CN103375262A - 涡轮机系统中具有延迟喷射的过渡管道 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种涡轮机系统中具有延迟喷射的过渡管道。所述过渡管道包括入口、出口以及通道，所述通道在所述入口与所述出口之间延伸并且界定纵向轴、径向轴以及切向轴。所述过渡管道的所述出口沿着所述纵向轴和所述切向轴偏离所述入口。所述通道界定燃烧腔。所述系统进一步包括管道，所述管道为所述喷射流体流过所述过渡管道并流入所述燃烧腔提供流体通道。
Description
关于由联邦政府赞助的研究的声明
本发明受到政府支持，合同编号为DE-FC26-05NT42643，由能源部授予。政府享有本发明的某些权利。
技术领域
本发明大体涉及涡轮机系统，确切地说，涉及涡轮机系统中具有延迟喷射特征的过渡管道。
背景技术
涡轮机系统广泛用于发电等领域中。例如，传统的燃气涡轮机系统包括压缩机部分、燃烧室部分，以及至少一个涡轮部分。压缩机部分经配置以在空气流经压缩机部分时对其进行压缩。随后，空气会从压缩机部分流入燃烧室部分，在燃烧室部分中，空气与燃料混合并燃烧以产生热气流。接着，热气流会提供给涡轮部分，涡轮部分对热气流加以利用，方法是从中提取能量以驱动压缩机、发电机以及其他各种负载。
涡轮机系统的燃烧室部分通常包括用于供燃烧的热气流入一个或多个涡轮部分的管道或导管。近来引入的燃烧室部分包括用于转移热气流的导管，例如，通过使热气流加速和转向来进行转移。例如，已引入用于燃烧室部分的导管，这些导管在使热气纵向流动的同时，还可使气流径向或切向转移，以使气流具有各种角度分量。这些设计拥有诸多优点，包括省去涡轮部分中的第一级喷嘴。以前第一级喷嘴用于转移热气流，在运用了上述导管的设计后，就不再需要这些喷嘴了。省去第一级喷嘴还可以减少相关联的压降，并提高涡轮机系统的效率和功率输出。
各种设计和操作参数都会影响燃烧室部分的设计和操作。例如，燃烧气体温度较高通常会提高燃烧室部分的热力学效率。然而，燃烧气体温度较高也会促发逆燃(flashback)和/或火焰保持(flame holding)条件，在这些条件下，燃烧火焰朝向燃料喷嘴供应的燃料移动，从而可能在相对较短时间内对燃料喷嘴造成严重损坏。此外，燃烧气体温度较高通常会增加双原子氮的分解速率，从而增加氮氧化物(NOX)的产量。相反，燃料流减小和/或部分负载操作(关闭)导致燃烧气体温度较低，这通常会降低燃烧气体的化学反应速率，从而增加一氧化碳和未燃烧的碳氢化合物的产量。在使用如上文所述的用于转移热气流的导管时，要特别关注这些设计和操作参数。
因此，所属领域需要一种用于涡轮机系统的改进的燃烧室部分。具体而言，需要一种用于将喷射流体提供给燃烧室部分的改进系统，其中燃烧室部分使用用于转移热气流的导管。
发明内容
以下说明将部分阐明本发明的各方面和优点，或者，这些方面和优点在说明书中可能是显而易见的，或者通过实践本发明能够推导出。
在一项实施例中，揭示一种用于将喷射流体供应到燃烧室的系统。所述系统包括过渡管道，所述过渡管道包括入口、出口以及通道，所述通道在所述入口与所述出口之间延伸，并且界定纵向轴、径向轴以及切向轴。所述过渡管道的所述出口沿着所述纵向轴和所述切向轴偏离所述入口。所述通道形成燃烧腔。所述系统进一步包括管道，所述管道实现流体连通，以便所述喷射流体流过所述过渡管道并流入所述燃烧腔中。
在另一实施例中，揭示一种用于在涡轮机系统中供应喷射流体的系统。所述系统包括设置成大体环形阵列的多个过渡管道，所述多个过渡管道中的每个过渡管道均包括入口、出口以及通道，所述通道在所述入口与所述出口之间延伸，并且界定纵向轴、径向轴以及切向轴。所述多个过渡管道中每个过渡管道的所述出口沿着所述纵向轴和所述切向轴偏离所述入口。所述多个过渡管道中每个过渡管道的所述通道形成燃烧腔。所述系统进一步包括多个管道，各管道实现流体连通，以便所述喷射流体流过所述多个过渡管道中的一个过渡管道、并流入所述过渡管道的燃烧腔中。
参考以下具体说明和所附权利要求书可以更好地理解本发明的这些以及其他特征、方面和优点。附图并入本说明书中并构成本说明书的一部分，展示了本发明的各项实施例，并与具体说明一起解释本发明的原理。
附图说明
本说明书参考附图，针对所属领域的一般技术人员，完整且可实现地揭示了本发明，包括其最佳模式，其中：
图1为根据本发明的一项实施例的燃气涡轮机系统的示意图；
图2为根据本发明的一项实施例的燃气涡轮机系统的若干部分的截面图；
图3为根据本发明的一项实施例的过渡管道的环形阵列和相关联的冲击套管的透视图；
图4为根据本发明的一项实施例的多个过渡管道和相关联的冲击套管的俯视后部透视图；
图5为根据本发明的另一实施例的多个过渡管道和相关联的冲击套管的俯视后部透视图；
图6为根据本发明的一项实施例的过渡管道和相关联的冲击套管的侧视透视图；
图7为根据本发明的一项实施例的多个过渡管道和相关联的冲击套管的俯视正面透视图；
图8为根据本发明的一项实施例的过渡管道和相关联的冲击套管的截面图；
图9为根据本发明的另一实施例的过渡管道和相关联的冲击套管的截面图；以及
图10为根据本发明的一项实施例的燃气涡轮机系统的涡轮部分的截面图。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的各项实施例，附图中示出了本发明实施例的一个或多个实例。各个实例用以解释本发明而非限制本发明。事实上，所属领域的技术人员容易了解，在不脱离本发明的范围或精神的前提下，可以对本发明作出各种修改和变化。例如，作为一项实施例的一部分进行说明或描述的特征可以用于另一项实施例，从而得到又一项实施例。因此，本发明应涵盖属于所附权利要求书及其等效物的范围内的此类修改和变化。
图1为燃气涡轮机系统10的示意图。应理解，本发明的涡轮机系统10不一定是燃气涡轮机系统10，而是可以为任何合适的涡轮机系统10，例如，蒸汽涡轮机系统或其他合适的系统。燃气涡轮机系统10可以包括：压缩机部分12；燃烧室部分14，所述燃烧室部分可以包括多个燃烧室15，如下文所述；以及涡轮部分16。压缩机部分12和涡轮部分16可以通过轴18进行连接。轴18可以为单轴，或连接在一起形成轴18的多个轴段。轴18可以进一步连接到发电机或其他合适的能量存储装置，或者可以直接连接到电网等。系统10中的排气可以排放到大气中，流到蒸汽涡轮机系统或其他合适的系统，或者通过热回收蒸汽发生器来循环利用。
参考图2，示出了燃气涡轮机系统10的若干部分的简图。图2所示的燃气涡轮机系统10包括压缩机部分12，用以对流过系统10的工作流体加压，所述工作流体通常是加压空气，但可以为任何合适的流体。从压缩机部分12排出的加压工作流体流入燃烧室部分14，所述燃烧室部分14可以包括围绕系统10的轴设置成环形阵列的多个燃烧室15(图2中仅示出了其中的一个)。进入燃烧室部分14的工作流体与诸如天然气或其他合适的液体或气体等燃料进行混合，并燃烧。热燃烧气体从每个燃烧室15流到涡轮部分16，以驱动系统10并发电。
燃气涡轮机10中的燃烧室15可以包括用于混合并燃烧工作流体和燃料的多种部件。例如，燃烧室15可以包括气缸21，例如，压缩机排气缸21。多种套管可以至少部分设置在气缸21中，其中所述套管可以是轴向延伸的环形套管。如图2中所示，套管沿着大体纵向轴98轴向延伸，使得套管的入口与出口轴向对齐。例如，燃烧室衬里22通常可以在内部形成燃烧区域24。工作流体、燃料，以及可选的氧化剂通常可以在燃烧区域24中燃烧。所产生的热燃烧气体可以大体沿着纵向轴98轴向向下游流动，经由燃烧衬里22流入过渡连接件26中，然后大体沿着纵向轴98轴向流动，经由过渡连接件26流入涡轮部分16中。
燃烧室15可以进一步包括一个或多个燃料喷嘴40。燃料可以由一个或多个歧管(未图示)供应给燃料喷嘴40。如上所述，一个或多个燃料喷嘴40可以向燃烧区域24供应燃料，并且根据需要供应工作流体，以进行燃烧。
如图3到图9所示，根据本发明的燃烧室15可以包括一个或多个过渡管道50。本发明的过渡管道50可以用于代替其他燃烧室的各种轴向延伸的套管。例如，过渡管道50可以代替轴向延伸的过渡连接件26，并且根据需要，代替燃烧室15的燃烧室衬里22。因此，过渡管道可以从燃料喷嘴40延伸，或者从燃烧室衬里22延伸。如下所述，与轴向延伸的燃烧室衬里22和过渡连接件26相比，过渡管道50在供工作流体流过并流到涡轮部分16方面可以具有各种优势。
如图所示，多个过渡管道50可以围绕纵向轴90设置成环形阵列。此外，每个过渡管道50可以在一个或多个燃料喷嘴40与涡轮部分16之间延伸。例如，每个过渡管道50可以从燃料喷嘴40延伸到涡轮部分16。因此，工作流体可以大体从燃料喷嘴40经由过渡管道50流到涡轮部分16。在一些实施例中，过渡管道50可以有利地省去涡轮部分中的第一级喷嘴，从而可以减少或消除任何相关联的压力损失，并提高系统10的效率和输出。
每个过渡管道50可以具有入口52、出口54，以及这二者之间的通道56。通道56中形成燃烧腔58，热燃烧气体会流过所述燃烧腔。过渡管道50的入口52和出口54可以具有大体上圆形或椭圆形截面、矩形截面、三角形截面或任何其他合适的多边形截面。此外，应理解，过渡管道50的入口52和出口54无需具有形状类似的截面。例如，在一项实施例中，入口52可以具有大体成圆形的截面，而出口54可以具有大体成矩形的截面。
此外，通道56在入口52与出口54之间可以大体成锥形。例如，在一项示例性实施例中，通道56的至少一部分可以大体上成圆锥形。然而，作为补充或替代，通道56或其任何部分可以具有大体上矩形截面、三角形截面或任何其他合适的多边形截面。应理解，在通道56从相对较大的入口52到相对较小的出口54逐渐变尖的过程中，通道56的截面形状可能会在通道56或其任何部分中发生改变。
多个过渡管道50中的每个过渡管道的出口54可以偏离相应过渡管道50的入口52。本说明书所用的术语“偏离”是指与沿着标识的坐标方向隔开。多个过渡管道50中的每个过渡管道的出口54可以纵向偏离相应过渡管道50的入口52，例如，沿着纵向轴90偏离。
此外，在各示例性实施例中，多个过渡管道50中每个过渡管道的出口54可以沿切线方向偏离相应过渡管道50的入口52，例如，沿着切向轴92偏离。由于多个过渡管道50中每个过渡管道的出口54沿切线方向偏离相应过渡管道50的入口52，因此，过渡管道50可以有利地使用流经过渡管道50的工作流体流的切向分量，以便免去对涡轮部分16中的第一级喷嘴的需要，如下所述。
此外，在各示例性实施例中，多个过渡管道50中每个过渡管道的出口54可以径向偏离相应过渡管道50的入口52，例如，沿着径向轴94偏离。由于多个过渡管道50中每个过渡管道的出口54径向偏离相应过渡管道50的入口52，因此，过渡管道50可以有利地使用流经过渡管道50的工作流体流的径向分量，以便进一步免去对涡轮部分16中的第一级喷嘴的需要，如下所述。
应理解，切向轴92和径向轴94是相对于过渡管道50的环形阵列所界定的圆周而针对每个过渡管道50单独定义的，如图3所示，基于围绕纵向轴90设置成环形阵列的过渡管道50的数目，围绕圆周设置的每个过渡管道50的轴92和94有所不同。
如所述那样，热燃烧气体流经过渡管道50之后，可以从过渡管道50流入涡轮部分16中。如图10所示，根据本发明的涡轮部分16可以包括防护罩102，所述防护罩可以形成热气路径104。防护罩102可以由多个防护罩块106形成。防护罩块106可以设置成一个或多个环形阵列，每个环形阵列均可以形成热气路径104的一部分。
涡轮部分16可以进一步包括多片桨叶112和多个喷嘴114。多片桨叶112和多个喷嘴114中的每一者均可以至少部分设置在热气路径104中。此外，多片桨叶112和多个喷嘴114可以设置成一个或多个环形阵列，每个环形阵列均可以形成热气路径104的一部分。
涡轮部分16可以包括多个涡轮机级。每一级均可以包括设置成环形阵列的多片桨叶112，以及设置成环形阵列的多个喷嘴114。例如，在一项实施例中，涡轮部分16可以具有三个级，如图10所示。例如，涡轮部分16的第一级可以包括第一级喷嘴组件(未图示)和第一级桨叶组件122。喷嘴组件可以包括围绕轴18周向设置和固定的多个喷嘴114。桨叶组件122可以包括围绕轴18周向设置、并连接到轴18的多片桨叶112。然而，在涡轮部分连接到包括多个过渡管道50的燃烧室部分14的各示例性实施例中，第一级喷嘴组件可以省去，从而没有喷嘴设置在第一级桨叶组件122的上游。上游可以相对于流过热气路径104的热燃烧气体流进行定义。
涡轮部分16的第二级可以包括第二级喷嘴组件123和第二级桨叶组件124。包括在喷嘴组件123中的喷嘴114可以围绕轴18周向设置和固定。包括在桨叶组件124中的桨叶112可以围绕轴18周向设置，并连接到轴18。因此，第二级喷嘴组件123沿着热气路径104设置在第一级桨叶组件122与第二级桨叶组件124之间。涡轮部分16的第三级可以包括第三级喷嘴组件125和第三级桨叶组件126。包括在喷嘴组件125中的喷嘴114可以围绕轴18周向设置和固定。包括在桨叶组件126中的桨叶112可以围绕轴18周向设置，并连接到轴18。因此，第三级喷嘴组件125沿着热气路径104设置在第二级桨叶组件124与第三级桨叶组件126之间。
应理解，涡轮部分16并不限于三个级，事实上，任意数目个级均在本发明的范围和精神内。
每个过渡管道50可以与一个或多个相邻的过渡管道50接合。例如，过渡管道50可以包括一个或多个接触面130，所述接触面可以位于过渡管道50的出口中。接触面130可以接触相邻过渡管道50的相关联接触面130，如图所示，以便在过渡管道50之间实现接合。
此外，相邻的过渡管道50可以组合，以便形成翼片的多个表面。这些多个表面可以转移过渡管道50中的热气流，从而可以免去对第一级喷嘴的需要，如上所述。例如，如图6和图7所示，过渡管道50的通道56的内表面可以形成压力侧132，而相邻过渡管道50的通道56的相对内表面可以形成吸入侧134。当相邻的过渡管道50，例如，它们的接触面130彼此接合(interface with each other)时，压力侧132和吸入侧134可以组合，以便形成后缘136。
如图4到图9所示，在各示例性实施例中，导流套管140可以周向环绕过渡管道50的至少一部分。周向环绕过渡管道50的导流套管140之间可以形成环形通道142。压缩的工作流体可以从气缸21流过环形通道142，以便对过渡管道50进行对流冷却，然后再反方向流过燃料喷嘴40、并流入过渡管道50中。此外，在一些实施例中，导流套管140可以为冲击套管。在这些实施例中，冲击孔144可以设在套管140中，如图所示。压缩的工作流体可以从气缸21流过冲击孔144并冲击过渡管道50，然后再流过环形通道142，从而对过渡管道进行额外的冲击冷却。
每个导流套管140可以具有入口152、出口154，以及这二者之间的通道156。每个导流套管140可以在一个或多个燃料喷嘴40与涡轮部分16之间延伸，从而环绕相关联的过渡管道50的至少一部分。因此，类似于过渡管道50，如上文所述，多个导流套管140中每个导流套管的出口154可以纵向、径向和/或沿切线方向偏离相应导流套管140的入口152。
如图4到图9所示，每个燃烧室15可以进一步包括一个或多个延迟喷射器或管道160。在一些实施例中，一个或多个管道160可以围绕每个过渡管道50及其燃烧腔58、以及相关联的导流套管140周向布置。管道160位于燃料喷嘴40的下游。每个管道160可以与相关联的过渡管道50的燃烧腔58流体连通。因此，管道160可以实现流体连通，以便喷射流体流过相关联的导流套管140和过渡管道50，例如，流过通道156和通道156的壁，并且流入燃烧腔58中。因此，管道160可以使喷射流体延迟喷射到燃烧腔58中。
喷射流体可以包括燃料，且根据需要，包括工作流体。在一些实施例中，喷射流体可以为燃料和工作流体的贫混合物，因此，可以作为延迟贫喷射。在其他实施例中，喷射流体可以只为燃料而没有任何工作流体，或者可以为燃料和工作流体的另一合适的混合物。
如图8和图9所示，在一些实施例中，每个管道160可以具有入口162、出口164，以及这二者之间的通道166。通道166中形成腔168。管道162的入口162可以与气缸21流体连通。因此，离开压缩机部分12的压缩的工作流体的一部分可以从气缸21的内部经由管道160的入口162并且经过管道160流到腔168中，以与燃料混合，产生喷射流体。
在各示例性实施例中，一个或多个燃料管170可以设在管道160中。例如，燃料管170可以围绕管道160周向布置，如图所示。每个燃料管170可以实现流体连通，以便燃料经由燃料管170流入管道160中。在管道160包括允许管道中存在工作流体的入口162的实施例中，燃料和工作流体可以在腔168中混合，以产生喷射流体。在其他实施例中，管道160可以不包括入口162，而且没有工作流体可以流入管道160中。在这些实施例中，喷射流体可以包括燃料，其中不包括这种压缩的工作流体。
如图所示，一个或多个燃料口172可以与每个管道160流体连通。例如，每个燃料口172可以通过燃料管170与管道160及其腔168流体连通。燃料可以从燃料源174经由每个燃料口172进行供应，并且从燃料口172经由燃料管170供应到腔168中。
每个管道160的腔168中产生的喷射流体可以从每个管道160流到或喷射到燃烧腔58中。通过在燃料喷嘴40的下游，且因此在最初燃烧位置的下游喷射所述喷射流体，这种喷射造成额外的燃烧，从而使燃烧气体温度升高、并且提高燃烧室15的热力学效率。因此，在增加燃烧气体温度方面，将管道160添加到此类燃料室是有效的，而同时不会相应地增加NOX的产量。此外，使用此类管道160对于使用过渡管道50的燃烧室15而言尤其有利。
每个管道160的出口164可以沿着燃料喷嘴40下游的过渡管道50在任何合适的位置排出喷射流体。例如，在一些实施例中，如图4所示，一个或多个管道160可以位于排到过渡管道50的后部中的出口164中，和/或可以具有该出口。例如，所述后部可以为过渡管道50的长度的后面50％或25％，这是从过渡管道的出口54大体沿着纵向轴90测量得到的。在其他实施例中，如图5所示，一个或多个管道160可以位于排到过渡管道50的前部中的出口164中，和/或可以具有该出口。例如，所述前部可以为过渡管道50的长度的前面50％或25％，这是从过渡管道的入口52大体沿着纵向轴90测量得到的。此外，在一些示例性实施例中，如图6和图7所示，出口164可以设在由相邻过渡管道50的内表面形成的后缘136中。在其他实施例中，出口164可以设在压力侧132或吸入侧134中。鉴于过渡管道50的后缘136以及压力侧132和吸入侧134相对于燃料喷嘴40以及相对于涡轮部分16的位置，这些实施例在提供延迟喷射益处方面可能尤其有利。然而，在其他实施例中，出口164可以设在过渡管道50的通道56的内表面中燃料喷嘴40下游的任何合适的位置。
如所述那样，根据本发明的管道160可以延伸穿过相关联的过渡连接件50及其通道56，以及相关联的导流套管140及其通道156。在一些实施例中，如图8所示，管道160可以安装到过渡连接件50。例如，管道160可以如图所示焊接到通道56，或者采用机械方式紧固到或以其他方式安装到所述通道。在其他实施例中，如图9所示，管道160可以安装到导流套管140。例如，管道160可以如图所示焊接到通道156，或者采用机械方式紧固到或以其他方式安装到所述通道。在其他一些实施例中，管道160通常可以采用其他方式安装到燃烧室部分14或涡轮机系统10的任何合适的部件。
本说明书使用了多个实例来揭示本发明，包括最佳模式，同时也让所属领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制造并使用任何装置或系统，以及实施所涵盖的任何方法。本发明的保护范围由权利要求书界定，并可以包括所属领域的技术人员想出的其他实例。如果其他此类实例的结构要素与权利要求书的字面意义相同，或者如果此类实例包括的等效结构要素与权利要求书的字面意义无实质差别，则此类实例也应在权利要求书的范围内。
Claims (20)
1.一种用于将喷射流体供应到燃烧室的系统，其包括：
过渡管道，所述过渡管道包括入口、出口以及通道，所述通道在所述入口与所述出口之间延伸并且界定纵向轴、径向轴以及切向轴，所述过渡管道的所述出口沿着所述纵向轴和所述切向轴偏离所述入口，所述通道界定燃烧腔；以及
管道，所述管道为所述喷射流体流过所述过渡管道并流入所述燃烧腔提供流体连通。
2.根据权利要求1所述的系统，其进一步包括燃料管，所述燃料管为燃料流入所述管道提供流体连通。
3.根据权利要求2所述的系统，其进一步包括通过所述燃料管与所述管道流体连通的燃料口。
4.根据权利要求1所述的系统，其中所述管道的入口与环绕所述过渡管道的气缸流体连通，以使工作流体流入所述管道中。
5.根据权利要求1所述的系统，其进一步包括周向环绕所述过渡管道至少一部分的导流套管，而且其中所述管道进一步为所述喷射流体经过所述导流套管提供流体连通。
6.根据权利要求5所述的系统，其中所述导流套管为冲击套管。
7.根据权利要求1所述的系统，其中所述过渡管道的内表面至少部分界定后缘，而且其中所述管道的出口设在所述后缘中。
8.根据权利要求1所述的系统，其中所述过渡管道的所述出口进一步沿着所述径向轴偏离所述入口。
9.根据权利要求1所述的系统，其进一步包括与所述过渡管道连通的涡轮部分，所述涡轮部分包括第一级桨叶组件。
10.根据权利要求9所述的系统，其中没有喷嘴设置在所述第一级桨叶组件的上游。
11.一种用于在涡轮机系统中供应喷射流体的系统，其包括：
设置成大体环形阵列的多个过渡管道，所述多个过渡管道中的每个过渡管道包括入口、出口以及通道，所述通道在所述入口与所述出口之间延伸并且界定纵向轴、径向轴以及切向轴，所述过渡管道的所述出口沿着所述纵向轴和所述切向轴偏离所述入口，所述多个过渡管道中每个过渡管道的所述通道界定燃烧腔；以及
多个管道，每个管道为所述喷射流体流过所述多个过渡管道中的一个过渡管道、并流入所述过渡管道的所述燃烧腔提供流体连通。
12.根据权利要求11所述的系统，其进一步包括燃料管，所述燃料管为燃料流入所述多个管道中的每个管道提供流体连通。
13.根据权利要求12所述的系统，其进一步包括通过每个燃料管与所述多个管道中的每个管道流体连通的燃料口。
14.根据权利要求11所述的系统，其中所述多个管道中每个管道的入口与环绕所述过渡管道的气缸流体连通，以使工作流体流入所述管道中。
15.根据权利要求11所述的系统，其进一步包括多个导流套管，每个导流套管均周向环绕所述多个过渡管道中的一个的至少一部分，而且其中所述多个管道中的每个管道进一步为所述喷射流体经过所述多个导流套管中的一个提供流体连通。
16.根据权利要求15所述的系统，其中所述多个导流套管中的每个导流套管为冲击套管。
17.根据权利要求11所述的系统，其中所述多个过渡管道中的每个过渡管道的内表面至少部分界定后缘，而且其中所述多个管道中的每个管道的出口设在所述多个过渡管道之一的所述后缘中。
18.根据权利要求11所述的系统，其中所述多个过渡管道中的每个过渡管道的所述出口进一步沿着所述径向轴偏离所述过渡管道的所述入口。
19.根据权利要求11所述的系统，其进一步包括与所述多个过渡管道连通的涡轮部分，所述涡轮部分包括多个第一级桨叶组件。
20.根据权利要求19所述的系统，其中没有喷嘴设置在所述第一级桨叶组件的上游。
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