CN104373961B - 喷燃器布置及用于操作喷燃器布置的方法 - Google Patents

喷燃器布置及用于操作喷燃器布置的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN104373961B
CN104373961B CN201410402172.1A CN201410402172A CN104373961B CN 104373961 B CN104373961 B CN 104373961B CN 201410402172 A CN201410402172 A CN 201410402172A CN 104373961 B CN104373961 B CN 104373961B
Authority
CN
China
Prior art keywords
burner
leaf
centerbody
combustion chamber
section
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.)
Active
Application number
CN201410402172.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN104373961A (zh
Inventor
高仙峰
U.本兹
A.特尤尔
R.库卡尼
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
Energy Resources Switzerland 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 Energy Resources Switzerland AG filed Critical Energy Resources Switzerland AG
Publication of CN104373961A publication Critical patent/CN104373961A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN104373961B publication Critical patent/CN104373961B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

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
    • 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
    • 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
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C7/00—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply
    • F23C7/002—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply the air being submitted to a rotary or spinning motion
    • F23C7/004—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply the air being submitted to a rotary or spinning motion using vanes
    • 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
    • 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
    • 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
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D2900/00—Special features of, or arrangements for burners using fluid fuels or solid fuels suspended in a carrier gas
    • F23D2900/14—Special features of gas burners
    • F23D2900/14004—Special features of gas burners with radially extending gas distribution spokes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D2900/00—Special features of, or arrangements for burners using fluid fuels or solid fuels suspended in a carrier gas
    • F23D2900/14—Special features of gas burners
    • F23D2900/14021—Premixing burners with swirling or vortices creating means for fuel or air
    • 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
    • F23R2900/03041—Effusion cooled combustion chamber walls or domes
    • 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
    • F23R2900/03044—Impingement cooled combustion chamber walls or subassemblies
    • 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)

Abstract

本发明涉及一种喷燃器布置，其用于在单个燃烧室中或在筒形燃烧器中使用，包括位于燃烧区上游的中心体喷燃器、具有截面面积的环形导管、沿中心体的周向方向和纵向方向布置的中间叶。叶主动地连接于环形导管的截面面积，其中冷却空气引导穿过叶内的一定数量的管至中心体，并且基于冲击冷却来预先冷却中心体的至少前区段。随后，冲击冷却空气基于对流冷却和/或喷射冷却来冷却中心体的中面和后面。中心体的至少后面包括在内侧上的至少一个缓冲器。

Description

喷燃器布置及用于操作喷燃器布置的方法
技术领域
本发明涉及一种喷燃器布置，其用于在单个燃烧室中或在筒形燃烧器中使用，包括位于燃烧区上游的中心体喷燃器、具有截面面积的环形导管、沿中心体喷燃器的周向方向和纵向方向布置的中间叶，其中叶主动地连接于环形导管的截面面积。此外，本发明涉及一种用于操作喷燃器布置的方法。
背景技术
为了实现高效率，高涡轮入口温度在标准燃气涡轮中使用。结果，其中出现了高NOx排放水平和较高的寿命循环成本。这可利用连续燃烧循环来减轻，其中压缩机输送已知压力比的几乎两倍的压力比。主流经过第一燃烧室(例如，使用如EP0321809中公开的和如美国专利第4,932,861号中公开的普通类型的喷燃器，也称为EV燃烧器，其中EV代表环境)，其中燃烧一部分燃料。在于高压涡轮级处膨胀之后，添加和燃烧其余燃料(例如，使用如U.S.5,431,018或U.S.5,626,017中或美国专利申请公告第2002/0187448号中公开的类型的喷燃器，也称为SEV燃烧器，其中S代表连续)。两种燃烧器包含预混喷燃器，这是因为低NOx排放涉及燃料和氧化剂的高混合质量。
US2012/0297777A1公开了已知的副喷燃器。为环形燃烧室的喷燃器由相对的壁定边界。这些相对的壁限定用于氧化介质流的流动空间。该流作为主流从高压涡轮进入(例如，在位于第一燃烧器下游的高压涡轮的最后一排旋转叶片之后)。该主流在入口侧处进入喷燃器。首先，该主流经过流动调节元件，其典型地是涡轮出口导叶，该涡轮出口导叶为静止的，并且使流进入适当定向。涡旋发生器位于这些流动调节元件下游，以便准备随后的混合步骤。在涡旋发生器下游，提供了可包括足部和轴向轴的喷射装置或燃料枪7。燃料喷射发生在轴的最下游部分处；在该情况下，燃料喷射经由孔口/喷嘴发生，该孔口/喷嘴沿垂直于流动方向的方向喷射燃料(错流喷射)。混合区存在于燃料枪下游，其中由两个壁定边界的空气与燃料混合，并且接着在出口侧处退出而进入燃烧空间，其中，自动点燃发生。
发明内容
该目的通过特别是向具有第一燃烧室和第二燃烧室的带连续燃烧的燃气涡轮的副燃烧室提供喷燃器来实现，其中喷射装置用于将至少一种气态燃料引入到喷燃器中，其中该喷燃器的喷射装置具有至少一个中心体，该至少一个中心体布置在喷燃器布置中，并且其中该中心体具有用于将至少一种液体和/或气态燃料引入到喷燃器中的至少一个喷嘴。
如果燃烧系统需要以筒形燃烧器系统构造，则轴向对称设计(例如，圆筒形设计)明显有吸引力。然而，这在应用沟槽(flute)的构思时引入了显著的又一个问题，这是因为由于沟槽的增大分离而产生的在更大半径处所需的增加的周向混合。
本发明的目的在于提供用于本公开的示例性实施例的中心体喷燃器冷却构思，提供了预混喷燃器，例如，其可适用于2级燃烧系统中的1级燃烧器或适用于单个燃烧喷燃器系统。示例性实施例可提供快速混合，例如，其对于具有可接受喷燃器压降的高反应性燃料可实现。本公开的示例性实施例可提供在较短喷燃器混合长度中发生的快速燃料空气混合。例如，喷燃器可为可用的，但不是专用于高反应性条件，即，用于高反应性燃料(特别是MBtu燃料)将在此类喷燃器中焚烧的情形。
此外，本公开的示例性实施例涉及用于例如燃气涡轮的单个燃烧室或第一燃烧室的喷燃器，其中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。喷射装置具有至少一个本体，该至少一个本体布置在具有至少一个喷嘴的喷燃器中，该至少一个喷嘴用于将至少一种燃料引入到喷燃器中。至少一个本体位于喷燃器的第一区段中，其在相对于喷燃器中主要的主流方向的至少一个本体的前缘处具有第一截面面积。具有第二截面面积的混合区位于本体的下游。
此外，本公开的示例性实施例涉及用于"恒压连续燃烧"(CPSC)的中心体喷燃器的冷却构思。冷却空气通过叶内的管引导至中心体。首先，冷却空气以冲击冷却构思来冷却中心体的前面。其次，在冲击冷却之后，相同的冷却空气以对流冷却(对流热传递)和/或喷射冷却来冷却布置在中心体喷燃器的前面上游的中面，并且接着优选以喷射冷却来冷却后面。
基本上，喷燃器布置包括位于燃烧区上游的中心体喷燃器、具有截面面积的环形导管、沿中心体喷燃器的周向方向和纵向方向布置的中间叶，其中叶主动地连接于环形导管的截面面积。冷却空气引导穿过叶内的一定数量的管至中心体喷燃器，并且基于冲击冷却来预先冷却中心体喷燃器的至少前区段，并且在随后的流动中，冲击冷却空气基于对流冷却和/或喷射冷却来冷却中心体喷燃器的中面和后面。中心体喷燃器的至少后面包括在内侧的至少一个缓冲器。
尤其设计为低频和/或高频缓冲器的上述缓冲器内部地集成到中心体中。缓冲器元件与中心体的前面之间的组装借助于卡口外形并且借助于具有螺钉(并且如果需要，具有锁定焊缝)的装固元件来完成。
混合区位于叶的下游，并且其中在所述叶处和/或下游，所述混合区的截面相比于所述叶上游的流动截面减小，其中优选该减小为至少10%，更优选为至少20%，甚至更优选为至少30%；或所述混合区扩大，其中优选该扩大相比于所述叶上游的流动截面为至少10%，更优选为至少20%，甚至更优选为至少30%。此外，所述混合区具有扩散器的形状。
因此，用于中心体喷燃器的冷却构思可利用更多特征来进一步优化和改进：
中心体喷燃器的前区段具有冲击冷却腔，其设置在中心体喷燃器的前区段的后侧与冲击冷却内壁之间。
来自腔的冷却空气沿中面的纵向方向和沿随后的环形通道的纵向方向在中心体喷燃器的后面内与过渡导管直接地或间接地连接。
用于冷却前面的冲击孔的直径和数量可优化，以在前末端上的冲击冷却通道下实现均匀分布的错流。
冲击冷却通道高度不必包括恒定的高度以优化冷却错流。
一些肋条可沿流动方向布置在冲击冷却通道内以引导流动。
一些旁通孔可添加在壁上，以使冷却流从冲击区域旁通至中心体喷燃器仓室，这有助于调整中心体喷燃器仓室内的压力水平，并且增大后流动裕度。
代替喷射冷却的膜冷却可在中心体喷燃器的内衬的下游的一些热点上实施。
根据本公开的示例性中心体喷燃器，在本体处和/或下游，截面面积减小，使得第一截面面积大于第二截面面积。换言之，可用于至少一个本体的前缘处的燃烧气体的流动的截面大于可用于混合区中的燃烧气体的流动的截面。截面的该减小可导致流速沿该流径的纵向方向的增大。
中心体喷燃器可在环形燃烧器的背景下应用，但也可在筒形架构的背景下应用，其中独立的喷燃器筒将热燃烧气体给送到涡轮入口导叶的弧的相应独立部分中。各个筒形燃烧器包括设置在围绕中心引燃器的环中的多个主喷燃器，如例如在U.S.6,082,111或EP1434007B1中。
中心体喷燃器用作用于燃气涡轮组的燃烧室的喷燃器，其中燃气涡轮组包括至少一个压缩机单元、用于生成工作气体的第一燃烧室，其中第一燃烧室连接成从压缩机单元接收压缩空气，其中第一燃烧室为具有多个预混喷燃器的环形燃烧室、连接成从第一燃烧室接收工作气体的第一涡轮、连接成从第一涡轮接收排出的工作气体并且将工作气体输送至第二涡轮的第二燃烧室。第二燃烧室包括环形导管，其形成沿流动方向从第一涡轮的出口延伸至第二涡轮的入口的燃烧空间，并且第二燃烧室包括用于将燃料引入到第二燃烧室中用于燃料的自动点燃的器件。
此外，中心体喷燃器用作用于燃气涡轮组的燃烧室的喷燃器，其中燃气涡轮组包括至少一个压缩机单元、用于生成工作气体的第一燃烧室，其中第一燃烧室连接成从压缩机单元接收压缩空气，其中第一燃烧室为具有多个预混喷燃器的环形燃烧室、连接成从第一燃烧室接收工作气体的第一涡轮、连接成从第一涡轮接收排出的工作气体并且将工作气体输送至第二涡轮的第二燃烧室。第二燃烧室操作为筒形燃烧器，其指定为整装式圆筒形或准圆筒形的燃烧室，并且筒形燃烧器包括用于将燃料引入到第二燃烧室中用于燃料的自动点燃的器件。在该背景下，多个筒形燃烧器围绕燃气涡轮组的中心轴线布置。
本公开的示例性实施例可包括空气动力促进的轴向燃料喷射，其具有经由小尺寸的涡旋发生器和/或沟槽加强的混合。结果，预混喷燃器可操作用于提高的燃料灵活性，而不遭受高NOx排放或逆燃。提出的喷燃器构造适用于环形和筒环形燃烧器两者。火焰稳定可通过将涡旋破坏事件推出喷燃器出口来实现。喷燃器速度、轴向压力梯度、本体的大小和可选地布置的涡旋发生器可变化以控制在喷燃器出口附近发生的涡旋破坏。
环形导管内的一定数量的沿径向布置的流线型中心体叶分布在中心体的周边处，作为流动间隙的连结桥接。流线型中心体叶具有纵轴线，其布置成正交于喷射计划的纵轴线，并且正交于入口流动方向，在该实例中，其平行于纵轴线。为了确保良好混合，具有湍流消散的流场通过将两个或更多个流线型中心体叶布置在流动通路中来在流径的整个截面上引起。
流线型中心体叶具有基本上相同的周期性，但同相或异相，即，各个流线型中心体叶的后缘处的沟槽的数量优选相等，并且邻近流线型中心体叶上的沟槽优选以同相布置。具体而言，相转移180°，即，两个流线型中心体叶的沟槽在纵向方向上的相同位置处横过中心线，并且在纵向方向的相同位置处，各个本体的偏转具有相同的绝对值，但沿相反的方向。在后缘的纵向或准纵向方向上，至少一个燃料喷嘴和/或燃料喷嘴位于流线型中心体叶的后缘的中心平面上，并且优选为在各个相邻沟槽的平面中的各个位置处，位于流线型中心体叶的相对的侧表面处。
又一个优选实施例的特征在于喷射平面(叶)由至少一个喷射装置构成，该至少一个喷射装置从中心体沿径向或准径向设置。用于将至少一种燃料引入到喷燃器的环形导管中的喷射装置具有至少一个流线型本体，其布置在喷燃器的环形空间中，该喷燃器包括用于将至少一种燃料引入到喷燃器的环形导管中的至少一个喷嘴。
又一个优选实施例的特征在于，喷射平面还预先由至少一个喷射装置构成，该至少一个喷射装置从中心体沿径向或准径向设置。流线型本体在其下游端处具有一定数量的叶，该一定数量的叶相对于一个或更多个邻近的流线型本体与彼此同相或异相地布置。在该情况下，燃料喷嘴或多个燃料喷嘴在叶处同心地布置。各个喷嘴布置优选位于叶形后缘横过中心平面的位置。关于燃料喷嘴，布置提出了用于喷射液体燃料的第一喷嘴，其由用于喷射气态燃料的第二喷嘴包围，该第二喷嘴自身由喷射载气的第三喷嘴包围。
中心体叶和集成的沟槽前缘拥有优化的冷却技术。
基本上，叶形更显著，意味着高度h相比于各个沟槽的宽度W更加大。所以在该情况下，叶形的高度(H)是在其上游部分中的其最大宽度位置处的本体的最大宽度(W)的大约两倍。取决于期望的混合性质，叶形的高度可改变，还在一个沟槽的后缘的纵向方向上，高度可变化。
作为实例，喷射器可为中心体的一部分，如本文所述。主流经过叶形混合器，导致了速度梯度。这些导致了燃料可喷射到其中的剪切层的密集生成。叶角以如下方式选择成避免流动分离。流线型本体具有前缘和后缘。前缘限定了直线，并且在形状的前缘部分中，形状基本上对称，所以在上游部分中，本体具有圆形前缘，并且没有叶形。前缘沿沟槽的纵轴线的方向延伸。在该上游区段的下游，叶连续地并且平滑地发展并且增长而作为朝后缘进一步向下游的叶。在该情况下，叶给定为半圆，其按顺序一个接一个布置，沿两个相反方向在后缘的纵向方向上交错。
上文识别的设计的优点在于：
对于预先限定的喷射后混合体积和长度，任何喷燃器外径可通过中心体直径的适合选择来实现。
喷燃器硬件可设置成向下游构件(例如，燃烧室或涡轮构件)提供适合的大小。
邻近沟槽的径向或准径向的发散由较小高度的环形导管最小化。这确保了保持先前沟槽经验的适用性。
邻近沟槽沿叶的纵向方向的小径向发散最小化对在沟槽的外侧端处关于中心体增加的周向混合的要求。这确保了保持良好的混合特性。
中心体提供了适合的位置来安装缓冲元件。
此外，如果在再热燃烧区之前需要添加空气，则该空气可添加在中心体上面。
此外，其它优点可概括如下：
适应高反应性燃料的较高喷燃器速度。
以当前设计实现的类似混合水平的较低喷燃器压降。
SEV(连续燃烧室)能够在较高入口温度下操作。
以较低压力的载气除去或替换高压载气的可能性。
关于执行合理的燃料空气混合，当前喷燃器系统的以下构件为所关心的：
在SEV燃烧器的入口处，主流必须调节以便保证独立于(例如，由高压涡轮级引起的)上游干扰的一致的入流条件。
接着，如果需要，则流动必须经过一定数量的沟槽。
燃料和燃烧空气以最低压降的均一混合是设计高效现代燃气涡轮的前提。需要均一混合来避免火焰温度中的局部最大化，其导致高NOx排放。低压降是有利的，这是因为燃烧器中的压降直接地削弱燃气涡轮的功率和效率。
附图说明
下文参照附图描述了本发明的优选实施例，其为了示出本发明的当前优选实施例，并且不为了对其限制。
在附图中：
图1示出了并入中心体的再热喷燃器布置；
图2以截面视图示出了中心体喷燃器的组件；
图3示出了缓冲器的三维构造；
图4示出了针对到叶形沟槽的后缘上的主流的视图。
具体实施方式
图1示出了并入中心体101的再热喷燃器布置100。所示的中心体在喷射平面102(叶)的上游开始，引起燃料103和载气104喷射到中心体101中，并且接着中心体向下游继续至喷燃器布置100的出口108。中心体101主动地连接于热气体的主流107。中心体101提供了更好混合，匹配喷燃器和燃烧器区域。关于根据本发明的预混喷燃器，中心体101可设有燃料供应管线(未示出)。中心体101在其端部处沿主流107的流动方向呈现出相对于环形导管105与后面的燃烧室109之间的截面面积的圆筒形或准圆筒形端。中心体的表面相对于环形导管的截面面积的整个、部分或中间圆锥形形态如果需要也是可能的。相对于相邻元件，中心体101可设计有不同的大小，尤其是相对于环形导管和燃烧室的截面面积。
此外，图1中的提出的再热喷燃器布置示为具有相对于燃烧室109的未减小的出口截面面积。在该情况下，中心体101位于喷燃器布置的入口侧的下游，并且周向的燃料喷射平面(叶)102位于中心体101的长度的纵向方向的中间以及环形导管105的截面面积内，这给出为沿纵向方向延伸的流线型本体。
在流线型本体所位于的位置处，或在该位置的下游，如果需要，则环形导管105的至少外壁在会聚部分(未示出)中会聚，并且变窄至环形导管的减小的截面面积。这限定了混合空间，其结束于出口侧108处，其中，燃料和空气的混合物进入由壁112界定的燃烧室或燃烧空间109。在此类会聚部分的下游，如果需要，则环形导管的截面面积还可逐渐地形成扩散器的形状。
关于喷射平面(叶)102，燃料103的均一混合以及如果需要，具有最小压降的燃烧空气104是高效现代燃气涡轮的设计的前提。需要均一混合来避免火焰温度中的局部最大化，其导致高NOx排放。低压降是有利的，这是因为燃烧器中的压降直接地削弱燃气涡轮的功率和效率。
图2以截面视图示出了中心体喷燃器101的组件。中心体喷燃器101的前区段201具有相对于主流F1的流动顺应圆形前部，其通过冲击冷却203来冷却，其中冷却空气出于该目的通过主空气冷却通道104供应。沿流动方向的前区段201的延伸包括沿周向设置的一定数量的叶102沿径向方向的放置。随后，沿中心体喷燃器101的气体/燃料-流动通道的纵向方向，介质流F2连接于燃烧室109。
通过沿周向设置的主冷却通道104供应的冷却空气在高压下在冷却体积209中流动，并且撞击中心体喷燃器101的内壁210。穿过通道104的冷却空气在冷却体积209中形成会聚冲击空气冷却流，并且冲击中心体喷燃器前区段201的更大的区。
如果根据优选提出的实施例，冲击冷却内壁210布置在平行于中心体喷燃器101的前区段201的后侧211的一距离处，并且如果冲击冷却孔203的分布以如下方式与腔212内的销(未示出)的分布匹配使得冲击冷却孔203在各种情况下都位于销之间，如沿垂直于冲击冷却板的方向所见，则冲击冷却特别有效。
冷却的变化可通过与销的密度相关的冲击冷却孔203的密度来加强。具体而言，冲击冷却孔的密度和销的密度可为局部相同的。
为此，由布置成与中心体喷燃器101的前区段201平行的冲击冷却内壁210覆盖的腔212形成在前区段201的上侧上。提供了以预定分布的冲击冷却内壁210，用于冲击冷却孔203，呈独立冷却空气射流形式的压缩冷却空气通过冲击冷却孔203进入腔212，并且冲击中心体喷燃器101的前区段201的相对地设置的后侧211。
在冲击和随后的湍流与中心体喷燃器101的前区段201的后侧211接触期间，冷却空气从中心体喷燃器101的前区段201吸收热，并且接着从腔212排出。
为了改进中心体喷燃器101的前区段201与冷却空气104之间的热传递，垂直地突出的圆锥形或角锥形销布置在中心体喷燃器101的前区段201的后侧211上，并且扩大了壁与冷却空气流之间的接触面积，并且加强了湍流。冲击冷却孔203的密度和销的密度在局部上不同，但同时与彼此相关，即，在销的密度增大的区(集中区)中，冲击冷却孔203的密度也增大，并且反之亦然。冲击冷却孔203优选布置有销，如果需要，以"交叉"方式，即是说，具有相同周期性的孔203在各种情况中都以交叉方式定位。
其结果在于，中心体喷燃器101的前区段201的区中的热消散显著地改进，其结果在于限制热负载的效果。
尽管已经参照其具体实施例描述了冲击冷却，但本领域的普通技术人员将理解的是，其中可作出各种变化，而不背离本发明的范围和精神。此外，本描述不限于本文中所述的实施例。
在所述的冲击冷却过程之后，冷却空气继续沿过渡导管204的纵向方向在叶102(中面)的区中流动，并且接着该冷却空气在随后布置的环形通道213内沿中心体喷燃器的后面的纵向方向流动。该过渡导管204沿轴向方向定位在缓冲器300的外周与中心体喷燃器101的后面的衬套之间。来自冲击冷却的冷却空气之后以对流冷却和/或喷射冷却来冷却中面204(过渡导管)，并且随后冷却后面202(环形通道)。中心体喷燃器101的后面202应当优选由喷射冷却来冷却。
因此，多个喷射冷却孔205定位在后面202的外皮部件中，优选成大约15到30度的角，并且延伸环形通道213的至少一部分，并且喷射冷却孔205连接于混合空间。多个喷射冷却孔205中的附加冷却孔以附加的行沿过渡导管204的纵向方向定位。
叶102和燃料喷嘴206分别供有燃料103，并且进一步供有冷却空气207。
为了其操作，缓冲器300包括冷却体积209与第一缓冲器体积302a之间的至少一个开孔213、第一缓冲器体积302a与第二缓冲器体积303a之间的至少一个颈部311，第二缓冲器体积303b与燃烧室109之间的至少一个通路304。
中心体喷燃器101在筒形燃烧器中操作来作为整装式圆筒形或准圆筒形燃烧室。基本上，各个筒形燃烧器均具有其自身的燃料喷射器、点火器、衬套、外壳、冷却部等。筒形燃烧器可作为自动点火连续燃烧室(SEV)操作。
在大多数应用中，多个筒形燃烧器围绕发动机的中心轴线布置，并且它们共用的排气给送至(多个)涡轮。筒形燃烧器容易维护，因为仅需要除去单个筒形燃烧器，而非整个燃烧区段。
下一种类型的燃烧器为环形-筒形燃烧器。环形-筒形燃烧器架构具有容纳在具有它们自身的燃料喷射器的单独衬套中的分离的燃烧区。与筒形燃烧器不同，所有燃烧区共用共同的环(环形)外壳。
图3示出了缓冲器300，尤其是低频缓冲器的三维构造。在关于喷燃器的技术目的的范围内，实施例的方面在于提供缓冲器布置及其设计方法，它们容许缓冲特别是在相比于由亥姆霍兹缓冲器制成的传统缓冲布置的带宽时较大的缓冲带宽的压力振荡。
提出的布置的又一个方面在于提供缓冲器布置，其能够应对压力振荡的频移，而不需要或有限地需要微调。提出的布置的另一个方面在于提供非常简单的缓冲器布置，特别是在与上述传统缓冲器布置相比时。
实际上，技术目的与这些和另外的方面一起通过提供根据所附权利要求的缓冲器布置及其设计方法来根据本发明获得。
具体而言，图3的缓冲器300由内圆筒301和外圆筒312构成，并且内圆筒包括两个室302,303。第一室302限定第一体积302a，而第二室303限定第二体积303a。因此，第一体积302a布置在中心体101的下游，而第二体积布置在燃烧室109的上游(见图1和图2)。此外，第一体积302a借助于至少一个开孔213(见图2)连接于中心体内的冷却空气流；第二体积303a借助于通路304连接于燃烧室的燃烧区域109(见图2)。通路相对于内圆筒301的中心线314偏心地定位。
在该方面，图3示出了第一体积302a和第二体积303a，它们由以两个中间壁306,307构成的分隔壁305界定。中间壁306,307包括至彼此的密封垫308。具有两个可对准的孔309,310且在第一体积302a和第二室303处的中间壁限定第二体积303a，其具有由分隔壁305的对准的孔311限定的可变截面。外圆筒312借助卡口外形313组装于中心体101。
图4示出了布置，其中用于喷射液体燃料的第一喷嘴206由用于喷射气态燃料的第二喷嘴206a包围，第二喷嘴206a自身由用于喷射载气的第三喷嘴206b包围。喷嘴206,206a,206b同心地布置在各个叶102的后缘处。各个喷嘴布置均位于沟槽401与叶的后缘400的中心平面交叉的位置(见图2)。

Claims (23)

1.用于在单个燃烧室中或在筒形燃烧器中使用的喷燃器布置，包括位于燃烧区上游的中心体喷燃器、具有截面面积的环形导管、沿所述中心体喷燃器的周向方向和沿纵向或准纵向方向布置的中间叶，其中所述叶主动地连接于所述环形导管的截面面积，其中冷却空气引导穿过所述叶内的一定数量的管至所述中心体喷燃器，并且基于冲击冷却来预先冷却所述中心体喷燃器的至少前区段，并且在随后的流动中，所述冷却空气基于对流冷却和/或喷射冷却来冷却所述中心体喷燃器的中面和后面，其中所述中心体喷燃器的至少后面包括在内侧上的至少一个缓冲器。
2.根据权利要求1所述的喷燃器布置，其特征在于，所述缓冲器操作性地设计为低频缓冲器。
3.根据权利要求1所述的喷燃器布置，其特征在于，所述中心体喷燃器的前区段具有冲击冷却腔，所述冲击冷却腔设置在所述中心体喷燃器的前区段的后侧与所述中心体喷燃器的冲击冷却内壁之间。
4.根据权利要求3所述的喷燃器布置，其特征在于，来自所述冲击冷却腔的冷却空气在所述中面的纵向方向上和在随后的环形通道的纵向方向上、在所述中心体喷燃器的后面内与过渡导管直接地或间接地连接。
5.根据权利要求1所述的喷燃器布置，其特征在于，所述叶具有沿流动方向的流线型截面轮廓，其中所述叶沿纵向方向相对于主要的主流方向垂直地或倾斜地延伸，其中各个叶的前缘区域具有相对于所述主要的主流方向流线型地定向的轮廓，并且其中，相对于中心平面，各个叶的后缘设有至少一个沟槽，其中所述沟槽沿所有叶的纵向或准纵向方向连同彼此在相同方向和/或在相反的横向方向上延伸。
6.根据权利要求5所述的喷燃器布置，其特征在于，各个叶均包括在所述后缘的区中的至少一个燃料喷嘴，用于将至少一种燃料引入到所述喷燃器中，其中所述燃料喷嘴主动地连接于所述沟槽。
7.根据权利要求1所述的喷燃器布置，其特征在于，所述叶的前缘区具有空气动力轮廓，所述空气动力轮廓相对于流动方向的纵轴线从倾斜定向转动至如下定向，该定向至少在所述叶的上游一半平行于或准平行于流动方向的纵轴线。
8.根据权利要求1至权利要求3中任一项所述的喷燃器布置，其特征在于，所述叶设有冷却元件。
9.根据权利要求8所述的喷燃器布置，其特征在于，所述冷却元件由沿所述叶的侧壁的纵向或准纵向方向的冷却介质的内循环和/或由位于所述叶的后缘附近的膜冷却孔给出。
10.根据权利要求8所述的喷燃器布置，其特征在于，所述冷却元件被馈送有来自载气给送的空气，该载气给送也用于燃料喷射。
11.根据权利要求6所述的喷燃器布置，其特征在于，所述燃料喷嘴为圆形和/或长形槽口喷嘴，其沿所述叶的流线型本体的后缘的纵向或准纵向方向延伸，并且/或者包括用于喷射液体的第一喷射和/或用于喷射气态燃料的第二喷嘴，以及用于喷射载气的第三喷嘴，所述第三喷嘴包围所述第一喷嘴和/或所述第二喷嘴。
12.根据权利要求1至权利要求3中任一项所述的喷燃器布置，其特征在于，混合区位于所述叶的下游，并且其中在所述叶处和/或下游，所述混合区的截面减小。
13.根据权利要求12所述的喷燃器布置，其特征在于，所述混合区的截面的所述减小相比于所述叶上游的流动截面为至少10%。
14.根据权利要求12所述的喷燃器布置，其特征在于，所述混合区的截面的所述减小相比于所述叶上游的流动截面为至少20%。
15.根据权利要求12所述的喷燃器布置，其特征在于，所述混合区的截面的所述减小相比于所述叶上游的流动截面为至少30%。
16.根据权利要求1至权利要求3中任一项所述的喷燃器布置，其特征在于，混合区位于所述叶的下游，并且其中在所述叶处和/或下游，所述混合区的截面扩大。
17.根据权利要求16所述的喷燃器布置，其特征在于，所述混合区的截面的所述扩大相比于所述叶上游的流动截面为至少10%。
18.根据权利要求16所述的喷燃器布置，其特征在于，所述混合区的截面的所述扩大相比于所述叶上游的流动截面为至少20%。
19.根据权利要求16所述的喷燃器布置，其特征在于，所述混合区的截面的所述扩大相比于所述叶上游的流动截面为至少30%。
20.根据权利要求1至权利要求3中任一项所述的喷燃器布置，其特征在于，混合区位于所述叶的下游，并且其中具有扩散器形式的所述混合区的截面在所述叶处和/或下游。
21.用于操作根据权利要求1至权利要求20中任一项所述的喷燃器布置的方法，其特征在于，至少一个喷射平面用于燃气涡轮组的燃烧室的至少一个喷燃器，其中所述燃气涡轮组包括至少一个压缩机单元、用于生成工作气体的第一燃烧室，其中所述第一燃烧室连接成从所述压缩机单元接收压缩空气，其中所述第一燃烧室为具有多个预混喷燃器的环形燃烧室，连接成从所述第一燃烧室接收工作气体的第一涡轮、连接成从所述第一涡轮接收排出工作气体并且将工作气体输送至所述第二涡轮的第二燃烧室，其中所述第二燃烧室包括形成沿流动方向从所述第一涡轮的出口延伸至所述第二涡轮的入口的燃烧空间的环形导管，并且所述第二燃烧室包括用于将燃料引入到所述第二燃烧室中用于所述燃料的自动点燃的器件。
22.用于操作根据权利要求1至权利要求20中任一项所述的喷燃器布置的方法，其特征在于，至少一个喷射平面用于燃气涡轮组的燃烧室的至少一个喷燃器，其中所述燃气涡轮组包括至少一个压缩机单元、用于生成工作气体的第一燃烧室，其中所述第一燃烧室连接成从所述压缩机单元接收压缩空气，其中所述第一燃烧室为具有多个预混喷燃器的环形燃烧室，连接成从所述第一燃烧室接收工作气体的第一涡轮、连接成从所述第一涡轮接收排出工作气体并且将工作气体输送至所述第二涡轮的第二燃烧室，其中所述第二燃烧室操作为筒形燃烧器，其指定为整装式圆筒形或准圆筒形燃烧室，并且所述筒形燃烧器包括用于将燃料引入到所述第二燃烧室中用于所述燃料的自动点燃的器件。
23.根据权利要求22所述的用于操作喷燃器布置的方法，其特征在于，多个筒形燃烧器围绕所述燃气涡轮组的中心轴线布置。
CN201410402172.1A 2013-08-16 2014-08-15 喷燃器布置及用于操作喷燃器布置的方法 Active CN104373961B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP13180642.4 2013-08-16
EP13180642.4A EP2837883B1 (en) 2013-08-16 2013-08-16 Premixed can annular combustor with mixing lobes for the second stage of a sequential gas turbine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN104373961A CN104373961A (zh) 2015-02-25
CN104373961B true CN104373961B (zh) 2018-10-02

Family

ID=48998491

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201410402172.1A Active CN104373961B (zh) 2013-08-16 2014-08-15 喷燃器布置及用于操作喷燃器布置的方法

Country Status (7)

Country Link
US (1) US9829200B2 (zh)
EP (1) EP2837883B1 (zh)
JP (1) JP2015036554A (zh)
KR (1) KR20150020135A (zh)
CN (1) CN104373961B (zh)
CA (1) CA2859435A1 (zh)
RU (1) RU2665199C2 (zh)

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2886955A1 (en) * 2013-12-17 2015-06-24 Siemens Aktiengesellschaft Calibration means for air flow adjustment of a gas turbine swirler
US10598382B2 (en) * 2014-11-07 2020-03-24 United Technologies Corporation Impingement film-cooled floatwall with backside feature
US9989260B2 (en) * 2015-12-22 2018-06-05 General Electric Company Staged fuel and air injection in combustion systems of gas turbines
US10718523B2 (en) * 2017-05-12 2020-07-21 General Electric Company Fuel injectors with multiple outlet slots for use in gas turbine 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
EP3663548B1 (en) * 2018-12-06 2022-05-25 Ansaldo Energia Switzerland AG Damper for a combustor assembly of a gas turbine power plant and combustor assembly comprising said damper
US11174792B2 (en) 2019-05-21 2021-11-16 General Electric Company System and method for high frequency acoustic dampers with baffles
US11156164B2 (en) 2019-05-21 2021-10-26 General Electric Company System and method for high frequency accoustic dampers with caps
EP3748231B1 (en) * 2019-06-05 2023-08-30 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Burner and burner tip
US11506382B2 (en) * 2019-09-12 2022-11-22 General Electric Company System and method for acoustic dampers with multiple volumes in a combustion chamber front panel
US11560837B2 (en) * 2021-04-19 2023-01-24 General Electric Company Combustor dilution hole
CN113606609B (zh) * 2021-07-19 2022-10-11 南京航空航天大学 基于中心台阶点火的组合稳定器及其工作方法
CN114017773B (zh) * 2021-12-16 2022-04-22 东营市悦凯石油装备有限公司 一种燃气发电机组用新型防回火燃气混合器

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2979899A (en) * 1953-06-27 1961-04-18 Snecma Flame spreading device for combustion equipments
EP0394911B1 (de) * 1989-04-27 1994-03-30 Asea Brown Boveri Ag Feuerungsanlage
US5385015A (en) * 1993-07-02 1995-01-31 United Technologies Corporation Augmentor burner
EP2522912A1 (en) * 2011-05-11 2012-11-14 Alstom Technology Ltd Flow straightener and mixer

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CH674561A5 (zh) 1987-12-21 1990-06-15 Bbc Brown Boveri & Cie
DE59208193D1 (de) 1992-07-03 1997-04-17 Abb Research Ltd Nachbrenner
EP0592717B1 (de) * 1992-10-16 1998-02-25 Asea Brown Boveri Ag Gasbetriebener Vormischbrenner
DE4426351B4 (de) 1994-07-25 2006-04-06 Alstom Brennkammer für eine Gasturbine
US5511375A (en) * 1994-09-12 1996-04-30 General Electric Company Dual fuel mixer for gas turbine combustor
US6082111A (en) 1998-06-11 2000-07-04 Siemens Westinghouse Power Corporation Annular premix section for dry low-NOx combustors
DE10128063A1 (de) 2001-06-09 2003-01-23 Alstom Switzerland Ltd Brennersystem
US7080515B2 (en) 2002-12-23 2006-07-25 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine can annular combustor
US8607569B2 (en) * 2009-07-01 2013-12-17 General Electric Company Methods and systems to thermally protect fuel nozzles in combustion systems
US8789372B2 (en) * 2009-07-08 2014-07-29 General Electric Company Injector with integrated resonator
EP2496882B1 (en) 2009-11-07 2018-03-28 Ansaldo Energia Switzerland AG Reheat burner injection system with fuel lances
RU2550370C2 (ru) * 2011-05-11 2015-05-10 Альстом Текнолоджи Лтд Центробежная форсунка с выступающими частями
RU122447U1 (ru) * 2012-06-25 2012-11-27 Открытое акционерное общество Конструкторско-производственное предприятие "Авиамотор" Газотурбинный двигатель гтд-25ста, компрессор, камера сгорания, турбина газогенератора, свободная турбина
CA2830031C (en) * 2012-10-23 2016-03-15 Alstom Technology Ltd. Burner for a can combustor
EP2725302A1 (en) * 2012-10-25 2014-04-30 Alstom Technology Ltd Reheat burner arrangement
EP2837888A1 (en) * 2013-08-15 2015-02-18 Alstom Technology Ltd Sequential combustion with dilution gas mixer
EP3023696B1 (en) * 2014-11-20 2019-08-28 Ansaldo Energia Switzerland AG Lobe lance for a gas turbine combustor
EP3026344B1 (en) * 2014-11-26 2019-05-22 Ansaldo Energia Switzerland AG Burner of a gas turbine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2979899A (en) * 1953-06-27 1961-04-18 Snecma Flame spreading device for combustion equipments
EP0394911B1 (de) * 1989-04-27 1994-03-30 Asea Brown Boveri Ag Feuerungsanlage
US5385015A (en) * 1993-07-02 1995-01-31 United Technologies Corporation Augmentor burner
EP2522912A1 (en) * 2011-05-11 2012-11-14 Alstom Technology Ltd Flow straightener and mixer

Also Published As

Publication number Publication date
JP2015036554A (ja) 2015-02-23
US20150047364A1 (en) 2015-02-19
CA2859435A1 (en) 2015-02-16
EP2837883B1 (en) 2018-04-04
RU2014133525A (ru) 2016-03-10
EP2837883A1 (en) 2015-02-18
CN104373961A (zh) 2015-02-25
RU2665199C2 (ru) 2018-08-28
US9829200B2 (en) 2017-11-28
KR20150020135A (ko) 2015-02-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104373961B (zh) 喷燃器布置及用于操作喷燃器布置的方法
US9664390B2 (en) Burner arrangement including an air supply with two flow passages
CN105627367B (zh) 用于具有顺序燃烧的燃气涡轮的燃料喷管冷却
EP2685172B1 (en) Can-annular gas turbine unit with staged premix-combustion
US8528338B2 (en) Method for operating an air-staged diffusion nozzle
CN101446419B (zh) 燃烧嘴、燃烧装置及燃烧装置的改造方法
US5253478A (en) Flame holding diverging centerbody cup construction for a dry low NOx combustor
JP5468812B2 (ja) 燃焼器組立体及び、ガスタービンエンジン用の燃料ノズル
US8522556B2 (en) Air-staged diffusion nozzle
CN101285591B (zh) 一种一体化燃油喷射径向旋流器预混预蒸发低污染燃烧室
CN101886808A (zh) 带预混合直接喷射辅助燃料喷嘴的干式低NOx燃烧系统
JP2009192214A (ja) ガスタービンエンジン用の燃料ノズル及びその製造方法
CN101285592A (zh) 一种一体化燃油喷射轴向旋流器预混预蒸发低污染燃烧室
JP2008128631A (ja) 空気と燃料の混合物を噴射する装置と、このような装置を備える燃焼チャンバ及びターボ機械
US20170363294A1 (en) Pilot premix nozzle and fuel nozzle assembly
KR20160030051A (ko) 가스 터빈의 연소기를 위한 희석 가스 또는 공기 혼합기

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
CB02 Change of applicant information

Address after: Baden, Switzerland

Applicant after: ALSTOM TECHNOLOGY LTD

Address before: Baden, Switzerland

Applicant before: Alstom Technology Ltd.

COR Change of bibliographic data
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
TA01 Transfer of patent application right
TA01 Transfer of patent application right

Effective date of registration: 20171130

Address after: Baden, Switzerland

Applicant after: Energy resources Switzerland AG

Address before: Baden, Switzerland

Applicant before: ALSTOM TECHNOLOGY LTD

GR01 Patent grant
GR01 Patent grant