CN103776059A - 用于筒式燃烧器的喷燃器 - Google Patents

用于筒式燃烧器的喷燃器 Download PDF

Info

Publication number
CN103776059A
CN103776059A CN201310500719.7A CN201310500719A CN103776059A CN 103776059 A CN103776059 A CN 103776059A CN 201310500719 A CN201310500719 A CN 201310500719A CN 103776059 A CN103776059 A CN 103776059A
Authority
CN
China
Prior art keywords
burner
fuel
protuberance
trailing edge
streamlined
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.)
Granted
Application number
CN201310500719.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN103776059B (zh
Inventor
A.西亚尼
J.P.伍德
D.A.潘内尔
E.弗雷塔格
U.本兹
A.特尤尔
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.)
Energy Resources Switzerland AG
Original Assignee
Alstom Technology AG
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 Alstom Technology AG filed Critical Alstom Technology AG
Publication of CN103776059A publication Critical patent/CN103776059A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN103776059B publication Critical patent/CN103776059B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • 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
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • 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
    • 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
    • F02C9/32—Control of fuel supply characterised by throttling of fuel
    • 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
    • F02C9/32—Control of fuel supply characterised by throttling of fuel
    • F02C9/34—Joint control of separate flows to main and auxiliary burners
    • 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
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
    • F23R3/20—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants incorporating fuel injection means
    • 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
    • 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
    • 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
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • 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
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/346—Feeding into different combustion zones for staged combustion
    • 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
    • F23R3/36—Supply of different fuels
    • 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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/46—Combustion chambers comprising an annular arrangement of several essentially tubular flame tubes within a common annular casing or within individual casings
    • 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
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/003—Gas-turbine plants with heaters between turbine stages
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2260/00—Function
    • F05B2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05B2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05B2260/222—Improvement of heat transfer by creating turbulence
    • 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
    • F23R2900/03341—Sequential combustion chambers or burners

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Gas Burners (AREA)
  • Nozzles For Spraying Of Liquid Fuel (AREA)

Abstract

本发明涉及一种用于筒式燃烧器的喷燃器。本发明涉及一种用于燃气涡轮的燃烧室的喷燃器，其具有混合和喷射装置，其中，混合和喷射装置包括限定气体流通道的限制壁和至少两个流线型本体(22)，每个流线型本体沿第一横向方向延伸到气体流通道中。每个流线型本体(22)具有布置成基本上平行于主流方向(14)的两个侧向表面，侧向表面在它们的上游侧处连结于彼此，以形成本体的前缘，并且在它们的下游侧处连结，以形成本体(22)的后缘。每个流线型本体(22)具有垂直于第一横向方向(49)的横截面，其成形为流线型轮廓。本发明还涉及一种在燃气涡轮中使用所述喷燃器的方法。

Description

用于筒式燃烧器的喷燃器
技术领域
本发明涉及用于燃气涡轮的喷燃器，其具有突出地弯曲的优选为柱形的燃烧室，喷燃器包括组合式混合和喷射装置。
背景技术
混合装置是用于燃气涡轮的环境友好的喷燃器的必需部件。它们在喷燃器中使连续流动的燃料流与氧化流体(例如空气)混合，用于随后的燃烧室中的预混合燃烧。在现代燃气涡轮中，燃料和氧化流体的良好混合是用于具有较少排放物的完全燃烧的先决条件。混合装置的优化旨在减少获得规定的均匀度所需的能量。在连续的流混合过程中，混合装置上面的压降是混合程序的能量成本的度量。此外，获得规定的均匀度所需的时间和空间是用于评价混合装置或混合元件的重要参数。
高涡轮入口温度提高标准燃气涡轮的效率。由于高入口温度，故出现高氧化一氮排放水平和较高寿命周期成本。可利用顺序燃烧循环来减轻这些问题，其中，与常规涡轮相比，压缩机输送几乎双倍的压力比。主流经过第一燃烧室(例如使用EP 1 257 809或US 4,932,861中公开的一般类型的喷燃器，其也被称为“EV”燃烧器，其中，EV表示环境)，其中，燃料的一部分燃烧。在于高压涡轮级处膨胀之后，添加和燃烧更多燃料(例如使用US 5,431,018或US 5,626,017或US 2002/0187448中公开的类型的喷燃器，其也被称为SEV燃烧器，其中，“S”表示顺序)。两种燃烧器包含预混合喷燃器，这是因为较少氧化一氮排放物另外需要燃料和氧化剂的高混合质量。
因为第二燃烧器由第一燃烧器的膨胀排气供给，所以操作条件允许燃料空气混合物的自燃(自发点燃或自动点燃)，而不需要向混合物供应附加的能量。为了防止燃料空气混合物在混合区中点燃，其中的驻留时间必须不超过自燃延迟时间。该标准确保喷燃器内部的无火焰区。然而，该标准对获得横跨喷燃器出口区域的适当的燃料分配方面提出挑战。SEV喷燃器当前仅设计用于以天然气和油操作。因此，相对于主流的动量通量来调节燃料的动量通量，以便穿透到漩涡中。这通过使用来自最后的压缩机级的空气(高压载体空气)来完成。高压载体空气绕过高压涡轮。燃料和氧化剂随后在混合区的出口处混合正好足以允许较少的氧化一氮排放物(混合质量)和避免逆燃(驻留时间)，燃料空气混合物在混合区中自动点燃可引起该逆燃。
在没有进一步修改的情况下，就无法对当前用于燃气涡轮(例如阿尔斯通的GT24或GT26)的已知SEV几何形状升级，以配合具有柱形几何形状的筒式燃烧器，这是因为无法同时维持驻留时间和流体动态结构，即，如上所述的已知SEV构思对筒式燃烧器不起作用。
WO 2011/054760和WO 2011/054766描述燃气涡轮喷燃器，其具有用于具有环形或矩形横截面的喷燃器的组合式混合和喷射装置。
发明内容
本发明的目的是提供一种用于大致柱形燃烧器(例如筒式燃烧器)的喷燃器，其产生低的气体压降，同时提供燃料和气体的均匀混合。这种喷燃器对于反应性高的状况特别有利，即，对于喷燃器的入口温度高的情形，和/或对于将喷燃反应性高的燃料，特别是氢成分高的燃料或MBtu高的燃料的情形。
在此处，提出一种具有特定几何形状和组合式混合和喷射装置的喷燃器，当将气体(例如空气)和燃料混合成均匀性高的混合物时，该喷燃器仅产生最小压降。特定几何形状可有助于避免低速气穴。提出该喷燃器，以提高具有基本上非矩形的燃烧室(例如筒式燃烧器)的燃气涡轮发动机的效率。此外，根据本发明的喷燃器意图提高燃料容量和简化设计。
通过提供用于燃气涡轮的燃烧室的、具有混合和喷射装置的喷燃器来实现这些和其它目的，其中，混合和喷射装置包括：
限制壁，其限定具有纵向轴线的气体流通道、入口区域，以及在主流方向上在其下游的出口区域；
至少两个流线型本体，其均沿第一横向方向从限制壁的第一区垂直于主流方向或相对于主流方向倾斜地延伸到气体流通道中；
每个流线型本体具有布置成基本上平行于主流方向的两个侧向表面，在该两个侧向表面之间有中心平面，侧向表面在它们的上游侧处连结于彼此以形成本体的前缘，并且在它们的下游侧处连结以形成本体的后缘；
每个流线型本体具有垂直于第一横向方向的横截面，该横截面成形为流线型轮廓；
其中，所述流线型本体中的至少一个设置有混合结构以及至少一个燃料喷嘴，该至少一个燃料喷嘴位于其后缘处，用于基本上平行于主流方向将至少一种燃料引入到流通道中，
其中，喷燃器包括沿着第一横向方向具有不同的长度的流线型本体中的至少两个。
特别地，流线型本体沿着第一横向方向在不同的长度上面延伸穿过主流通道。如果下文提到本体在第一横向方向上的长度，则这具有长度意义，而且上下文与该解释不冲突。第一横向方向是流线型本体沿着其延伸到气体流通道中的纵长方向。
根据优选实施例，限制壁限定具有大致突出地弯曲的横截面的气体流通道，气体流通道的横截面优选为突出的度量空间，优选为严格突出的度量空间，即，没有笔直部分，最优选为基本圆形、椭圆形或透镜状的形状。横截面尤其为大致非矩形且非环形的。
将理解，混合和喷射装置可包括多于一个具有特定长度的流线型本体，例如具有特定长度的两个本体和两个较短的本体。由于气体流通道突出地弯曲，故沿着第一横向方向具有较长长度的本体布置成比较短的本体更接近通道的中心，至少对于本体基本上笔直并且相对于它们的第一横向方向基本上平行于彼此的布置是这样。
突出地弯曲的横截面(特别是大致圆形、椭圆形或透镜状横截面)是有利的，这是因为其增强混合和喷射装置的机械完整性，并且因为在该装置中有效地避免了转角。热气和燃料在矩形或大致矩形的横截面的转角中混合可导致转角中的不均匀混合。因此，使用突出地(即，向外)弯曲的气体流通道是有益的。
本体的如由穿过流线型本体的切口提供的流线型轮廓是空气动力学轮廓，切口基本上垂直于第一横向方向，即，大致沿着主流方向，该空气动力学轮廓典型地包括具有圆形前缘区且随侧向表面延伸到后缘的前缘。所述轮廓的宽度分配(即，轮廓的两个侧向表面之间的最小距离)具有优选地定位成与所述本体的后缘相比更接近前缘的最大宽度。宽度从最大宽度的下游朝向后缘基本上连续地减小。然而，轮廓的一些部分可具有恒定宽度。后缘形成尖锐边缘或圆形边缘。
在一个实施例中，后部区段(即，流线型本体的下游部分)具有恒定的厚度分配。具有恒定的厚度分配的后部区段从后缘在例如至少30%的轮廓长度上面(逆着主流方向)延伸。在又一个实施例中，具有恒定的厚度分配的后部区段在50%或甚至高达80%的轮廓长度上面延伸。
又一个优选实施例的特征在于，流线型本体包括基本上笔直的前缘。然而，前缘还可为圆形、弯曲或略微扭曲的。
根据优选实施例，多个流线型本体中的每一个在后缘处或后缘中设置有多个喷嘴，用于顺列地喷射燃料射流。因此，提出多点喷射。该多点喷射有益于使SEV构思升级到例如筒式燃烧器的柱形对称。基本思想包括使每个喷射器或本体具有独立的流体动态结构(凸出部和/或漩涡生成器，见下文)，从而确保在可用的混合长度中的所需混合。接着，这些元件可以以同一本体上的另外的凸出部和/或漩涡生成器来沿第一横向方向重复，以及以沿横向相邻的流线型本体来沿第二和/或第三横向方向重复(见下文)，以便最佳地配合柱形形状。由于多点喷射系统，因此可“随意”添加喷射元件，以配合新的横截面面积/形状。喷燃器或气体流通道的圆形横截面特别有利于较好的机械完整性(例如抗蠕变性)、制造能力，以及使均匀的流结构维持扩展到顺序衬套中。
根据特别优选的实施例，所述流线型本体中的至少一个设置有混合结构，该混合结构呈位于所述本体的后缘处的多个凸出部的形式。凸出部基本上垂直于侧向表面之间的所述中心平面而延伸，即，它们在第二横向方向或第三横向方向上沿侧向延伸远离侧向表面，这取决于它们设置在哪个侧向表面上。第二和第三横向方向基本上彼此相反且垂直于第一横向方向而伸展。
根据优选实施例，沿下游方向从前缘区到凸出部的过渡部是平滑的，具有表示具有连续一阶导数的函数的表面曲率。在此处，优选地，流线型本体的形成凸出部的横向位移仅在下游最多为本体的长度的三分之二，更优选地仅在下游为本体的长度的一半。
同一后缘上的相邻凸出部从中心平面交替地延伸出，即，沿相对于中心平面的横向方向。形状可为一系列的半圆、圆的扇形；其可呈正弦或正弦曲线的形式。形状还可呈圆的扇形或正弦曲线和附属笔直区段的组合的形式，其中，笔直区段渐近为圆的曲线或扇形。优先地，所有凸出部沿着后缘具有基本上相同的形状。
凸出部布置成彼此相邻，以使它们形成互连的后缘线。应选择凸出部角，使得避免流分离。根据一个实施例，凸出部角在15°和45°之间，优选在25°和35°之间，以避免流分离。
根据优选实施例，凸起后缘在其基本上整个长度上面设置有凸出部，其中，凸出部按顺序布置成沿着后缘一个接一个地相邻。凸出部在第二和第三横向方向上交替地凸起，优选地，凸出部波长的范围为20毫米至100毫米，优选地30毫米至60毫米，并且包括20毫米、100毫米、30毫米和60毫米。优选的是，混合喷射装置的所有流线型本体设置有同一凸出部波长。
取决于流通道的横截面的形状，凸出本体的长度(沿第一横向方向)可彼此相差较长本体的长度的大约10%至大约50%或更多，即，一个本体可仅具有较长本体的一半长度。
根据优选实施例，限定为同一本体的相邻凸出部的顶点之间的垂直于中心平面的距离的凸出部高度的范围为5毫米至60毫米并且包括5毫米和60毫米，并且为例如大约10毫米、25毫米或50毫米。凸出部高度是凸起后缘的峰-峰幅度。
凸出部高度优选为流线型轮廓的最大宽度的至少一半。根据一个特别优选的实施例，该高度与流线型本体的最大宽度近似相同。根据另一个特别优选的实施例，凸出部高度近似两倍于流线型本体的最大宽度。大体来说，优选地，高度至少与最大宽度一样大，优选地不到最大宽度的三倍大。
根据特别优选的实施例，凸出部高度与气体流通道的最小直径的比的范围为1:4至1:20并且包括1:4和1:20，优选为1:5至1:10并且包括1:5和1:10。
根据又一个优选实施例，形成凸出部的流线型本体的横向位移仅在下游最多为流线型本体的长度(沿着主流方向测量)的三分之二。这意味着在上游部分，流线型本体相对于中心平面具有基本上对称的形状。在流线型本体的下游，凸出部连续且平滑地发展到每个横向方向，从而使流线型本体的侧壁形成波浪形状，其中，该波浪形状的幅度在后缘处增大到最大值。
根据又一个优选实施例，凸起后缘以入射角与限制壁相交，该入射角的范围为70度至110度并且包括70度和110度，更优选为80度至100度并且包括80度和100度，并且特别地为大约或正好90度。入射角是形成在后缘的切平面与限制壁的切平面之间的角，两个平面在壁和后缘彼此相交的点上，并且两个平面平行于流通道的纵向轴线。入射角对允许在与限制壁相交的凸出部周围形成漩涡而言是重要的。优选地，朝向限制壁的凸起(即，垂直于中心平面的距离)在凸出部与限制壁交叉的位置处是凸出部高度的至少15%，优选为凸出部高度的20%至50%
根据另一个特别优选的实施例，所述流线型本体中的至少一个在前缘与后缘之间设置有混合结构，该混合结构呈至少位于其侧向表面中的一个处的至少两个漩涡生成器的形式。每个漩涡生成器大致垂直于所述中心平面在其漩涡生成器高度上面延伸。因此，从中心平面到漩涡生成器的顶点测量漩涡生成器高度。
优选地，这种漩涡生成器具有范围为15°-20°的攻角和/或范围为55°-65°的扫掠角。
漩涡生成器攻角可取决于例如凸出部高度、燃烧器室的实际直径、流线型本体的数量。优选地，漩涡生成器以与燃料喷嘴交替的方式位于两个侧向表面处，其中，优选地，所述燃料喷嘴中的至少两个位于每个漩涡生成器的下游。根据优选实施例，从漩涡生成器到限制壁的最小横向距离的范围为所述漩涡生成器高度的20%至40%并且包括所述漩涡生成器高度的20%和40%，其中，所述距离优选为漩涡高度的1/3。相邻槽沟(即，流线型本体)之间的距离优选为大约两倍于漩涡生成器与壁的所述最小横向距离，或者其大约两倍于本体与平行本体布置中的最外部本体的壁之间的平均距离。优选地，相邻本体之间的距离是喷燃器直径(即，气体流通道的最大直径)的至少1/100，以及更优选地至少1/15。
本发明的具体目的是提供一种具有改进的混合的大致柱形喷燃器。通过提供特别是(但不专门地)用于具有顺序燃烧的燃气涡轮的二级燃烧室的喷燃器来实现该目的，燃气涡轮具有第一和第二燃烧室，喷燃器带有用于将至少一个气态和/或液体燃料引入到喷燃器中的喷射装置，其中，喷射装置具有至少两个本体，喷射装置布置在喷燃器中，至少一个喷嘴用于将至少一种燃料引入到喷燃器中。至少一个本体构造为流线型本体，其具有流线型横截面轮廓，并且沿纵向方向垂直于出现在喷燃器中的主流方向或与该主流方向倾斜地延伸。至少一个喷嘴在流线型本体的后缘处或后缘中(或在后缘的下游不远处)具有其出口孔口。
根据一个实施例，这种流线型本体形成为使得，参考流线型本体的中心平面，后缘在相反的横向方向上设置有至少两个凸出部。换言之，后缘不形成直线，而是形成波浪线或正弦线，其中，该线围绕中心平面振荡。
根据另一个实施例，如上所述，流线型本体在其(多个)侧向表面处设置有漩涡生成器，其中，后缘可为笔直边缘，或者可凸出，如上所述。
本发明包括在喷射器的后缘处喷射燃料。燃料喷射优选地沿着轴向方向，这消除了对高压载体空气(MBH70空气)的需要。本发明对于宽广范围的动量通量比(载体空气或燃料速度)是稳定可靠的，并且允许燃料-空气以可能的低动量通量比混合。顺列燃料喷射系统包括许多凸出槽沟或具有漩涡生成器的槽沟或具有漩涡生成器的凸出槽沟，槽沟彼此错列，优选地呈平行构造。大致沿主流方向喷射燃料对于燃料容量是有利的，这是因为在交叉喷射的情况下，不同的燃料类型需要不同的喷射速度。这是因为为了良好混合，必须确保燃料射流穿透在燃料喷射之前产生的气体漩涡。这需要高压载体空气来交叉喷射。根据本发明，漩涡与喷射一起产生，或者在燃料射流周围产生，以使燃料射流集成在逐渐形成的漩涡中。因此，燃料不需要高压载体空气，而是可以以低压载体空气喷射。接着，该低压载体空气另外用来冷却燃料。因此，喷燃器可用于混合燃料与空气，以及混合燃料与在封闭式或半封闭式燃气涡轮中使用的任何类型的气体或第一燃烧级的燃烧气体。
喷燃器可用于包括一个压缩机、一个燃烧器和一个涡轮的燃气涡轮，并且可用于具有一个或多个压缩机、至少两个燃烧器和至少两个涡轮的燃气涡轮。它们可例如用作具有一个燃烧器的燃气涡轮中的预混合喷燃器，或者还可用作用于具有顺序燃烧的燃气涡轮的二级燃烧室的再热燃烧器，该燃气涡轮具有第一和第二燃烧室，喷射装置用于将至少一种气态和/或液体燃料引入到喷燃器中。
凸出部周期(“波长”)优先在直径的5%至50%的范围内。优选地，存在沿着最长流线型本体的后缘等距离地分配的至少5至8个凸出部，其中，优选地，凸出部的数量根据较短的流线型本体的长度减小而按比例减小。沿着第一横向方向的不同长度的流线型本体可具有不同数量的凸出部。
根据又一个优选实施例，多个燃料喷嘴沿着后缘(或在后缘中)定位，并且优选地以等距离的方式分配。长度不同的本体可具有不同数量的燃料喷嘴。
根据又一个优选实施例，燃料喷嘴基本上位于流线型本体的中心平面上(所以典型地不在后缘的凸出部分中)。在该情况下，燃料喷嘴优选地位于沿着后缘的、凸出后缘横跨中心平面的每个位置处，或者位于每隔一个该位置处。
根据又一个实施例，燃料喷嘴基本上位于凸出部的顶点处，其中，优选地，燃料喷嘴位于沿着后缘的每个顶点处，或者位于每隔一个顶点处。
因此，喷嘴之间的距离可等于凸出部波长，或者其可为凸出部波长的数倍或一部分。
喷嘴之间的距离的范围为5毫米至150毫米并且包括5毫米和150毫米，优选地，范围为10毫米至120毫米，其中，喷嘴可优选地与限制壁有一距离，该距离为两个喷嘴之间的距离的大约30%至100%，优选为大约50%。
喷嘴(特别是接近限制壁的喷嘴)可略微倾斜，以便远离壁朝向附近的漩涡喷射燃料射流。因此，喷嘴可以以相对于主流方向的倾角喷射燃料和/或载体气体，该倾角的范围为0°至30°并且包括0°和30°。高达60°的倾角也是可能的。
用于没有凸出部但具有多个漩涡生成器的本体的喷嘴之间的距离可与在凸出后缘的上下文中描述的相同。
典型地，限制壁是可朝向出口侧会聚的基本上平坦的壁结构。特别地(但不止)，限制壁凸出，或者设置有漩涡生成器，即，限制壁可具有面向气体流通道的波状表面。甚至更优选地，该波形可具有与喷射器中的一个基本上相同的特征，即，波形特别地可与相邻流线型本体的波形相反，即，可布置成与(多个)喷射器的波形(即，凸出部和/或漩涡生成器)异相。其还可具有高度与喷射器的凸出部或漩涡生成器的高度基本上相同的波形。波状限制壁的横截面的周长可为凸出部或漩涡生成器的波长的数倍。
根据一个实施例，关于如上所述的漩涡生成器和/或凸出部，多个燃料喷嘴沿着后缘分配，其中，燃料喷嘴是沿着流线型本体的后缘延伸的圆形和/或细长的槽口喷嘴，并且/或者包括用于喷射液体燃料的第一喷嘴，和/或用于喷射气态燃料的第二喷嘴和用于喷射载体空气的第三喷嘴，该第三喷嘴包围第一喷嘴和/或第二喷嘴。
根据另一个优选实施例，至少两个喷嘴在流线型本体的后缘的下游具有它们的出口孔口，其中，优先地，在喷嘴的位置处的基本上笔直的后缘与所述喷嘴的出口孔口之间的、沿着主流方向测得的距离为至少2毫米，优选为至少3毫米，更优选为在大约4毫米至大约10毫米的范围内。
根据另一个优选实施例，至少两个燃料喷嘴位于后缘处，并且沿着后缘分配，并且其中，燃料喷嘴基本上位于流线型本体的中心平面上，其中，优选地，在凸出后缘横跨中心平面的每个位置处，定位有燃料喷嘴。
根据优选实施例，流线型本体从限制壁的第一区延伸穿过气体流通道到达限制壁的第二区，即，流线型本体横跨喷燃器的相对的壁部分之间的整个流通道横截面延伸。优选地，流线型本体在区之间基本上笔直地延伸穿过通道。优选地，限制壁的第一区和/或第二区的切平面和本体的沿着第一横向方向的纵长方向相对于彼此倾斜。
根据特别优选的实施例，流线型本体布置成使得它们沿着第一横向方向的纵长延伸部基本上平行于彼此，其中，最接近的相邻流线型本体的凸出部生成器(如果有的话)布置成同相(即，最接近的横向相邻凸出部生成器的顶点指向相同的方向)或异相(即，所述顶点彼此相对)。
根据进一步特别优选的实施例，流线型本体布置成使得它们沿着第一横向方向的纵长延伸部基本上平行于彼此，其中，最接近的相邻流线型本体的漩涡生成器(如果有的话)布置成同相(即，最接近的横向相邻漩涡生成器的顶点指向相同的方向)。
已发现，倒转从形成凸出部的两个相邻凸出本体的中心平面的横向偏移对于高效且快速的混合特别有利。换言之，从两个相邻流线型本体的周期偏移是异相的：在纵向方向上的同一位置处，每个本体的偏移具有相同的绝对值，但是在相反的方向上。另外，为了最小化压降和避免任何尾流，从平坦前缘区到偏移部的过渡部是平滑的，其表面曲率表示具有连续一阶导数的函数。
优先地，混合区位于所述本体的下游(典型地在位于同一喷燃器内的一组例如三个或四个这种本体的下游)，并且在所述本体处和/或在所述本体的下游，所述混合区的横截面积减小，其中，与所述本体上游的流横截面相比，该减小优选为至少10%，更优选为至少20%，甚至更优选为至少30%或50%至75%或更多。典型地，至少一个(优选为多个)喷嘴平行于主流方向来喷射燃料(液体或气体)和/或载体气体。然而，至少一个喷嘴还可以以相对于主流方向通常不超过30°的倾角喷射燃料和/或载体气体。
另外，优选地，喷燃器是包括至少两个(优选为至少三个或四个)流线型本体的喷燃器，其纵向轴线布置成基本上平行于彼此。流线型本体可布置在喷燃器中，使得将后缘连接于前缘的直线平行于喷燃器的主流方向而延伸。然而，优选地，流线型本体相对于主流方向略微倾斜，即，它们未布置成完全平行于主流方向，而是在混合区之后朝向下游会聚。离气体流通道的中心越远，流线型本体就可倾斜越多。如果混合区具有相同的会聚形状，则尤其如此。
根据优选实施例，本体设置有冷却元件，其中，优选地，通过使冷却介质沿着本体的侧壁在内部循环(即，通过向本体提供双壁结构)，和/或通过优选地位于后缘附近的薄膜冷却孔，提供这些冷却元件，并且其中，最优选地，向冷却元件供给来自载体气体供给部的空气，该载体气体供给部还用于燃料喷射。对于具有顺序燃烧的燃气涡轮，优选地，燃料从喷嘴与载体气体流一起喷射，并且载体气体空气是低压空气，其压力在10巴至35巴的范围内，优选地在16巴至25巴的范围内。
如以上提到的，如果对于应用于轴向进入流，流线型本体在其不凸出的部分中具有关于本体的中心平面镜像对称的横截面轮廓，则是优选的。
多个喷嘴的多个单独的出口孔口可布置成一个接一个，并且布置在后缘处或后缘中。在喷嘴的意义上，至少一个裂缝状出口孔口可布置在后缘处。裂缝状或细长的槽口喷嘴典型地布置成沿着流线型本体的后缘延伸。
喷嘴可包括用于不同的燃料类型和载体空气的多个出口孔口。在一个实施例中，用于喷射液体燃料或气体燃料的第一喷嘴和用于喷射载体空气的、包围第一喷嘴的第二喷嘴布置在后缘处。
在另一个实施例中，用于喷射液体燃料的第一喷嘴、用于喷射气态燃料的包围第一喷嘴的第二喷嘴，以及用于喷射载体空气的包围第一喷嘴和第二喷嘴的第三喷嘴布置在后缘处。
本发明允许通过创新的喷射器设计来减小压力损失。凸出部和/或漩涡生成器可成形为产生适当的流结构，诸如漩涡，燃料利用低压载体空气喷射到该漩涡中，低压载体空气还充当燃料的冷却介质。漩涡的强烈剪切有助于迅速混合和避免低速气穴。突出地弯曲的限制壁进一步降低这种气穴的风险。在空气动力学方面有利的喷射和混合系统甚至进一步减小压降。由于仅具有一个装置(喷射器)而非单独的元件，故例如：节省了i)喷燃器的入口处的大型混合装置，ii)喷射器上的漩涡生成器，以及iii)喷射器压力。可利用节省来增大主流速度，这对反应性高的燃料空气混合物是有益的，或者可用来提高燃气涡轮性能。
另外，正好在生成漩涡的位置处的顺列燃料喷射的构思允许简化冷却空气通路的设计，这是因为燃料不再需要来自高压载体空气的动量。
如果使用以上描述的冷却，则整体燃气涡轮效率提高。冷却空气绕过高压涡轮，而与通常必要的高压载体空气相比，冷却空气被压缩到较低的压力水平，并且需要较少的冷却，或者不需要冷却。
在此处本发明的要点之一是，借助于凸出部或漩涡生成器和根据现有技术在例如筒式燃烧器中常规地用作单独的元件(在单独的燃料喷射装置上游的单独的结构式漩涡生成器元件)的燃料喷射装置，将漩涡生成方面并入一个单一组合式漩涡生成和燃料喷射装置中。通过这样做，燃料与氧化空气的混合和漩涡生成在非常接近的空间附近且非常高效地发生，使得更迅速的混合是可能的，并且混合区的长度可减小。在一些情况下，通过本体在氧化空气路径中的对应设计和定向来省略流调节元件(涡轮出口导叶)甚至也是可能的，这是因为本体也可接管流调节。所有这些在没有沿着喷射装置的急剧压降的情况下是可能的，使得过程的整体效率可得到维持或改进。本发明的目的在于在具有柱形横截面的喷燃器中在短的混合长度内实现燃料-空气混合，本发明旨在以短的点燃延迟时间燃烧燃料-空气混合物。
根据另一个优选实施例，混合和喷射装置通过设置在每个流线型本体的前缘处来充当流调直器，流线型本体的轮廓定向成平行于出现在前缘位置处的主流方向。具有带有用于使流平直的空气动力学轮廓的前缘区域和用于混合的凸出后缘的组合的流线型本体对于利用入口区域处的不均匀的流轮廓使流混合是特别有利的。在未使流平直的情况下，干扰由凸出部产生的湍流耗散型式，并且仅局部混合发生。
实际上平行于流通道的纵向轴线的流对优化用于混合的流状况而言是有利的，该纵向轴线与流线型本体的凸出区段的中心平面对齐。为了导引平行方向上的流，流线型本体的前缘区具有空气动力学轮廓，其从相对于流调直器和混合装置的纵向轴线的倾斜的定向转变成平行于流调直器和混合装置的纵向轴线的定向。该定向变化优选地在流线型本体的上游半部中发生。
为了允许用于高反应性燃料的容量，喷射器设计成在筒式燃烧器中同时执行流调节(至少部分地)、喷射和混合。因此，喷射器可节省喷燃器压力损失，目前在沿着流径的各种装置中利用该喷燃器压力损失。如果流调节装置、漩涡生成器和喷射器的常规组合由提出的发明代替，则主流的速度可增大，以便实现燃料空气混合物在混合区中的短驻留时间。
除了包括混合和喷射装置的改进的喷燃器之外，用于操作这种喷燃器的方法是本发明的目的。取决于燃气涡轮的操作条件和负载点，通过喷燃器喷射的燃料流在宽广的范围内变化。其中流相等地分配到所有喷燃器喷嘴且穿过每个喷嘴的流量与总流量成比例的简单操作可在单独的喷嘴处引起损害喷射质量以及燃料进入空气流中的穿透深度的非常小的流速。
根据按照本发明的操作方法的一个优选实施例，根据总的喷射燃料流来确定燃料喷射穿过其的燃料喷射喷嘴的数量，其中，优选地，在阈值燃料流以下，仅通过流线型本体的每隔一个燃料喷嘴喷射燃料，并且/或者仅通过喷燃器的每隔一个或每隔两个流线型本体的燃料喷嘴喷射该燃料。
根据操作方法的另一个实施例，根据总的喷射燃料流来确定燃料喷射穿过其的燃料喷射喷嘴的数量，以确保操作的喷嘴中的最小流。
在又一个实施例中，以低的燃料流率通过导叶的每隔一个燃料喷嘴喷射燃料。可选地，仅通过喷燃器的每隔一个或每隔两个导叶的燃料喷嘴喷射燃料。另外，建议组合两种方法来减少燃料喷射：对于低的燃料质量流，通过导叶的每隔一个或每隔两个燃料喷嘴喷射燃料，并且提出仅通过喷燃器的每隔一个或每隔两个导叶的燃料喷嘴喷射燃料。在质量流增加的情况下，可增加用于燃料喷射的导叶的数量，并且接着可增加每个导叶用于燃料喷射的喷嘴的数量。可选地，在质量流增加的情况下，可增加每个导叶用于燃料喷射的喷嘴的数量，并且接着可增加用于燃料喷射的导叶的数量。例如可基于对应的阈值燃料流来确定喷嘴的启动和停用。
根据本发明的喷燃器可在例如阿尔斯通的GT24和GT26中使用，并且在DE 103 12 971 A1或例如WO 2012/136787中描述的布置中使用。它们可在任何其它燃气涡轮布置中使用。
在从属权利要求中制定本发明的另外的实施例。
附图说明
参考附图在下面描述本发明的优选实施例，该附图为了示出本发明的目前的优选实施例，而不为了限制它们。在附图中，
图1示出具有单独的混合和喷射元件的已知SEV喷燃器；
图2示出位于高压涡轮下游的已知SEV喷燃器，以及喷燃器的出口处的燃料质量份额轮廓(右边)；
图3示出根据本发明的SEV喷燃器，其具有柱形燃烧室以及带有圆形限制壁的混合和喷射器装置；
图4示出根据图3的混合和喷射装置；
图5示出凸出槽沟，其中，在a)中示出垂直于纵向轴线的切口，在b)中示出侧视图，在c)中示出后缘和逆着主流的视图，以及在d)中示出透视图；
图6在a)中示出凸出的流线型本体以及在两侧上和在其后缘处生成的流径的示意性透视图，并且在b)中示出它们的侧视立视图；
图7在a)中示出根据图3的喷燃器的多个本体的正视图并且在b)中示出其透视图，其中，本体不凸出但是设置有漩涡生成器，并且在c)中示出如何限定漩涡生成器的攻角和扫掠角的示意图，其中，在上面的图中给出侧视立视图，并且在下面的图中给出在垂直于漩涡生成器安装在其上的平面的方向上的漩涡生成器的视图；
图8示出具有不同喷嘴的凸出槽沟的后缘和凸出部布置；以及
图9示出根据图3的、充当流调直器的混合喷射装置的视图。
部件列表
1 喷燃器
2 混合空间、混合区
3 喷燃器壁
4a 燃烧空间
4b 再循环空间
5 出口侧、喷燃器出口
6 入口侧
7 喷射装置、燃料喷枪
8 来自高压涡轮的流
9 涡轮出口导叶
10 一级漩涡生成器
11 在5处的燃料质量份额轮廓
12 燃烧室壁
13 在3与12之间的过渡部
14 氧化介质流
15 燃料喷嘴
16 7的足部
17 7的轴
22 流线型本体、槽沟
24 22的后缘
25 22的前缘
27 转折点
28 在第二横向方向30上的凸出部
29 在第三横向方向31上的凸出部
30 第二横向方向
31 第三横向方向
32 28、29的顶点
33 22的侧向表面
34 喷出方向
35 22的中心平面
38 24的前缘
39 23的后缘
40 流轮廓
41 漩涡
42 凸出部
43 混合和喷射装置
44 限制壁
440 气体流通道
441 44的第一区
442 44的第二区
45 入口区域
46 出口区域
47 440的纵向轴线
48 流线型轮廓
49 第一横向方向
50 入口流
51 第一喷嘴
52 第二喷嘴
53 第三喷嘴
54 槽口喷嘴
60 漩涡生成器
111 已知喷燃器
λ 42的周期
h1 42的高度
h2 60的高度
α1 第一凸出部角
α2 第二凸出部角
β 入口角
γ 入射角
l 22的长度
H 22的高度
t1 驻留时间
t2 点燃时间
t3 反应时间
w 后缘24处的宽度
W 22的最大宽度。
具体实施方式
图1和图2示出常规的二级喷燃器111。喷燃器111(其为环形喷燃器)与相对的壁3邻接。这些相对的壁3限定用于主流方向14上的氧化介质的主气体流的流空间。该流作为来自高压涡轮的气体流8进入(即，在高压涡轮的最后一排旋转叶片后面)，该高压涡轮位于第一燃烧器的下游。该气体流8在入口侧6处进入喷燃器。首先，该气体流8经过流调节元件9，流调节元件9典型地为使流具有恰当定向的固定式涡轮出口导叶。大型预混合漩涡生成器10位于这些流调节元件9的下游，以便使气体准备好进行随后的混合步骤。在预混合漩涡生成器10的下游提供喷射装置或燃料喷枪7，其典型地包括干或足部16和轴向轴17。在轴17的最下游部分处发生燃料喷射。燃料喷射经由喷嘴15发生，喷嘴15垂直于主流方向14喷射燃料(交叉流喷射)。
在燃料喷枪7的下游存在混合区2，其中，与两个壁3邻接的空气在驻留时间t1期间与燃料混合，并且接着在出口侧5处，离开而到燃烧空间4a中，在燃烧空间4a中，在自燃时间t2之后，自燃发生。自燃时间t2是从燃料喷射到自燃所花的时间。喷燃的气体混合物在反应时间t3期间反应。
在混合区2与燃烧空间4a之间的过渡部处，典型地存在过渡部13，其可呈阶梯(图1)或圆形边缘(图2)的形式，而且还具有用于流的失速元件。过渡部13和燃烧过程使热气体的一部分在再循环区4b中再循环。燃烧空间与燃烧室壁12邻接。在根据图2的喷燃器111的情况下，这导致喷燃器出口5处的燃料质量份额轮廓11，如在图2的右侧指示的。
图3示出根据本发明的具有混合和喷射装置43的喷燃器1。喷射装置43包括限定气体流通道440的基本上圆形的限制壁44。所述柱形通道440具有纵向轴线47、入口区域45，以及在主流方向14的下游的出口区域46。主流方向14沿着纵向轴线47指向。图3示出其中提出的喷燃器区域在主流方向14上显著地减小的布置。在此处，减小的出口区域46为入口区域45的大约75%。这使气体速度在方向14上增大，这有助于在高反应性条件下安全地操作喷燃器1。重要地，根据图3的喷燃器1不需要如图1和图2所示的预混合漩涡生成器10。直接利用燃料喷射装置43产生用于在本体22下游的混合区中混合燃料和气体的漩涡。
图4示出根据图3本身的混合和喷射器装置43。可看到，本体22均从壁44的第一区441(图3、4中的上部部分)笔直延伸到壁44的第二区442(图3、4中的下部部分)，横跨气体流通道440。在此处，两个内部本体22具有相同长度(沿着第一横向方向49)，其中，外部本体22具有为内部本体22的长度的大约2/3的长度。
本体22延伸穿过限制壁44，并且在喷射装置43的外表面上面部分地突起。通过本体22的这些突起部分，部分不具有任何凸起或漩涡生成器，燃料和载体气体可供给到喷燃器1中。如可从图4看到的，流线型本体22的后缘24设置有凸出部28、29。沿横向相邻的本体22的凸出部28、29异相地凸起，即，凸出部28、29沿第二横向方向30或第三横向方向31指向的顶点彼此相向，或者沿相反的横向方向指向。第二横向方向30和第三横向方向31垂直于主流方向14，垂直于第一横向方向49，并且彼此不平行。在图4中，指示了围绕每个喷嘴15的漩涡(为半圆形箭头)。利用实线指示限制壁44附近的漩涡，利用虚线指示喷燃器中的不受限制壁44影响的漩涡。根据该图，变得清楚的是，需要足够的入射角γ来允许紧接着限制壁形成漩涡。另外，在限制壁44的交叉部处需要足够的高度的凸出部，以允许形成漩涡。
每个本体22的凸出后缘24以90°入射角γ与区441和442中的限制壁44相交。
图5示出产生槽沟状喷射器(即，凸出的流线型本体22)的基本设计。本体22可为喷燃器1的一部分，如已经在别处描述的。主流经过凸出混合器43，从而产生速度梯度。这些导致强烈地产生剪切层，燃料可喷射到该剪切层中。选择凸出部角α1和α2(参见图6)，使得避免流分离。
更特别地，流线型本体22构造为槽沟22，在图5a中，在图5b中的侧视图中，在逆着5c中的主流方向14的后缘的视图中，以及在图5d中的透视图中，槽沟22示出为切口。
流线型本体22具有前缘25和后缘24。因为前缘25限定直线，并且在形状的前缘部分中，形状是基本上对称的，所以在上游部分中，本体具有圆形前缘，并且不具有凸起。
前缘25沿着槽沟22的纵向轴线49延伸。在该上游区段的下游，在朝向后缘24进一步向下游前进时，凸出部连续且平滑地形成和发展。在该情况下，凸出部给出为按顺序布置成一个接一个的、沿着后缘沿两个相反方向交替的半圆，如在图5c中可特别容易地看到的。
在还位于中心平面35上的每个转折点27处，定位有燃料喷嘴，该燃料喷嘴顺列地基本上沿着主流方向14喷射燃料。在该情况下，后缘不是尖锐边缘但是具有宽度W，宽度W例如在5毫米至10毫米的范围内。本体22的最大宽度W在25毫米至35毫米的范围内，而凸起的总高度h仅略微大于该宽度W。
在该情况下，用于典型喷燃器的流线型本体具有范围为100毫米至200毫米的高度H。周期(凸出部波长λ)为大约40毫米至60毫米。
参考图6描述凸出混合构思，图6示出沿着流线型本体22的侧向表面33的流状况。中心平面35布置成大致平行于主流方向14，该流具有笔直前缘38和凸出后缘39。前缘38处的气体流14形成流轮廓40，如用箭头示意性地指示的。
后缘39处的凸出结构42逐渐向前缘38的下游形成波浪形状，其中，凸出部沿第二横向方向30前进，第二横向方向30横向于中心平面35和主流方向14。沿第二横向方向30延伸的凸出部标有附图标记28。在第三横向方向31(即，与第二横向方向30相反的方向)上延伸的凸出部标有附图标记29。凸出部在两个横向方向30、31上交替。在凸出部确切地说形成后缘的线/平面经过中心平面35的任何地方，存在转折点27。
如可从图6a中指示的箭头看出的，在上部面上的通道状结构中流动的空气流和在下部面上的通道中的空气流混合，并且开始在后缘39的下游生成漩涡41，导致强烈的混合。
凸出结构42由下列参数限定：i)周期(即，凸出部波长λ)在垂直于主流方向14的方向上给出凸出部的一个周期的宽度；ii)凸出部高度h，即，在相邻凸出部的相邻顶点之间的在垂直于主流方向14的方向上(所以沿着方向30和31)的距离，如图6b限定的；以及iii)限定在凸出部28的第一方向上的位移的第一凸出部角α1(第一仰角)，以及限定凸出部29沿方向31的位移的第二凸出部角α2(第二仰角)。典型地，α1等于α2。
为了确保良好的混合，通过在流径中布置两个或更多个流线型本体22而在流径的整个横截面上面引起具有湍流耗散的流域。与同相地布置的凸出部相比，沿横向相邻的本体22的、异相地布置(凸出部周期的相移动180°)的凸出部导致混合得到进一步改进。
漩涡生成器混合构思非常类似地起作用。
图7在a)和b)中示意性地示出根据本发明的混合和喷射器装置43的其它实施例的正视图和透视图。图7a与图7b之间的区别是漩涡生成器60和喷嘴15的布置。在图7a中，限制壁44限定具有大致椭圆形的横截面的气体流通道440。指示了主流方向14。喷射装置43容纳三个平行的对齐式流线型本体22，其均沿着第一横向方向49，从它们的限制壁44的第一区441笔直延伸到壁44的第二区442。本体在它们的侧向表面33上设置有漩涡生成器60。在图7a中，燃料喷嘴15分派给每个漩涡生成器60，其中，喷嘴15设置在笔直后缘24上，而漩涡生成器60交替地设置在本体22的侧向表面33上。
选择漩涡生成器攻角和扫掠角，以在最小压降下产生最高循环速率。通常，这种漩涡生成器具有范围为15°-20°的攻角α和/或范围为55°-65°的扫掠角β，参考图7c)来获得这些角的定义，其中，在图7a)中给出漩涡生成器在气体流14中的定向，在上部表示(其为立视图)中给出攻角α的定义，并且在下部表示(其为漩涡生成器的俯视图)中给出扫掠角β的定义。
图8示出具有不同的喷嘴布置的凸出槽沟或本体22的后缘24的逆着主流的视图。图8a示出这样的布置：用于喷射液体燃料的第一喷嘴51被第二喷嘴52包围，用于喷射气态燃料，第二喷嘴52本身被第三喷嘴53包围，用于喷射载体空气。喷嘴51、52、53同心地布置在后缘处。每个喷嘴布置位于凸出后缘横跨中心平面35的地方。
图8b示出这样的布置：用于燃料气体喷射的第二喷嘴52构造为沿着后缘延伸的缝隙状喷嘴，每个喷嘴在凸出部的每个顶点区段处。另外，用于液体燃料喷射的第一喷嘴51布置在凸出后缘横跨中心平面35的每个位置处。所有的第一喷嘴51和第二喷嘴52被第三喷嘴53包围，用于喷射载体空气。
图8c示出这样的布置：用于燃料气体喷射的第二喷嘴52构造为沿着至少一个凸出部沿着后缘延伸的一个缝隙状喷嘴。
对于液体燃料喷射，在第二喷嘴52中布置呈孔口形式的附加第一喷嘴51。
图8d和图8e示出凸出部侧壁包括笔直区段的布置。图8d示出这样的布置：用于喷射液体燃料的第一喷嘴51被第二喷嘴52包围，用于喷射气态燃料，第二喷嘴52本身被第三喷嘴53包围，用于喷射载体空气。喷嘴51、52、53同心地布置在后缘处。每个喷嘴布置位于凸出后缘横跨中心平面35的地方。
图8e示出用于燃料气体喷射的第二喷嘴52构造为沿着后缘延伸的缝隙状喷嘴的布置。每个喷嘴被第三喷嘴53包围，用于喷射载体。所有第一喷嘴52和第二喷嘴53被第三喷嘴53包围，用于喷射载体空气。可提供用于液体燃料喷射的附加第一喷嘴，但是在该实例中未示出它们。
图9示意性地示出具有两个本体22的混合和喷射装置43的实施例，两个本体22设置有如上所述的凸出部和/或漩涡生成器，并且在它们的前缘处进一步设置有调直器轮廓。喷射装置43借助于这些调直器轮廓用作流调直器。主流作为入口流50关于纵向轴线47以入口角β进入气体流通道440的入口区域45。在入口区域的区中，入口流50被调直器轮廓平滑地接收，该调直器轮廓在它们的上游部分中定向成大致平行于入口流方向。接着，调直器轮廓将主流导引到下游，并且使主流平滑地转向大致平行于纵向轴线47的方向，基于此，流导引成沿着流调直器和混合器43的本体22的侧向表面，其中，产生气体漩涡。

Claims (15)

1. 一种用于燃气涡轮的燃烧室的喷燃器(1)，其具有混合和喷射装置(43)，其中，所述混合和喷射装置(43)包括：
限制壁(44)，其限定具有纵向轴线(47)的气体流通道(440)、入口区域(45)，以及在主流方向(14)上在其下游的出口区域(46)；
至少两个流线型本体(22)，其均沿第一横向方向(49)从所述限制壁(44)的第一区(441)垂直于所述主流方向(14)或相对于所述主流方向(14)倾斜地延伸到所述气体流通道(440)中；
每个流线型本体(22)具有布置成基本上平行于所述主流方向(14)的两个侧向表面(33)，在所述两个侧向表面(33)之间有中心平面(35)，所述侧向表面(33)在它们的上游侧处连结于彼此以形成所述本体(22)的前缘(25)，并且在它们的下游侧处连结以形成所述本体(22)的后缘(24)；
每个流线型本体(22)具有垂直于所述第一横向方向(49)的横截面，所述横截面成形为流线型轮廓(48)；
其中，所述流线型本体(22)中的至少一个设置有混合结构(28，29；60)以及至少一个燃料喷嘴(15)，所述至少一个燃料喷嘴(15)位于其后缘(24)处，用于基本上平行于所述主流方向(14)将至少一种燃料引入到所述流通道(440)中，
其特征在于，所述流线型本体(22)中的至少两个沿着所述第一横向方向(49)具有不同的长度。
2. 根据权利要求1所述的喷燃器(1)，其特征在于，所述气体流通道(440)的横截面大致突出地弯曲，所述气体流通道(440)的横截面优选为突出的度量空间，更优选为大致圆形、椭圆形或透镜状的形状。
3. 根据权利要求1或2所述的喷燃器(1)，其特征在于，所述流线型本体(22)中的至少一个设置有呈位于所述本体(22)的后缘(24)处的多个凸出部(28，29)的形式的混合结构，其中，所述凸出部(28，29)大致垂直于所述中心平面(35)沿第二横向方向(30)或第三横向方向(31)延伸，其中，所述第二和第三横向方向(30，31)与彼此相反地伸展，其中，沿下游方向从前缘区到所述凸出部(28，29)的过渡部是平滑的，具有表示具有连续一阶导数的函数的表面曲率，并且其中，优选地，所述流线型本体(22)的形成所述凸出部(28，29)的横向位移在下游最多仅为所述本体(22)的长度(l)的三分之二，更优选地在下游仅为所述本体(22)的长度(l)的一半。
4. 根据权利要求1至3中的任一项所述的喷燃器(1)，其特征在于，凸起的后缘(24)在其整个长度上面设置有凸出部(28，29)，其中，所述凸出部(28，29)按顺序布置成沿着所述后缘(24)一个接一个，以及在两个相反的第二和第三横向方向(30，31)上交替地凸起，优选地，凸出部波长(λ)的范围为20毫米至100毫米，优选为30毫米至60毫米，并且其中，优选地，所有流线型本体(22)设置有同一个凸出部波长(λ)。
5. 根据权利要求1至4中的任一项所述的喷燃器(1)，其特征在于，所述流线型轮廓(48)在第二或第三横向方向(30，31)上具有宽度(w)，最大宽度(W)比所述本体(22)的后缘(24)更接近所述前缘(25)，其中，所述宽度(w)朝向所述后缘(24)基本上连续地减小，并且其中，凸出部高度(h1)限定为同一本体(22)的相邻凸出部(28，29)的顶点(32)之间的垂直于所述中心平面(35)的距离，所述距离在5毫米至60毫米的范围内。
6. 根据权利要求1至5中的任一项所述的喷燃器(1)，其特征在于，所述凸出部高度(h1)与所述气体流通道(440)的最小直径的比的范围为1:4至1:20，优选为1:5至1:10。
7. 根据权利要求1至6中的任一项所述的喷燃器(1)，其特征在于，所述凸起后缘(24)在入射角(γ)下与所述限制壁(44)相交，所述入射角(γ)的范围为70度至110度，更优选为80度至100度，以及特别是90度。
8. 根据权利要求1至7中的任一项所述的喷燃器(1)，其特征在于，所述流线型本体(22)中的至少一个在所述前缘(25)与所述后缘(24)之间设置有呈至少位于其侧向表面(33)中的一个处的至少两个漩涡生成器(60)的形式的所述混合结构，并且每个漩涡生成器具有大致垂直于所述中心平面(35)延伸的漩涡生成器高度(h2)。
9. 根据权利要求8所述的喷燃器(1)，其特征在于，所述漩涡生成器高度(h2)的范围为10毫米至50毫米，其中，优选地，所述漩涡生成器(60)与燃料喷嘴(15)交替地位于所述两个侧向表面(33)处，或者其中，优选地，所述燃料喷嘴(15)中的至少两个位于每个漩涡生成器(60)的下游。
10. 根据权利要求8或9所述的喷燃器(1)，其特征在于，从所述漩涡生成器(60)到所述限制壁(44)或另一个流线型本体(22)的漩涡生成器的最小横向距离的范围为所述漩涡生成器高度(h2)的20%至40%。
11. 根据权利要求1至10中的任一项所述的喷燃器(1)，其特征在于，所述流线型本体(22)从所述限制壁(44)的第一区(441)延伸穿过所述气体流通道(440)，到达所述限制壁(44)的第二区(442)，并且其中，至少一个流线型本体(22)的纵长方向(49)是基本上笔直的，并且所述限制壁(44)的第一区(441)和/或第二区(442)的切平面相对于彼此倾斜。
12. 根据权利要求3至11中的任一项所述的喷燃器(1)，其特征在于，所述流线型本体(22)布置成使得它们的纵长方向(49)基本上平行于彼此，其中，如果有的话，最接近的相邻流线型本体(22)的所述凸出部(28，29)同相或异相地凸起。
13. 根据权利要求1至12中的任一项所述的喷燃器(1)，其特征在于，所述混合和喷射装置(43)通过设置在每个流线型本体(22)的所述前缘(25)处而充当流调直器，其轮廓定向成平行于出现在所述前缘位置处的所述主流方向(14)。
14. 一种用于操作根据权利要求1至13中的任一项所述的喷燃器(1)的方法，其特征在于，根据总喷射燃料流来确定燃料喷射穿过其的燃料喷射喷嘴的数量，其中，优选地，在阈值燃料流以下，仅通过流线型本体(22)的每隔一个燃料喷嘴(15)喷射燃料，并且/或者仅通过所述喷燃器(1)的每隔一个或每隔两个流线型本体(22)的燃料喷嘴喷射燃料。
15. 一种根据权利要求1至13中的任一项所述的喷燃器(1)在高反应性条件下进行燃烧的用途，所述燃烧优选为以高喷燃器入口温度进行燃烧，和/或MBtu燃料的燃烧，和/或富氢燃料的燃烧。
CN201310500719.7A 2012-10-23 2013-10-23 用于筒式燃烧器的喷燃器 Active CN103776059B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP12189606 2012-10-23
EP12189606.2 2012-10-23

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN103776059A true CN103776059A (zh) 2014-05-07
CN103776059B CN103776059B (zh) 2016-04-13

Family

ID=47073332

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201310500719.7A Active CN103776059B (zh) 2012-10-23 2013-10-23 用于筒式燃烧器的喷燃器

Country Status (6)

Country Link
US (3) US10267522B2 (zh)
EP (3) EP2725301B1 (zh)
JP (1) JP5871881B2 (zh)
KR (1) KR101619201B1 (zh)
CN (1) CN103776059B (zh)
CA (1) CA2830031C (zh)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105864825A (zh) * 2015-02-11 2016-08-17 通用电器技术有限公司 用于燃气涡轮的燃料喷射装置
CN107917442A (zh) * 2016-10-08 2018-04-17 安萨尔多能源瑞士股份公司 用于燃气涡轮的双燃料同心喷嘴
CN108375082A (zh) * 2017-01-31 2018-08-07 安萨尔多能源瑞士股份公司 用于燃气涡轮机燃烧器的波瓣状喷射器
CN110030582A (zh) * 2017-11-17 2019-07-19 安萨尔多能源瑞士股份公司 用于燃气涡轮的再热喷燃器和包括再热喷燃器的燃气涡轮
CN110822482A (zh) * 2019-11-28 2020-02-21 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 一种中低热值气体和液体双燃料喷嘴及燃料切换方法
CN113966450A (zh) * 2019-05-28 2022-01-21 萨巴夫股份有限公司 燃气燃烧器

Families Citing this family (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2550370C2 (ru) * 2011-05-11 2015-05-10 Альстом Текнолоджи Лтд Центробежная форсунка с выступающими частями
EP2837883B1 (en) * 2013-08-16 2018-04-04 Ansaldo Energia Switzerland AG Premixed can annular combustor with mixing lobes for the second stage of a sequential gas turbine
EP3023696B1 (en) * 2014-11-20 2019-08-28 Ansaldo Energia Switzerland AG Lobe lance for a gas turbine combustor
EP3029378B1 (en) 2014-12-04 2019-08-28 Ansaldo Energia Switzerland AG Sequential burner for an axial gas turbine
US10151325B2 (en) * 2015-04-08 2018-12-11 General Electric Company Gas turbine diffuser strut including a trailing edge flap and methods of assembling the same
EP3115693B1 (en) 2015-07-10 2021-09-01 Ansaldo Energia Switzerland AG Sequential combustor and method for operating the same
EP3147569A1 (en) 2015-09-28 2017-03-29 General Electric Technology GmbH Vortex generator, and fuel injection system of a gas turbine with such vortex generator
RU2717472C2 (ru) * 2016-08-16 2020-03-23 Ансальдо Энергия Свитзерленд Аг Инжекторное устройство и способ изготовления инжекторного устройства
EP3324120B1 (en) * 2016-11-18 2019-09-18 Ansaldo Energia Switzerland AG Additively manufactured gas turbine fuel injector device
EP3330613B1 (en) * 2016-11-30 2020-10-21 Ansaldo Energia Switzerland AG Vortex generating device
EP3330614B1 (en) 2016-11-30 2019-10-02 Ansaldo Energia Switzerland AG Vortex generating device
EP3369995B1 (en) * 2017-03-02 2020-08-05 Ansaldo Energia Switzerland AG Method of flow oscillation cancellation in a mixer
US10969107B2 (en) * 2017-09-15 2021-04-06 General Electric Company Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor
US11242806B2 (en) * 2017-11-20 2022-02-08 Power Systems Mfg., Llc Method of controlling fuel injection in a reheat combustor for a combustor unit of a gas turbine
US11156164B2 (en) 2019-05-21 2021-10-26 General Electric Company System and method for high frequency accoustic dampers with caps
US11174792B2 (en) 2019-05-21 2021-11-16 General Electric Company System and method for high frequency acoustic dampers with baffles
GB201907834D0 (en) * 2019-06-03 2019-07-17 Rolls Royce Plc A fuel sparay nozzle arrangement
US20230408094A1 (en) * 2021-11-03 2023-12-21 Power Systems Mfg., Llc Trailing edge fuel injection enhancement for flame holding mitigation
JP2024061123A (ja) * 2022-10-21 2024-05-07 三菱重工業株式会社 バーナ、これを備える燃焼器、及びこの燃焼器を備えるガスタービン
US11873993B1 (en) 2023-02-02 2024-01-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor for gas turbine engine with central fuel injection ports
US12111056B2 (en) 2023-02-02 2024-10-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor with central fuel injection and downstream air mixing
US11867392B1 (en) 2023-02-02 2024-01-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor with tangential fuel and air flow
US11835235B1 (en) 2023-02-02 2023-12-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor with helix air and fuel mixing passage
US11867400B1 (en) 2023-02-02 2024-01-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor with fuel plenum with mixing passages having baffles
US12060997B1 (en) 2023-02-02 2024-08-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor with distributed air and fuel mixing

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1059398A (zh) * 1990-08-28 1992-03-11 通用电气公司 二级v形火焰稳定器燃料喷射混合器
JP3930598B2 (ja) * 1996-03-01 2007-06-13 アエロスパティアル・マトラ ラムジェット用燃料噴射装置
WO2011054766A2 (en) * 2009-11-07 2011-05-12 Alstom Technology Ltd Reheat burner injection system
WO2011054757A2 (en) * 2009-11-07 2011-05-12 Alstom Technology Ltd Reheat burner injection system with fuel lances

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB595286A (zh) * 1942-01-08 1947-12-01
CA1324999C (en) * 1986-04-30 1993-12-07 Walter M. Presz, Jr. Bodies with reduced surface drag
CH674561A5 (zh) 1987-12-21 1990-06-15 Bbc Brown Boveri & Cie
US5203796A (en) * 1990-08-28 1993-04-20 General Electric Company Two stage v-gutter fuel injection mixer
DE59208193D1 (de) 1992-07-03 1997-04-17 Abb Research Ltd Nachbrenner
DE4426351B4 (de) 1994-07-25 2006-04-06 Alstom Brennkammer für eine Gasturbine
DE19549143A1 (de) * 1995-12-29 1997-07-03 Abb Research Ltd Gasturbinenringbrennkammer
ATE244380T1 (de) * 1997-11-21 2003-07-15 Alstom Brenner für den betrieb eines wärmeerzeugers
DE10008006C2 (de) 2000-02-22 2003-10-16 Graffinity Pharm Design Gmbh SPR-Sensor und SPR-Sensoranordnung
DE10128063A1 (de) 2001-06-09 2003-01-23 Alstom Switzerland Ltd Brennersystem
DE10312971B4 (de) 2003-03-24 2017-04-06 General Electric Technology Gmbh Verfahren zum Betreiben einer Gasturbogruppe
US8763400B2 (en) * 2009-08-04 2014-07-01 General Electric Company Aerodynamic pylon fuel injector system for combustors
EP2496885B1 (en) 2009-11-07 2019-05-29 Ansaldo Energia Switzerland AG Burner with a cooling system allowing an increased gas turbine efficiency
EP2496883B1 (en) * 2009-11-07 2016-08-10 Alstom Technology Ltd Premixed burner for a gas turbine combustor
CH704829A2 (de) * 2011-04-08 2012-11-15 Alstom Technology Ltd Gasturbogruppe und zugehöriges Betriebsverfahren.
EP2522912B1 (en) * 2011-05-11 2019-03-27 Ansaldo Energia Switzerland AG Flow straightener and mixer

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1059398A (zh) * 1990-08-28 1992-03-11 通用电气公司 二级v形火焰稳定器燃料喷射混合器
JP3930598B2 (ja) * 1996-03-01 2007-06-13 アエロスパティアル・マトラ ラムジェット用燃料噴射装置
WO2011054766A2 (en) * 2009-11-07 2011-05-12 Alstom Technology Ltd Reheat burner injection system
WO2011054757A2 (en) * 2009-11-07 2011-05-12 Alstom Technology Ltd Reheat burner injection system with fuel lances

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105864825A (zh) * 2015-02-11 2016-08-17 通用电器技术有限公司 用于燃气涡轮的燃料喷射装置
CN105864825B (zh) * 2015-02-11 2020-10-02 安萨尔多能源瑞士股份公司 用于燃气涡轮的燃料喷射装置
CN107917442A (zh) * 2016-10-08 2018-04-17 安萨尔多能源瑞士股份公司 用于燃气涡轮的双燃料同心喷嘴
US10753615B2 (en) 2016-10-08 2020-08-25 Ansaldo Energia Switzerland AG Dual fuel concentric nozzle for a gas turbine
CN107917442B (zh) * 2016-10-08 2023-12-15 安萨尔多能源瑞士股份公司 用于燃气涡轮的双燃料同心喷嘴
CN108375082A (zh) * 2017-01-31 2018-08-07 安萨尔多能源瑞士股份公司 用于燃气涡轮机燃烧器的波瓣状喷射器
CN110030582A (zh) * 2017-11-17 2019-07-19 安萨尔多能源瑞士股份公司 用于燃气涡轮的再热喷燃器和包括再热喷燃器的燃气涡轮
CN113966450A (zh) * 2019-05-28 2022-01-21 萨巴夫股份有限公司 燃气燃烧器
CN113966450B (zh) * 2019-05-28 2024-05-28 萨巴夫股份有限公司 燃气燃烧器
CN110822482A (zh) * 2019-11-28 2020-02-21 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 一种中低热值气体和液体双燃料喷嘴及燃料切换方法
CN110822482B (zh) * 2019-11-28 2020-10-27 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 一种中低热值气体和液体双燃料喷嘴及燃料切换方法

Also Published As

Publication number Publication date
US10386073B2 (en) 2019-08-20
EP2725301A1 (en) 2014-04-30
EP3184899A1 (en) 2017-06-28
EP3184899B1 (en) 2020-05-20
US20170234541A1 (en) 2017-08-17
US20170191665A1 (en) 2017-07-06
US10544939B2 (en) 2020-01-28
JP5871881B2 (ja) 2016-03-01
US10267522B2 (en) 2019-04-23
KR20140051793A (ko) 2014-05-02
EP3182013B1 (en) 2021-02-17
US20140109588A1 (en) 2014-04-24
EP3184899A8 (en) 2017-12-13
CA2830031A1 (en) 2014-04-23
EP2725301B1 (en) 2018-12-05
JP2014085106A (ja) 2014-05-12
EP3182013A1 (en) 2017-06-21
CA2830031C (en) 2016-03-15
CN103776059B (zh) 2016-04-13
KR101619201B1 (ko) 2016-05-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103776059B (zh) 用于筒式燃烧器的喷燃器
US8938971B2 (en) Flow straightener and mixer
EP2522911B1 (en) Burner with a lobed swirler
US8677756B2 (en) Reheat burner injection system
CN103776060B (zh) 再热喷燃器布置
US8402768B2 (en) Reheat burner injection system
US8713943B2 (en) Reheat burner injection system with fuel lances
US8490398B2 (en) Premixed burner for a gas turbine combustor
RU2611551C2 (ru) Топка (варианты) и способ распределения топлива в топке
KR20160060594A (ko) 가스 터빈 연소기용 로브 랜스
US20110023494A1 (en) Gas turbine burner
JP6297165B2 (ja) 二次燃料段用の２つの出口燃料予混合ノズルを有するガスタービンエンジン
US20130174563A1 (en) Combustor fuel nozzle and method for supplying fuel to a combustor
CN107923612A (zh) 具有用于主液体燃料的渐缩喷射部件的预混合双燃料燃烧器
KR20160063272A (ko) 가스 터빈의 버너

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
C56 Change in the name or address of the patentee
CP01 Change in the name or title of a patent holder

Address after: Baden, Switzerland

Patentee after: ALSTOM TECHNOLOGY LTD

Address before: Baden, Switzerland

Patentee before: Alstom Technology Ltd.

TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20171211

Address after: Baden, Switzerland

Patentee after: Energy resources Switzerland AG

Address before: Baden, Switzerland

Patentee before: ALSTOM TECHNOLOGY LTD

TR01 Transfer of patent right