向成利用来自套筒下游区域的压缩空气对过渡挡护件进行冲击冷却。

14.根据权利要求1所述的筒形燃烧室，其中，冲击冷却套筒相对于燃烧气体的流动方向从衬套上位于稀释口下游的位置延伸到壳体上位于燃烧区上游的位置。

15.一种燃气涡轮发动机，其具有操作性地互连在空气压缩机和燃气涡轮之间的、根据权利要求1所述的筒形燃烧室。

16.一种用于燃烧具有低热值的液体燃料的筒形燃烧室，该燃烧室包括：

大体圆筒形的壳体，其具有内部、纵向轴线、用于在一个纵向壳体端接收压缩空气的环形入口，其中另一个纵向壳体端封闭；

大体圆筒形的燃烧室衬套，该衬套和壳体限定出用于经壳体的入口接收的压缩空气的、大体环形的流动通路，衬套的内部限定出邻近封闭壳体端的燃烧区和远离封闭壳体端的稀释区；

配置在封闭端的燃料喷嘴组件，喷嘴组件从具有小于约25MJ/kg的热值的液体燃料的源被供给，喷嘴组件构造成提供燃料喷雾；

在压缩空气通路中围绕限定出燃烧区的衬套部分配置的冲击冷却套筒，该套筒具有多个孔口，所述多个孔口被设定尺寸和构造成利用在壳体的入口接收的基本上全部的压缩空气穿过所述套筒来对所述衬套部分的外表面进行冲击冷却；

在衬套中沿周向配置的多个主孔，用于将来自冲击冷却套筒下游的区域的压缩空气的第一部分导入燃烧区中；

在衬套中沿周向配置的多个稀释开口，用于将来自冲击冷却套筒下游的区域的压缩空气的第二部分导入稀释区中，

其中，来自冲击冷却套筒下游的区域的压缩空气的其余部分的至少一部分被引导通过燃料喷嘴组件，用于与所述燃料喷雾混合以提供导入燃烧区中的燃料/空气混合物，

其中，燃料喷嘴组件包括气喷式喷嘴，并且其中，喷嘴组件构造成利用冲击冷却套筒下游的区域和燃烧区之间的压缩空气压差、使用压缩空气的所述其余空气部分的一部分将燃料/空气混合物导入燃烧区中，

其中，燃料喷嘴组件与衬套同轴配置，并且包括绕喷嘴组件的出口沿周向分布的旋流叶片以使用所述其余空气部分的另一部分在被引导的燃料/空气混合物中引起旋流，

其中，衬套的尺寸设定成具有在1.5≤L/D≤2.5范围内的L/D比率，其中L是衬套长度，D是衬套直径。

17.根据权利要求16所述的筒形燃烧室，其中，压缩空气的所述第一部分是总压缩空气质量流量的5-15％。

18.根据权利要求16所述的筒形燃烧室，其中，压缩空气的所述第二部分是总压缩空气质量流量的60-70％。

19.根据权利要求16所述的筒形燃烧室，其中，液体燃料是具有约7MJ/kg的热值的热解油；其中，L/D比率为约1.65。

20.一种燃气涡轮发动机，其具有操作性地互连在空气压缩机和燃气涡轮之间的、根据权利要求16所述的筒形燃烧室。