CN103672964A - 利用预混燃烧器抑制燃烧驱动压力波动的系统和方法 - Google Patents

利用预混燃烧器抑制燃烧驱动压力波动的系统和方法 Download PDF

Info

Publication number
CN103672964A
CN103672964A CN201310401874.3A CN201310401874A CN103672964A CN 103672964 A CN103672964 A CN 103672964A CN 201310401874 A CN201310401874 A CN 201310401874A CN 103672964 A CN103672964 A CN 103672964A
Authority
CN
China
Prior art keywords
burner
fuel
nozzles
combustion chamber
tau
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
CN201310401874.3A
Other languages
English (en)
Inventor
G.A.博德曼
R.J.基拉
M.A.哈德利
J.F.麦康瑙海
S.L.克罗瑟斯
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 CN103672964A publication Critical patent/CN103672964A/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
    • F23R3/28—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
    • 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
    • F23R2900/00014—Reducing thermo-acoustic vibrations by passive means, e.g. by Helmholtz resonators
    • 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
    • F23R2900/03043—Convection cooled combustion chamber walls with means for guiding the cooling air flow
    • 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
    • F23R2900/03045—Convection cooled combustion chamber walls provided with turbolators or means for creating turbulences to increase cooling

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)

Abstract

本发明涉及利用预混燃烧器抑制燃烧驱动压力波动的系统和方法。具体而言，一种具有燃烧室的燃烧器设有外部流套筒以及围绕燃烧室的燃烧器衬套。多个流通道设置在燃烧器衬套上，并且多个喷嘴设置在流通道上的预定位置处。喷嘴的位置被选择成对喷射通过喷嘴的燃料提供不同的混合时间。

Description

利用预混燃烧器抑制燃烧驱动压力波动的系统和方法
技术领域
本文所公开的主题大体涉及燃气涡轮燃烧器，并且更特定而言涉及具有多个预混时间的预混燃烧器。
背景技术
燃气涡轮利用压缩机来压缩与燃料混合并导引至燃烧器的空气。混合物在燃烧器中的燃烧室内被点燃，热燃烧气体从燃烧器产生。燃烧气体被传送至涡轮，涡轮从燃烧气体提取能量以用于给压缩机提供动力，以及产生有用功以向诸如发电机的负载提供动力。
常规燃烧器通常包括燃烧器壳体、衬套、顶盖罩(dome)、燃料喷射器和点火器。燃烧器壳体操作为容纳燃烧器内的高压的压力容器。衬套包封燃烧区且可用于管理进入燃烧区的各种气流。顶盖罩是主空气在其进入燃烧区时流动通过的构件。旋流器可与顶盖罩关联使用。顶盖罩和旋流器提供在流中产生湍流以混合空气和燃料的功能。旋流器可通过迫使其中一些燃烧产物回流来形成湍流。
燃烧器被设计成首先混合并点燃空气或氧化流体和燃料，且然后混入更多的空气以完成燃烧过程。氧化流体可为诸如空气的氧化剂，或者氧化剂与稀释剂(例如水、蒸汽、氮或用来稀释氧化剂的其他惰性物质)的混合物。燃烧器的设计标准包括许多因素，例如火焰的遏制、均匀的出口温度分布、操作范围和环境排放。这些因素影响涡轮可靠性和动力设备经济性。
在燃气涡轮燃烧的操作期间，当系统的一个或多个声学模式被燃烧过程激励时可出现不稳定性。激励的声学模式可导致系统性质(例如速度、温度和压力)和过程(例如反应速率或传热速率)的周期振荡。
燃烧不稳定性可由火焰灵敏度到声学扰动导致。该扰动扰乱火焰，造成热释放波动，这继而产生反射离开燃烧器表面且重新冲击到火焰上的声波，造成额外的热释放振荡。在一些情况下，可形成自激励反馈周期。这种反馈循环导致带有较大幅度的振荡。
燃烧不稳定性的另一来源可为预混燃烧器中的燃料/空气比的振荡。预混器中的压力波动可造成跨燃料喷射器的振荡压降，导致燃料到燃烧器的振荡传送。这些在反馈回路中造成进一步的流扰动和压力扰动。当振荡频率f和在燃料包被注入预混器的时间与在火焰处燃烧之间的延迟(预混时间或Tau)的乘积处于一定范围的值内时，该机制可为自激励的。Tau是预混器中的空气速度和预混器长度的函数。
燃烧驱动的振荡负面地影响燃气涡轮构件的寿命，这可导致更频繁的停机和涡轮功率输出的降额。此外，燃烧驱动的振荡还可导致污染物排放(例如NOx和CO)的增加。常规燃烧器在其操作范围内呈现出破坏燃烧驱动的振荡，并且对燃料喷射压力比(修改的沃泊)、燃烧器负载和入口条件敏感。
发明内容
根据一个示例性的非限制性实施例，本发明涉及一种燃烧器，其具有：带有纵向轴线的燃烧室；外部流套筒；以及围绕燃烧室并联接至外部流套筒的燃烧器衬套。燃烧器衬套包括多个流通道。燃烧器还包括多个喷嘴。多个流通道中的至少一些具有设置在预定位置处的多个喷嘴中的至少一个。预定位置被选择成在多个喷嘴中的一些与燃烧室之间提供不同的流路长度。
在另一实施例中，提供了一种带有燃烧器的燃气涡轮。燃烧器包括：具有纵向轴线的燃烧室；外部流套筒；以及围绕燃烧室并联接至外部流套筒的燃烧器衬套。燃烧器衬套和外部流套筒形成多个流通道。提供了多个喷嘴。多个流通道中的至少一些具有设置成在多个喷嘴中的一些与燃烧室之间提供不同流路长度的该多个喷嘴中的至少一个。
在另一实施例中，提供了一种抑制燃烧器动态的方法。该方法包括将氧化流体提供至形成于燃烧器衬套上的多个通道。该方法还包括：将燃料喷射到多个通道中的至少一些中，以产生多个燃料和氧化流体流，燃料在预定位置处喷射以在预定位置与燃烧室之间提供不同的流路长度。该方法还包括使多个燃料和氧化流体流中的每一个在燃烧室中燃烧。
在另一实施例中，一种用于燃烧器的衬套在燃烧器中被设置在燃烧室和衬套之间，该衬套包括具有多个流通道的组件。
根据一方面，本发明提供了一种燃烧器，其包括：燃烧室；外部流套筒；燃烧器衬套，其围绕燃烧室且联接至外部流套筒；与燃烧器衬套相关联的多个流通道；多个喷嘴。其中，多个流通道中的至少一些具有设置在预定位置处的多个喷嘴中的至少一个，其中预定位置被选择成在多个喷嘴中的一些与燃烧室之间提供不同的流路长度。
优选地，燃烧器衬套包括突起螺旋翅片的阵列。
优选地，多个流通道形成于燃烧器衬套上。
优选地，多个喷嘴包括至少三个喷嘴。
优选地，多个流通道适于传送流体流，并且多个喷嘴适于喷射燃料。
优选地，多个流通道被分成至少两个部段，至少两个部段中的每一个从多个喷嘴中的至少一个独立地接收燃料。
优选地，燃烧器具有纵向轴线，并且还包括顶盖罩组件，顶盖罩组件包括沿燃烧室的纵向轴线喷射燃料和氧化流体的混合物的喷嘴。
优选地，燃烧器还包括与外部流套筒相邻设置的至少一个阻尼器。
根据另一方面，本发明提供了一种燃气涡轮，其包括燃烧器，该燃烧器包括：燃烧室；外部流套筒；燃烧器衬套，其围绕燃烧室且联接至外部流套筒，燃烧器衬套和外部流套筒形成多个流通道；多个喷嘴。其中，多个流通道中的至少两个具有设置在其中的多个喷嘴中的至少一个，以在多个喷嘴中的一些与燃烧室之间提供不同的流路长度。
优选地，多个流通道由燃烧器衬套上的突起螺旋翅片的阵列形成。
优选地，燃烧室具有纵向轴线，并且还包括顶盖罩组件，顶盖罩组件具有沿燃烧室的纵向轴线喷射燃料和氧化流体的混合物的中心喷嘴。
优选地，中心喷嘴具有多个具有不同长度的喷射通道。
优选地，燃气涡轮还包括与中心喷嘴相邻设置的至少一个液体燃料喷嘴。
优选地，多个流通道被分成至少两个部段，至少两个部段中的每一个独立地接收燃料。
根据又一方面，本发明提供了一种抑制燃烧器动态的方法，其包括：将氧化流体提供至形成于燃烧器衬套上的多个通道；将燃料喷射到多个通道中的至少两个中，以产生多个燃料和氧化流体流，燃料在预定位置处喷射以在预定位置与燃烧室之间提供不同的流路长度；以及使多个燃料和氧化流体流中的每一个在燃烧室中燃烧。
优选地，将燃料喷射到多个通道中的至少一些中包括将燃料喷射到流动通过多个通道中的每一个的氧化流体流中。
优选地，多个通道由燃烧器衬套上的螺旋突起形成。
优选地，该方法还包括沿燃烧室的纵向轴线通过中心喷嘴喷射氧化流体和燃料混合物。
优选地，该方法还包括利用阻尼器减弱高频振荡。
优选地，预定位置包括至少三个位置。
根据再一方面，本发明提供了一种用于燃烧器的衬套，其包括具有多个流通道的组件，多个流通道在燃烧器中设置在燃烧室与套筒之间。
优选地，多个流通道包括突起螺旋翅片的阵列。
优选地，衬套还包括多个喷嘴，多个喷嘴中的至少两个设置在多个流通道中的至少两个上的预定位置处。
优选地，预定位置在多个喷嘴中的至少两个与燃烧室之间提供不同的流路长度。
优选地，流通道一体地形成于衬套上。
从下面结合附图对优选实施例的更详细描述，本发明的其它特征和优点将显而易见，附图以示例方式示出本发明的某些方面的原理。
附图说明
图1是跨过多Tau燃烧器的实施例的纵向轴线的截面。
图2是用于多Tau燃烧器中的带翅片衬套的示意图。
图3是跨过多Tau燃烧器的实施例的纵向轴线的截面。
图4是示出多Tau燃烧器的实施例的频率和幅度性能的图。
图5是示出多Tau燃烧器的不同说明性实施例的频率和幅度性能的图。
图6是显示不同喷嘴的位置的带翅片衬套的平面映射。
图7是按喷射器喷嘴的位置区分的预混时间的散点图。
图8是通过多Tau燃烧器的实施例实施的方法的流程图。
图9是燃气涡轮系统的示意图。
附图标记：
11 多Tau燃烧器
13 燃烧器壳体
15 端盖组件
17 流套筒
19 带翅片衬套
20 燃烧室
21 顶盖罩组件
23 中心体筒(center body cartridge)
25 传感器
27 中心体构件
29 开口(在中心体筒上)
30 穿孔板(用于冷却)
31 中心喷嘴组件(带有凹形壁的截头圆锥形部件)
33 第一外部顶盖罩元件(环面)
34 第二外部顶盖罩元件
35 主喷射通道
37 主喷射通道(多tau)
39 主燃料源
41 主喷嘴歧管
43 旋流器
44 泻流冷却孔
45 喷射器
47 喷射器燃料歧管
49 喷射器燃料源
51 空气开口
52 冲击孔
53 谐振器(阻尼器)
55 翅片
56 流通道
57 销
60 主倾泄(dump)区
61 过渡件
62 涡轮
63 环形套筒
68 液体燃料喷射器
69 液体燃料回路
70 液体燃料导正筒(pilot)
71 针对6个tau的中间幅度
73 针对12个tau的中间幅度
75 针对24个tau的中间幅度
81 抑制燃烧器动态的方法
83 步骤83，氧化流体可提供至多个流通道56
85 步骤85，将燃料喷射到多个流通道中的至少两个中
87 步骤87，可使多个燃料和氧化流体流燃烧
101 燃气涡轮系统
102 压缩机
104 多Tau燃烧器
106 涡轮
108 控制系统
110 入口管道
112 入口导叶
114 排气管道
115 发电机
116 带翅片衬套
118 中心喷嘴组件
120 喷射器
122 燃料控制系统
124 主燃料供应
126 次燃料供应。
具体实施方式
在图1中示出包括燃烧器壳体13和端盖组件15的多Tau燃烧器11。在燃烧器壳体13内设置有流套筒17，其可为大致圆柱形的。以下更详细描述的带翅片衬套19被插入流套筒17内。带翅片衬套19和端盖组件15一起限定燃烧室20。
顶盖罩组件21与端盖组件15相邻。顶盖罩组件21可包括设置成通过端盖组件15的中心体筒23。中心体筒23是中空的，并且可包括一个或多个传感器25以及其他中心体构件27(例如点火器、吹焰器、液体燃料导正筒、小的高频(HF)谐振器或各种反馈传感器)。可选择最好地支持特定任务或产品配置的特定选项，例如仅仅气体或双燃料。中心体筒23包括开口29，其允许氧化流体进入中心体筒23的内部。氧化流体可为氧化剂(例如空气)或者氧化剂与稀释剂(例如水、蒸汽、氮或用于稀释氧化剂的其它惰性物质)的混合物。穿孔板30可设置在中心体筒中，以支撑传感器25和中心体构件27并为传感器25和中心体构件27提供冷却。
顶盖罩组件21还可包括中心喷嘴组件31，其可为带有凹形表面的截头圆锥形部件。第一外部顶盖罩元件33和第二外部顶盖罩元件34围绕中心喷嘴组件，其可为半环面形的形状。中心喷嘴组件31可具有一个或多个主喷射通道，例如主喷射通道35和37，其可具有不同的长度。中心喷嘴组件31供应有燃料，该燃料从主燃料源39通过端盖组件15进到主喷嘴歧管41中。旋流器43可与顶盖罩组件21一起提供。顶盖罩组件21和旋流器43在流中产生湍流以迅速混合氧化流体与燃料。旋流器43迫使其中一些燃烧产物回流，产生高湍流。在一个实施例中，大部分氧化流体沿径向流动至中心喷嘴组件31。旋流器43使用导叶或槽(未示出)赋予流一些旋流(切向速度)。赋予给流动通过中心喷嘴组件31的氧化流体的旋流角(导叶或槽的角度)可在大约-60°和+60°之间，其中负值将与主要倾泄旋流相反(0°将为无旋流)。在一个实施例中，离开旋流可为大约+45°。可在赋予旋流之前、期间和之后将燃料喷射到氧化流体流中。顶盖罩组件21可设置有多个泻流冷却孔44。泻流冷却孔44提供一层冷却流体至燃烧室20的内表面。
诸如喷射器45的多个(至少两个)喷嘴可设置在流套筒17上，流套筒17联接至流套筒17上的喷射器燃料歧管47。喷射器燃料歧管47供应有从喷射器燃料源49传送通过端盖组件15的燃料。在一个实施例中，喷射器燃料源49可为形成于端盖组件15中的环，其在流套筒17上具有多个喷射器燃料歧管47。开口51可形成于流套筒17上以提供氧化流体至中心体筒23。在一个实施例中，可提供多于一个开口51。谐振器(阻尼器)53可在第一外部顶盖罩元件33和第二外部顶盖罩元件34之间与流套筒17相邻设置。谐振器53可为环形的形状，带有或不带有挡板或其他形式的体积分隔器。顶盖罩组件21和带翅片衬套19限定主倾泄区60，在此，来自流通道56的燃料和氧化流体混合物被传送和混合。谐振器53可由相对于主倾泄区60在特定位置提供给顶盖罩组件21的冷却流体(通常为氧化流体)吹扫。
第一外部顶盖罩元件33和中心体筒23的尺寸可取决于所期望的结果而变化。例如，较长的第一外部顶盖罩元件33和中心体筒23将提供较长的平均预混时间(平均Tau)。较长的第一外部顶盖罩元件33和中心体筒23还将提供与通过流套筒17提供的氧化流体和燃料混合物的更大独立性。较短的第一外部顶盖罩元件33将具有较少的材料来冷却并将提供较短的平均预混时间。在一个实施例中，第一外部顶盖罩元件33靠近主倾泄区60终止。
带翅片衬套19(也在图2中示出)可设置有多个翅片55，其限定多个流通道56。在一个实施例中，翅片55可为螺旋形且均匀间隔开。带翅片衬套19和流套筒17形成具有螺旋几何形状的单独流通道56(螺旋流通道)的阵列。带翅片衬套19可通过合适的附连装置(例如销57)固定至流套筒17。
虽然在前述实施例中翅片55被示出为螺旋形翅片，但是可构思其他几何构造，并且可包括配置为直通道、迷宫通道等的流通道56。
多Tau燃烧器11设置有衬套延伸部或过渡件61，其将高压燃烧废气(如虚线箭头所示)传送至涡轮62。可提供环形套筒63以引导压缩机排出流体(如实线箭头所示)，以冷却过渡件61并将氧化流体引导到流通道56中。
在多Tau燃烧器11的操作期间，来自压缩机(未示出)的压缩氧化流体在燃烧器壳体13和流套筒17之间传送通过开口51。氧化流体的第一部分被传送经过在第二外部顶盖罩元件34上形成的多个冲击孔52，并且被用于冷却顶盖罩组件21。氧化流体的第二部分被传送至中心体筒23。氧化流体的第一部分中的一些被传送至谐振器53并用来吹扫谐振器53。氧化流体的第一部分的其余部分供给中心喷嘴组件31的旋流器43。
来自主燃料源39的燃料流入中心喷嘴组件31中并通过主喷射通道35和37喷射到燃烧室20中。如图1中所示，主喷射通道35和37沿主喷射歧管41的半径设置在不同位置处，由此为氧化流体和燃料混合物提供不同的预混时间。
来自喷射器燃料源49的燃料通过多个喷射器45传送至喷射器燃料歧管47并进入形成于带翅片衬套19中的流通道56中。燃料与氧化流体混合并产生氧化流体和燃料混合物流。翅片设计允许每个通道独立的空气和燃料混合物流。多个喷射器45中的每一个设置在相应流通道56上的预定位置处。喷射器45的位置被选择成为多个空气和燃料混合物流中的至少一些提供不同的预混时间并促进在基本路径长度距离(例如5至40英寸)上的混合。在该实施例中，流通道56均具有相同的入口平面和出口倾泄平面。燃料沿流通道56的路径喷射的喷射器45的位置决定了喷射器45与燃烧室20之间的流路长度。流路长度决定预混时间(Tau)，其被限定为从燃料在预混器中喷射之处到燃料在多Tau燃烧器11中燃烧之处的时间。
在一个实施例中，每个流通道56可具有其自身特定的预混时间(Tau)，因此，例如，带有二十四个导叶的多Tau燃烧器11可在相对较大范围(例如3至15毫秒)上具有二十四个(或更多)不同的Tau。最小的Tau将由预混质量限制，而最大的Tau可由自动点火时间(燃料特定)或包络尺寸约束限制。在对应于特定Tau的位置处的给定流通道56内，利用一个或多个喷射器45将气体燃料从流套筒17的内壁喷射到流通道56中。喷射器45可从流套筒17的壁沿径向向内(以复合角度)悬置到流通道56中，同时与特定燃料气室(例如喷射器燃料源)49连通。喷射器45可为带有多个喷射孔、多个突入通道中的渐缩管或多个平壁孔口的翼型件。在一个实施例中，燃料喷射器45将不在结构上附连至带翅片衬套19或翅片55。然而，带翅片衬套19将在后端附近的多个位置处在结构上固定到流套筒17上。
带翅片衬套19通过增加传热冷却面积(翅片冷却)和通过使流通道56中的冷却流连续加速而提供增强冷却能力的额外功能。更大的传热面积(冷侧)和/或更大的流加速意味着带翅片衬套19的更大冷却和因此对于给定热通量的较低温度。
在一个实施例中，翅片55将纯轴向环形管道流(沿向前方向、朝向端盖组件15或头端)的一部分转换为螺旋流，使得该流离开流通道56进入带有旋流构件的主倾泄区60。螺距是可变化以改变整体混合长度或离开旋流强度的设计参数。大体而言，螺距可设定为使得离开流(旋流速度分量)关于燃烧器对称轴转向从0°(无旋流)至大约65°(非常高的旋流)的任意位置。在该实施例中，间距设定为使得离开流在大约35°和55°之间(标称地45°)转向。此外，在另一实施例中，螺距可沿带翅片衬套19的长度变化，以影响Tau值和/或沿预混路径的混合质量。
在流通道56的出口处，旋流倾泄到由顶盖罩组件21形成的主倾泄区60中，其迫使该流沿径向向内加速。旋流的强劲向内加速进一步混合反应物，并且准备流以用于膨胀和强劲稳定的环面回流。燃烧室20的燃烧区域通过中心喷嘴组件31的独立燃料供应而进一步稳定，中心喷嘴组件31适应并引导主反应。
大多数剩余空气(即，旁通流通道56的燃烧空气)被用于冷却顶盖罩组件21(经由冲击和泻流冷却)，使用中心喷嘴组件31与来自主燃料源39的燃料预混合并燃烧，吹扫谐振器53的腔体，辅助液体燃料雾化，和/或冷却中心体筒23和传感器25以及中心体构件27。超过四分之三的“旁通空气”在其被用于中心喷嘴组件31中的泻流冷却、吹扫和预混合之前首先冲击冷却顶盖罩组件21。
中心喷嘴组件31收集使用过的顶盖罩冷却冲击空气(其在燃烧空气的15％和20％之间)并使其打旋，同时将气体燃料喷射和混合到其中。旋流反应物膨胀到多Tau燃烧器11中，形成稳定的中心回流区。中心喷嘴组件31被提供有来自主燃料源39的燃料，并且点火、加速和低负载操作主要依赖于它。在点火时，多Tau燃烧器11可被设计为具有多Tau燃烧器11的接近100％的总燃料流。在基本负载附近(同时NOx排放合规)，燃料流将小于约15％。中心喷嘴组件31给予多Tau燃烧器11灵活性以覆盖整个速度-负载空间。
图3示出了适合用于液体燃料操作的多Tau燃烧器11，并且显示了带有液体燃料喷射器68以用于双燃料选项实施例的顶盖罩组件21的部段。针对液体燃料操作，一个或多个液体燃料喷射器68可设置成与顶盖罩组件21相邻，远离顶盖罩组件21喷射液体燃料且到向前流动(朝向顶盖罩组件21)的螺旋涡旋空气流中(在它们进入主倾泄区60中时)。(多个)液体燃料喷射器68可为一些不同雾化器类型中的任何一种，以喷射液体，例如普通射流、射流旋流、风扇喷射、单形、预膜喷气等。类似于气体燃料情形，(多个)液体燃料喷射器68可一起组合成子组并由呈多种配置的一个或多个主液体燃料回路供应。在一个实施例中，八个液体燃料喷射器68(通过端盖组件15后加载)可由液体燃料回路69均匀地供应。独立的液体燃料导正筒70可位于中心体筒23中。点火和无负载操作可依赖于液体燃料导正筒70。作为发动机转速、负载或两者的函数，可在操作期间主动地控制和调制液体燃料导正筒70和主液体燃料回路69。
图4是示出多Tau对燃烧驱动振荡的影响的图。该图展示了比较由双线表示的单个Tau(例如在2.6+、5绕1头端配置中)与由实线表示的24个不同Tau的激励结果，每个Tau均匀地间隔开，对于所有Tau保守地假设构造耦合。每个Tau与特定频率成反比，Tau -µ C/f。在单个Tau的情况下，来自全部六个喷嘴的所有波动能量在特定频率处(或小频率范围，假设其中有一些小的细微变化)集中。利用多个Tau情况下的多次预混，热释放(能量)的变化跨许多频率分布，并且没有单个燃烧器频率供给有用以明显激励振荡的足够热释放变化。因此，没有单个频率被允许主导且能量在许多频率上传播，均在相对低的幅度下。使用多个Tau的结果类似于低幅度无定形白噪声。
图5比较了不同数量的Tau的结果。从顶部到底部的三张图分别示出具有六个、十二个和二十四个Tau的结果，并且显示出各Tau的数量越大，幅度响应越平坦。对于流动通过流通道56的每个燃料空气流而言，Tau部分地是针对该特定流通道56的喷射器45的位置的函数。使热释放在许多Tau上传播以接近白噪声情形，至少减弱至较低频率(例如80到1000Hz)，其通常与燃烧器的特性体积和长度结合特定热力学/流体动力学边界条件和激励机制相关联。持续的任何更高的频率(例如>1000赫兹，与径向或横向模式相关联)由谐振器53减弱，谐振器53策略性地放置在主倾泄区域60中及周围，平均热释放实际发生在那里。
当至少两个流通道56设置有以提供至少两个Tau的方式设置的喷射器45时，或者备选地，当至少六个流通道56设置为具有以提供至少六个预混时间(Tau)的方式设置的喷射器45时；或者备选地，当至少十二个流通道56设置有以提供至少十二个预混时间的方式设置的至少十二个喷射器45时；或者备选地，当至少二十四个流通道56设置有以提供至少二十四个预混时间的方式设置的至少二十四个喷射器45时，可减少燃烧驱动的动态。通过沿流通道56在不同位置处放置喷射器45以及通过改变到燃烧室20的距离而改变燃料空气混合物沿流通道56的行进路径的长度，从而可调整预混时间。通过在多个位置处将燃料喷射到空气流中以产生多个空气燃料混合物的流，从而实现改进。每个喷射器45的位置被选择成为空气燃料混合物流中的至少一些提供不同的预混时间。
不同流通道56的燃料喷射可一起组合成各种子组。图6示出一种布置，其中二十四(24)个流通道56被分组成六(6)个群组，每个群组具有四(4)个流通道56，并且每个均由喷射器45供给。螺旋阵列被平坦地映射到平面上以用于说明目的。使用流套筒17和端盖组件15(在图1中显示)来分隔母燃料流，每个子组(子)可由具体燃料回路(例如A、B等)供给。这允许独立的子组燃料分级。作为速度或负载的函数，回路之间的燃料分流可被改变或调制。在该实施例中，子组由两个大小相等的预混回路(A和B)供给。在图6中的示例中，由预混回路A和预混回路B供应燃料的子组交替，围绕多Tau燃烧器11的外周。通过使预混回路交替，可获得交替的由预混回路A供应燃料的3个四通道分组以及由预混回路B供应燃料的3个四通道分组。
虽然在图6所示的实施例中描述了分组成六个群组的二十四个流通道56，但是，可使用流通道56和群组的任意组合，并且可具有例如介于三个和三十六个之间的流通道。
图7示出预混时间的分布的一个示例，其可通过将喷射器45放置在流通道56中的不同位置处而实现。竖直轴线显示出表示流通道56的翅片数量，并且水平轴线表示由特定数量的流通道56提供的Tau除以最小的Tau。
本文描述的各种实施例提供多Tau燃烧器11以用于贫乏预混燃气涡轮，其设计成抑制由燃料-空气预混器波动造成的燃烧驱动动态。图8示出了抑制燃烧器动态的方法81。在步骤83中，可将氧化流体提供至形成于带翅片衬套19上的多个流通道56。在步骤85中，然后可将燃料喷射到多个流通道56中的至少两个中，以产生多个燃料和氧化流体流。可在预定位置处喷射燃料以在预定位置和燃烧室20之间提供不同的流路长度。在步骤87中，可使多个燃料和氧化流体流在燃烧室20中燃烧。还可通过沿燃烧室20的纵向轴线将氧化流体和燃料混合物喷射通过中心喷嘴来抑制燃烧器动态，中心喷嘴例如为设有具有不同流路长度的多个主喷射通道(例如主喷射通道35和主喷射通道37)的中心喷嘴组件31。燃烧器动态还可通过利用谐振器(阻尼器)53减弱高频振荡而抑制。
多Tau燃烧器11被设计成通过使用多个燃料-空气预混时间(Tau)和用于高频减弱的谐振器53以及用于稳定燃烧的旋流倾泄环面回流而在其操作范围内保持动态安静。此外，多Tau燃烧器11对燃料喷射压力比(修正沃泊)、变化或循环条件基本不敏感。
图9绘出一种燃气涡轮系统101，其具有压缩机102、多Tau燃烧器104、传动地联接至压缩机的涡轮106以及控制系统(控制器)108。到压缩机的入口管道110将环境空气和可能喷射的水供给至压缩机。入口管道110可具有管道、过滤器、筛和吸音装置，其有助于流动通过入口管道110到压缩机102的入口导叶112中的环境空气的压力损失。用于涡轮106的排气管道114引导燃烧气体从涡轮106的出口通过例如排放控制装置和吸音装置(未显示)。排气管道114可包括吸音材料和施加背压至涡轮106的排放控制装置。涡轮106可驱动诸如发电机115的负载。多Tau燃烧器104可包括带翅片衬套116、中心喷嘴组件118以及设置在带翅片衬套116上的不同位置处的喷射器120。
燃料控制系统122调节从主燃料供应124流至中心喷嘴组件118的燃料以及流到设置在带翅片衬套116上的喷射器120中和/或流至带翅片衬套116上的流通道的区域的燃料。燃料控制系统122还可选择用于多Tau燃烧器104的燃料的类型。燃料控制系统122可为分开的单元或者可为较大控制系统108的构件。燃料控制系统122还可产生和执行燃料分流命令，其决定流至中心喷嘴组件118的燃料的部分以及流至喷射器120的燃料的部分。
控制系统108可为通用电气SPEEDTRONIC™燃气涡轮控制系统，例如在Rowen，W.1，“SPEEDTRONIC™ Mark V Gas Turbine Control System”，GE-3658D中所描述的,其由纽约州斯卡奈塔第的GE Industrial & Power System出版。控制系统108可为具有(多个)处理器的计算机系统，其使用传感器输入和来自操作人员的指示来执行程序以控制燃气涡轮的操作。由控制系统108执行的程序可包括用于调节到多Tau燃烧器11的燃料流的调度算法。
文中使用的术语仅用于描述特定实施例的目的，而并不意图限制本发明。除非具体指明，在术语的定义脱离该术语的常用含义的情况下，申请人意图利用下面提供的定义。如文中使用的，除非上下文另外明确地指示，单数形式“一”、“一个”和“该”意图也包括复数形式。还将理解，用语“包括”和/或“包含”当在该说明书中使用时指明所阐述特征、整体、步骤、操作、元件和/或构件的存在，但不排除一个或多个其他特征、整体、步骤、操作、元件、构件和/或它们的组的存在或增加。将理解，虽然本文中可使用术语第一、第二等来描述各种元件，但这些元件不应被这些术语限制。这些术语仅用于将一个元件与另一元件区分。例如，在不脱离示例性实施例的范围的情况下，第一元件可被称为第二元件，并且类似地，第二元件可被称为第一元件。如文中使用的，用语“和/或”包括一个或多个相关联列出项的任何和所有组合。如文中使用的，用在说明书和权利要求书中的短语“联接至”和“与...联接”暗示了直接或间接的联接。
如本领域普通技术人员将理解的，上面关于若干示例性实施例描述的许多不同特征和配置可进一步选择性地用以形成本发明的其他可能实施例。为了简洁起见并考虑到本领域普通技术人员的能力，未提供或详细论述所有可能的迭代，尽管由所附一些权利要求或以其他方式包含的所有组合和可能实施例意图是本申请的一部分。另外，从上面对本发明的若干示例性实施例的描述，本领域技术人员将领会到改进、改变和修改。落在本领域技术范围内的这样的改进、改变和修改也意图被所附权利要求覆盖。此外，应当显而易见的是，前述内容仅涉及本申请的所描述实施例，并且，在不脱离由所附权利要求及其等同物限定的本申请的精神和范围的情况下，可在本文中做出众多改变和修改。

Claims (10)

1. 一种燃烧器，包括：
燃烧室；
外部流套筒；
燃烧器衬套，其围绕所述燃烧室且联接至所述外部流套筒；
与所述燃烧器衬套相关联的多个流通道；
多个喷嘴；
其中，所述多个流通道中的至少一些具有设置在预定位置处的所述多个喷嘴中的至少一个，其中所述预定位置被选择成在所述多个喷嘴中的一些与所述燃烧室之间提供不同的流路长度。
2. 根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，所述燃烧器衬套包括突起螺旋翅片的阵列。
3. 根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，所述多个流通道形成于所述燃烧器衬套上。
4. 根据权利要求3所述的燃烧器，其特征在于，所述多个喷嘴包括至少三个喷嘴。
5. 根据权利要求4所述的燃烧器，其特征在于，所述多个流通道适于传送流体流，并且所述多个喷嘴适于喷射燃料。
6. 根据权利要求3所述的燃烧器，其特征在于，所述多个流通道被分成至少两个部段，所述至少两个部段中的每一个从所述多个喷嘴中的至少一个独立地接收燃料。
7. 根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，所述燃烧器具有纵向轴线，并且还包括顶盖罩组件，所述顶盖罩组件包括沿所述燃烧室的纵向轴线喷射燃料和氧化流体的混合物的喷嘴。
8. 根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，还包括与所述外部流套筒相邻设置的至少一个阻尼器。
9. 一种燃气涡轮，包括：
燃烧器，其包括：
燃烧室；
外部流套筒；
燃烧器衬套，其围绕所述燃烧室且联接至所述外部流套筒，所述燃烧器衬套和所述外部流套筒形成多个流通道；
多个喷嘴；
其中，所述多个流通道中的至少两个具有设置在其中的所述多个喷嘴中的至少一个，以在所述多个喷嘴中的一些与所述燃烧室之间提供不同的流路长度。
10. 根据权利要求9所述的燃气涡轮，其特征在于，所述多个流通道由所述燃烧器衬套上的突起螺旋翅片的阵列形成。
CN201310401874.3A 2012-09-06 2013-09-06 利用预混燃烧器抑制燃烧驱动压力波动的系统和方法 Pending CN103672964A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/604,952 2012-09-06
US13/604,952 US9212823B2 (en) 2012-09-06 2012-09-06 Systems and methods for suppressing combustion driven pressure fluctuations with a premix combustor having multiple premix times

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN103672964A true CN103672964A (zh) 2014-03-26

Family

ID=50098558

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201310401874.3A Pending CN103672964A (zh) 2012-09-06 2013-09-06 利用预混燃烧器抑制燃烧驱动压力波动的系统和方法

Country Status (5)

Country Link
US (1) US9212823B2 (zh)
JP (1) JP2014052178A (zh)
CN (1) CN103672964A (zh)
CH (1) CH706976A2 (zh)
DE (1) DE102013109148A1 (zh)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106524224A (zh) * 2015-09-09 2017-03-22 通用电气公司 具有环形流动路径架构的系统和方法
CN107003002A (zh) * 2014-09-15 2017-08-01 通用电器技术有限公司 燃烧器拱顶缓冲器系统
CN110662922A (zh) * 2017-03-07 2020-01-07 八河流资产有限责任公司 用于固体燃料及其衍生物的燃烧的系统和方法
CN112567175A (zh) * 2018-06-11 2021-03-26 伍德沃德公司 预旋流压力雾化尖端
CN113587148A (zh) * 2021-08-18 2021-11-02 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 燃烧室用火焰筒及燃气轮机
CN113932250A (zh) * 2020-06-29 2022-01-14 中国航发商用航空发动机有限责任公司 可抑制振荡燃烧的燃烧室及其控制方法
CN114857619A (zh) * 2022-04-29 2022-08-05 江苏中科能源动力研究中心 一种燃气轮机微混燃烧室

Families Citing this family (56)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20130318986A1 (en) * 2012-06-05 2013-12-05 General Electric Company Impingement cooled combustor
JP6018714B2 (ja) * 2012-11-21 2016-11-02 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ コーキング防止液体燃料カートリッジ
JP6035123B2 (ja) * 2012-11-26 2016-11-30 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン燃焼器
US10088165B2 (en) 2015-04-07 2018-10-02 General Electric Company System and method for tuning resonators
US9217373B2 (en) * 2013-02-27 2015-12-22 General Electric Company Fuel nozzle for reducing modal coupling of combustion dynamics
JP6210810B2 (ja) * 2013-09-20 2017-10-11 三菱日立パワーシステムズ株式会社 デュアル燃料焚きガスタービン燃焼器
US9964045B2 (en) 2014-02-03 2018-05-08 General Electric Company Methods and systems for detecting lean blowout in gas turbine systems
US9709279B2 (en) 2014-02-27 2017-07-18 General Electric Company System and method for control of combustion dynamics in combustion system
US9709278B2 (en) 2014-03-12 2017-07-18 General Electric Company System and method for control of combustion dynamics in combustion system
US20150285502A1 (en) * 2014-04-08 2015-10-08 General Electric Company Fuel nozzle shroud and method of manufacturing the shroud
US9644846B2 (en) 2014-04-08 2017-05-09 General Electric Company Systems and methods for control of combustion dynamics and modal coupling in gas turbine engine
US9845956B2 (en) 2014-04-09 2017-12-19 General Electric Company System and method for control of combustion dynamics in combustion system
US10309652B2 (en) * 2014-04-14 2019-06-04 Siemens Energy, Inc. Gas turbine engine combustor basket with inverted platefins
US9803555B2 (en) * 2014-04-23 2017-10-31 General Electric Company Fuel delivery system with moveably attached fuel tube
US9845732B2 (en) 2014-05-28 2017-12-19 General Electric Company Systems and methods for variation of injectors for coherence reduction in combustion system
US9551283B2 (en) 2014-06-26 2017-01-24 General Electric Company Systems and methods for a fuel pressure oscillation device for reduction of coherence
WO2016036381A1 (en) * 2014-09-05 2016-03-10 Siemens Energy, Inc. Combustor arrangement including flow control vanes
US9752774B2 (en) 2014-10-03 2017-09-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel nozzle
WO2016085494A1 (en) * 2014-11-26 2016-06-02 Siemens Aktiengesellschaft Fuel lance with means for interacting with a flow of air and improve breakage of an ejected liquid jet of fuel
US9939155B2 (en) * 2015-01-26 2018-04-10 Delavan Inc. Flexible swirlers
US10113747B2 (en) 2015-04-15 2018-10-30 General Electric Company Systems and methods for control of combustion dynamics in combustion system
US10215414B2 (en) 2015-04-22 2019-02-26 General Electric Company System and method having fuel nozzle
US20170003032A1 (en) * 2015-06-30 2017-01-05 Stephen W. Jorgensen Gas turbine control system
US20170138595A1 (en) * 2015-11-18 2017-05-18 General Electric Company Combustor Wall Channel Cooling System
US10087845B2 (en) 2015-11-30 2018-10-02 General Electric Company Pressure damping device for fuel manifold
US9976487B2 (en) * 2015-12-22 2018-05-22 General Electric Company Staged fuel and air injection in combustion systems of gas turbines
US10767865B2 (en) * 2016-06-13 2020-09-08 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Swirl stabilized vaporizer combustor
US20180001423A1 (en) * 2016-07-01 2018-01-04 General Electric Company Methods and thin walled reinforced structures for additive manufacturing
US10386074B2 (en) 2016-12-09 2019-08-20 Solar Turbines Incorporated Injector head with a resonator for a gas turbine engine
KR101889542B1 (ko) 2017-04-18 2018-08-17 두산중공업 주식회사 연소기 노즐 조립체 및 이를 포함하는 가스터빈
US10704469B2 (en) * 2017-07-07 2020-07-07 Woodward, Inc. Auxiliary Torch Ingnition
US10711699B2 (en) * 2017-07-07 2020-07-14 Woodward, Inc. Auxiliary torch ignition
KR101863779B1 (ko) * 2017-09-15 2018-06-01 두산중공업 주식회사 라이너 냉각을 촉진하는 나선형 구조 및 이를 포함하는 가스 터빈용 연소기
US10941939B2 (en) 2017-09-25 2021-03-09 General Electric Company Gas turbine assemblies and methods
US11306918B2 (en) * 2018-11-02 2022-04-19 Chromalloy Gas Turbine Llc Turbulator geometry for a combustion liner
US11421601B2 (en) 2019-03-28 2022-08-23 Woodward, Inc. Second stage combustion for igniter
US11614233B2 (en) 2020-08-31 2023-03-28 General Electric Company Impingement panel support structure and method of manufacture
US11460191B2 (en) 2020-08-31 2022-10-04 General Electric Company Cooling insert for a turbomachine
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
US11692488B2 (en) * 2020-11-04 2023-07-04 Delavan Inc. Torch igniter cooling system
US11473505B2 (en) * 2020-11-04 2022-10-18 Delavan Inc. Torch igniter cooling system
US11608783B2 (en) 2020-11-04 2023-03-21 Delavan, Inc. Surface igniter cooling system
US11635027B2 (en) 2020-11-18 2023-04-25 Collins Engine Nozzles, Inc. Fuel systems for torch ignition devices
US11421602B2 (en) 2020-12-16 2022-08-23 Delavan Inc. Continuous ignition device exhaust manifold
US11226103B1 (en) * 2020-12-16 2022-01-18 Delavan Inc. High-pressure continuous ignition device
US11635210B2 (en) 2020-12-17 2023-04-25 Collins Engine Nozzles, Inc. Conformal and flexible woven heat shields for gas turbine engine components
US11486309B2 (en) 2020-12-17 2022-11-01 Delavan Inc. Axially oriented internally mounted continuous ignition device: removable hot surface igniter
US11754289B2 (en) 2020-12-17 2023-09-12 Delavan, Inc. Axially oriented internally mounted continuous ignition device: removable nozzle
US11209164B1 (en) 2020-12-18 2021-12-28 Delavan Inc. Fuel injector systems for torch igniters
US11680528B2 (en) 2020-12-18 2023-06-20 Delavan Inc. Internally-mounted torch igniters with removable igniter heads
US11415058B2 (en) * 2020-12-23 2022-08-16 Collins Engine Nozzles, Inc. Torch ignitors with tangential injection
CN113483362B (zh) * 2021-08-18 2023-06-16 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 火焰筒及燃气轮机
US20230212984A1 (en) * 2021-12-30 2023-07-06 General Electric Company Engine fuel nozzle and swirler
US11767766B1 (en) 2022-07-29 2023-09-26 General Electric Company Turbomachine airfoil having impingement cooling passages
US11867400B1 (en) * 2023-02-02 2024-01-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor with fuel plenum with mixing passages having baffles

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5637425A (en) * 1979-08-31 1981-04-11 Hitachi Ltd Combustion apparatus for gas turbine
US5450725A (en) * 1993-06-28 1995-09-19 Kabushiki Kaisha Toshiba Gas turbine combustor including a diffusion nozzle assembly with a double cylindrical structure
JPH09264536A (ja) * 1996-03-28 1997-10-07 Toshiba Corp ガスタービン燃焼器
US5680767A (en) * 1995-09-11 1997-10-28 General Electric Company Regenerative combustor cooling in a gas turbine engine
US20050044857A1 (en) * 2003-08-26 2005-03-03 Boris Glezer Combustor of a gas turbine engine
US20090094985A1 (en) * 2007-09-14 2009-04-16 Siemens Power Generation, Inc. Non-Rectangular Resonator Devices Providing Enhanced Liner Cooling for Combustion Chamber
CN101539294A (zh) * 2008-03-18 2009-09-23 通用电气公司 用于燃烧内衬的隔热体衬套
CN101629719A (zh) * 2008-07-17 2010-01-20 通用电气公司 用于轴向分级的低排放燃烧器的附壁型喷射系统
CN101709884A (zh) * 2009-11-25 2010-05-19 北京航空航天大学 一种预混预蒸发燃烧室
CN102213429A (zh) * 2010-04-09 2011-10-12 通用电气公司 燃烧器衬套螺旋冷却装置

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3736747A (en) * 1971-07-09 1973-06-05 G Warren Combustor
US4790140A (en) * 1985-01-18 1988-12-13 Ishikawajima-Harima Jukogyo Kabushiki Kaisha Liner cooling construction for gas turbine combustor or the like
US5644918A (en) 1994-11-14 1997-07-08 General Electric Company Dynamics free low emissions gas turbine combustor
US6381964B1 (en) 2000-09-29 2002-05-07 General Electric Company Multiple annular combustion chamber swirler having atomizing pilot
US6442940B1 (en) 2001-04-27 2002-09-03 General Electric Company Gas-turbine air-swirler attached to dome and combustor in single brazing operation
GB0111788D0 (en) 2001-05-15 2001-07-04 Rolls Royce Plc A combustion chamber
US6935116B2 (en) 2003-04-28 2005-08-30 Power Systems Mfg., Llc Flamesheet combustor
US7841180B2 (en) * 2006-12-19 2010-11-30 General Electric Company Method and apparatus for controlling combustor operability
US8205457B2 (en) 2007-12-27 2012-06-26 General Electric Company Gas turbine engine combustor and method for delivering purge gas into a combustion chamber of the combustor
US9038396B2 (en) * 2008-04-08 2015-05-26 General Electric Company Cooling apparatus for combustor transition piece
US20100223930A1 (en) * 2009-03-06 2010-09-09 General Electric Company Injection device for a turbomachine
US20110239654A1 (en) * 2010-04-06 2011-10-06 Gas Turbine Efficiency Sweden Ab Angled seal cooling system

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5637425A (en) * 1979-08-31 1981-04-11 Hitachi Ltd Combustion apparatus for gas turbine
US5450725A (en) * 1993-06-28 1995-09-19 Kabushiki Kaisha Toshiba Gas turbine combustor including a diffusion nozzle assembly with a double cylindrical structure
US5680767A (en) * 1995-09-11 1997-10-28 General Electric Company Regenerative combustor cooling in a gas turbine engine
JPH09264536A (ja) * 1996-03-28 1997-10-07 Toshiba Corp ガスタービン燃焼器
US20050044857A1 (en) * 2003-08-26 2005-03-03 Boris Glezer Combustor of a gas turbine engine
US20090094985A1 (en) * 2007-09-14 2009-04-16 Siemens Power Generation, Inc. Non-Rectangular Resonator Devices Providing Enhanced Liner Cooling for Combustion Chamber
CN101539294A (zh) * 2008-03-18 2009-09-23 通用电气公司 用于燃烧内衬的隔热体衬套
CN101629719A (zh) * 2008-07-17 2010-01-20 通用电气公司 用于轴向分级的低排放燃烧器的附壁型喷射系统
CN101709884A (zh) * 2009-11-25 2010-05-19 北京航空航天大学 一种预混预蒸发燃烧室
CN102213429A (zh) * 2010-04-09 2011-10-12 通用电气公司 燃烧器衬套螺旋冷却装置

Cited By (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107003002A (zh) * 2014-09-15 2017-08-01 通用电器技术有限公司 燃烧器拱顶缓冲器系统
US10267523B2 (en) 2014-09-15 2019-04-23 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Combustor dome damper system
US10465907B2 (en) 2015-09-09 2019-11-05 General Electric Company System and method having annular flow path architecture
CN106524224B (zh) * 2015-09-09 2020-07-14 通用电气公司 具有环形流动路径架构的系统和方法
CN106524224A (zh) * 2015-09-09 2017-03-22 通用电气公司 具有环形流动路径架构的系统和方法
CN110662922B (zh) * 2017-03-07 2021-08-20 八河流资产有限责任公司 用于固体燃料及其衍生物的燃烧的系统和方法
CN110662922A (zh) * 2017-03-07 2020-01-07 八河流资产有限责任公司 用于固体燃料及其衍生物的燃烧的系统和方法
CN112567175A (zh) * 2018-06-11 2021-03-26 伍德沃德公司 预旋流压力雾化尖端
CN112567175B (zh) * 2018-06-11 2021-11-23 伍德沃德公司 预旋流压力雾化尖端
CN113932250A (zh) * 2020-06-29 2022-01-14 中国航发商用航空发动机有限责任公司 可抑制振荡燃烧的燃烧室及其控制方法
CN113587148A (zh) * 2021-08-18 2021-11-02 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 燃烧室用火焰筒及燃气轮机
CN114857619A (zh) * 2022-04-29 2022-08-05 江苏中科能源动力研究中心 一种燃气轮机微混燃烧室
CN114857619B (zh) * 2022-04-29 2024-01-26 江苏中科能源动力研究中心 一种燃气轮机微混燃烧室

Also Published As

Publication number Publication date
US20140060063A1 (en) 2014-03-06
DE102013109148A1 (de) 2014-03-06
CH706976A2 (de) 2014-03-14
US9212823B2 (en) 2015-12-15
JP2014052178A (ja) 2014-03-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103672964A (zh) 利用预混燃烧器抑制燃烧驱动压力波动的系统和方法
US20190093880A1 (en) Pressure-gain combustion apparatus and method
Roquemore et al. Vortex combustor concept for gas turbine engines
US6826913B2 (en) Airflow modulation technique for low emissions combustors
US8881531B2 (en) Gas turbine engine premix injectors
EP2213944B1 (en) Apparatus for fuel injection in a turbine engine
CN105716116B (zh) 喷射稀释空气的轴向分级混合器
US20110016866A1 (en) Apparatus for fuel injection in a turbine engine
JP4930921B2 (ja) ガスタービンエンジンの燃焼室のための燃料インジェクタ
CN101629719A (zh) 用于轴向分级的低排放燃烧器的附壁型喷射系统
JP2001221437A (ja) 燃焼室
JP2004205204A (ja) タービン内蔵システム及びそのインジェクタ
KR20140007286A (ko) 가스터빈 연소 시스템
RU2611217C2 (ru) Трубчато-кольцевая камера сгорания со ступенчатыми и тангенциальными топливовоздушными форсунками для использования в газотурбинных двигателях
CN105987401A (zh) 用于控制燃烧系统中的燃烧动态的系统和方法
JP6110854B2 (ja) 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
CN101802365A (zh) 驻涡燃烧腔
WO2013028169A1 (en) Can-annular combustor with premixed tangential fuel-air nozzles for use on gas turbine engines
AU2017296362B2 (en) A swirl mesh lean direct injection concept for distributed flame holding for low pollutant emissions and mitigation of combustion instability
CN100368664C (zh) 用于低NOx排放燃烧器的燃烧室/文丘里管冷却的装置和方法
CN103930721A (zh) 用于燃气涡轮机使用的切向且无火焰的环形燃烧器
JPH08261466A (ja) ガスタービン燃焼器
JPH08226648A (ja) ガスタービン燃焼器

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
EXSB Decision made by sipo to initiate substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20140326

WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication