CN107152701B - 燃料供给导管组件 - Google Patents

燃料供给导管组件 Download PDF

Info

Publication number
CN107152701B
CN107152701B CN201710124235.5A CN201710124235A CN107152701B CN 107152701 B CN107152701 B CN 107152701B CN 201710124235 A CN201710124235 A CN 201710124235A CN 107152701 B CN107152701 B CN 107152701B
Authority
CN
China
Prior art keywords
conduit
injector
fuel injector
assembly
auxiliary fuel
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
CN201710124235.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107152701A (zh
Inventor
D.W.奇拉
C.P.威利斯
M.A.兴利
J.G.里德
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 PLC
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 CN107152701A publication Critical patent/CN107152701A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107152701B publication Critical patent/CN107152701B/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
    • F23R3/28—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
    • 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
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/228—Dividing fuel between various 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
    • F23R3/002—Wall structures
    • 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
    • F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances
    • 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
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • 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
    • F23R2900/00005—Preventing fatigue failures or reducing mechanical stress in gas turbine components

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)

Abstract

本发明涉及燃料供给导管组件。具体地，提供一种用于燃烧器（104）的轴向燃料分级（AFS）系统（122）。AFS系统包括辅助燃料喷射器(130)、围绕辅助燃料喷射器的喷射器外壳(318)，以及与辅助燃料喷射器成流动连通的导管组件(136)。导管组件包括用于传送燃料至辅助燃料喷射器的第一导管(304)，以及第二导管(320)，该第二导管外接第一导管使得在第一导管和第二导管之间限定通道(338)。第一导管和第二导管端接在喷射器外壳内。

Description

燃料供给导管组件
技术领域
本公开内容的领域主要涉及燃料供给导管，并且更具体地涉及用于涡轮组件的轴向燃料分级（AFS）系统的燃料供给导管组件。
背景技术
至少一些已知的涡轮组件包括压缩机、燃烧器以及涡轮。气体流动到压缩机中并且受到压缩。压缩气体然后排出到燃烧器中并且与燃料混合，而且所得的混合物经点燃以生成燃烧气体。燃烧气体从燃烧器导送穿过涡轮，从而驱动涡轮，该涡轮继而可对联接至涡轮的发电机提供动力。
许多已知的燃烧器具有多个燃烧筒（can），在其中每个燃烧筒均可采用在前端部处包括主燃料喷射器的燃料系统和在后端部处包括辅助燃料喷射器的轴向燃料分级（AFS）系统。燃烧筒具有限定燃烧室的衬套，以及辅助燃料喷射器在主燃料喷射器的下游喷射燃料和压缩气体的混合物到燃烧室中。燃料供给导管联接至辅助燃料喷射器以便供给燃料至辅助燃料喷射器。然而，由于燃料供给导管定位在燃烧筒的外表面上，故燃料供给导管易受损坏或脱位（dislocation），例如，在安装或维护期间。另外，如果导管变得受损或脱位，有可能的是导管会开始泄漏燃料。
发明内容
在一个方面，提供了一种用于燃烧器的轴向燃料分级（AFS）系统。AFS系统包括辅助燃料喷射器、围绕辅助燃料喷射器的喷射器外壳（housing），以及与辅助燃料喷射器成流动连通的导管组件。导管组件包括用于传送燃料至辅助燃料喷射器的第一导管，以及第二导管，该第二导管外接（或界定）第一导管使得在第一导管和第二导管之间限定通道。第一导管和第二导管端接在喷射器外壳内。
在另一方面，提供了一种燃烧器。燃烧器包括限定燃烧室的套筒组件，以及辅助燃料喷射器，该辅助燃料喷射器联接至套筒组件使得辅助燃料喷射器与燃烧室成流动连通。燃烧器还包括围绕辅助燃料喷射器的喷射器外壳，以及导管组件，该导管组件位于套筒组件的径向外部并且联接至辅助燃料喷射器以便供给燃料至辅助燃料喷射器。导管组件包括用于供给燃料至辅助燃料喷射器的第一导管，以及第二导管，该第二导管外接第一导管以在第一导管和第二导管之间限定通道。第一导管和第二导管端接在喷射器外壳内。
在另一方面，提供了一种涡轮组件。涡轮组件包括涡轮和与涡轮联接成流动连通的燃烧器。燃烧器包括限定燃烧室的套筒组件，以及辅助燃料喷射器，该辅助燃料喷射器联接至套筒组件使得辅助燃料喷射器与燃烧室成流动连通。燃烧器还包括围绕辅助燃料喷射器的喷射器外壳，以及导管组件，该导管组件位于套筒组件的径向外部并且联接至辅助燃料喷射器以便供给燃料至辅助燃料喷射器。导管组件包括用于供给燃料至辅助燃料喷射器的第一导管，以及第二导管，该第二导管外接第一导管以在第一导管和第二导管之间限定通道。第一导管和第二导管端接在喷射器外壳内。
在另一方面，本发明提供了如下技术方案。
技术方案1. 一种用于燃烧器的轴向燃料分级（AFS）系统，所述AFS系统包括：
辅助燃料喷射器；
围绕所述辅助燃料喷射器的喷射器外壳；以及
与所述辅助燃料喷射器成流动连通的导管组件，其中，所述导管组件包括：
用于传送燃料至所述辅助燃料喷射器的第一导管；以及
第二导管，所述第二导管外接所述第一导管，使得在所述第一导管和所述第二导管之间限定通道；以及
其中，所述第一导管和所述第二导管端接在所述喷射器外壳内。
技术方案2. 根据技术方案1所述的AFS系统，其特征在于，所述AFS系统还包括间隔件，所述间隔件围绕所述第一导管定位以将所述第一导管基本上同心地支承在所述第二导管内。
技术方案3. 根据技术方案2所述的AFS系统，其特征在于，所述间隔件为气体可渗透的或者允许气体围绕其流动。
技术方案4. 根据技术方案1所述的AFS系统，其特征在于，所述喷射器外壳包括至少一个入口端口。
技术方案5. 根据技术方案1所述的AFS系统，其特征在于，所述第二导管包括入口端部和排出端部，所述第二导管在所述排出端部处能联接至所述喷射器外壳，使得所述入口端部横越所述通道和所述排出端部与所述喷射器外壳成流动连通。
技术方案6. 根据技术方案5所述的AFS系统，其特征在于，所述AFS系统还包括导管外壳，所述导管外壳位于所述第二导管的所述入口端部的径向外部。
技术方案7. 一种燃烧器，包括：
限定燃烧室的套筒组件；
辅助燃料喷射器，所述辅助燃料喷射器联接至所述套筒组件，使得所述辅助燃料喷射器与所述燃烧室成流动连通；
围绕所述辅助燃料喷射器的喷射器外壳；以及
导管组件，所述导管组件位于所述套筒组件的径向外部并且联接至所述辅助燃料喷射器以便供给燃料至所述辅助燃料喷射器，其中，所述导管组件包括：
用于供给燃料至所述辅助燃料喷射器的第一导管；第二导管，所述第二导管外接所述第一导管以在所述第一导管和所述第二导管之间限定通道；其中，所述第一导管和所述第二导管端接在所述喷射器外壳内。
技术方案8. 根据技术方案7所述的燃烧器，其特征在于，所述燃烧器还包括间隔件，所述间隔件围绕所述第一导管定位以将所述第一导管基本上同心地支承在所述第二导管内。
技术方案9. 根据技术方案8所述的燃烧器，其特征在于，所述间隔件为气体可渗透的或者允许气体围绕其流动。
技术方案10. 根据技术方案7所述的燃烧器，其特征在于，所述套筒组件联接至壳体凸缘，所述第一导管延伸穿过所述壳体凸缘。
技术方案11. 根据技术方案10所述的燃烧器，其特征在于，所述导管组件包括柔性接头，所述第一导管在所述柔性接头处联接至所述壳体凸缘。
技术方案12. 根据技术方案11所述的燃烧器，其特征在于，导管外壳连接至所述壳体凸缘，使得所述导管外壳定位在所述柔性接头的径向外部以防护所述柔性接头。
技术方案13. 根据技术方案7所述的燃烧器，其特征在于，所述导管组件与所述套筒组件间隔开。
技术方案14. 根据技术方案7所述的燃烧器，其特征在于，所述第二导管包括入口端部和排出端部，所述第二导管在所述排出端部处联接至所述喷射器外壳，使得所述入口端部横越所述通道和所述排出端部与所述喷射器外壳成流动连通。
技术方案15. 根据技术方案14所述的燃烧器，其特征在于，所述喷射器外壳包括用于导送第一压缩气体流至所述辅助燃料喷射器的至少一个入口端口；以及其中，第二压缩气体流经引导从所述入口端部穿过所述通道通向所述第二导管的所述排出端部。
技术方案16. 一种涡轮组件，包括：
涡轮；以及
与所述涡轮联接成流动连通的燃烧器，其中，所述燃烧器包括：
限定燃烧室的套筒组件；
辅助燃料喷射器，所述辅助燃料喷射器联接至所述套筒组件，使得所述辅助燃料喷射器与所述燃烧室成流动连通；
围绕所述辅助燃料喷射器的喷射器外壳；以及
导管组件，所述导管组件位于所述套筒组件的径向外部并且联接至所述辅助燃料喷射器以便将燃料供给至所述辅助燃料喷射器，其中，所述导管组件包括：用于供给燃料至所述辅助燃料喷射器的第一导管；第二导管，所述第二导管外接所述第一导管以在所述第一导管和所述第二导管之间限定通道；其中，所述第一导管和所述第二导管端接在所述喷射器外壳内。
技术方案17. 根据技术方案16所述的涡轮组件，其特征在于，所述涡轮组件还包括间隔件，所述间隔件围绕所述第一导管定位以将所述第一导管基本上同心地支承在所述第二导管内。
技术方案18. 根据技术方案17所述的涡轮组件，其特征在于，所述间隔件为气体可渗透的或者允许气体围绕其流动。
技术方案19. 根据技术方案16所述的涡轮组件，其特征在于，所述套筒组件联接至壳体凸缘，所述第一导管延伸穿过所述壳体凸缘。
技术方案20. 根据技术方案19所述的涡轮组件，其特征在于，所述导管组件包括柔性接头，所述第一导管在所述柔性接头处联接至所述壳体凸缘。
附图说明
图1为示例性涡轮组件的示意图；
图2为用于结合图1中所示涡轮组件的燃烧器使用的示例性AFS系统的示意图；以及
图3为结合图2中所示AFS系统使用的示例性导管组件的示意图。
具体实施方式
下文的详细说明通过举例而非限制的方式例示导管组件。说明应使得本领域普通技术人员能够制作和使用燃料供给导管组件，并且该说明描述了燃料供给导管组件的若干实施例，包括当前认为是制作和使用燃料供给导管组件的最佳方式的实施例。示例性的导管组件在文中描述为联接在涡轮组件内。然而，设想到的是，该导管组件具有对于在不同于涡轮组件的多种领域中的宽广范围的系统的一般应用。
图1显示示例性的涡轮组件100。在示例性实施例中，涡轮组件100为燃气涡轮组件，其包括压缩机区段102、燃烧器区段104，以及在壳体108内联接成彼此流动连通的涡轮区段106。压缩机区段102和涡轮区段106通过限定中心线轴线110的转子相连结。操作中，工作气体112流动到压缩机区段102中并且受到压缩。压缩气体114然后导送到燃烧器区段104中，使得压缩气体114与燃料（未示出）相混合并在燃烧器区段104中点燃以生成燃烧气体116。燃烧气体116导送穿过涡轮区段106且然后作为排气118从涡轮组件100排出。
在示例性实施例中，燃烧器区段104具有多个间隔开的燃烧筒120和联接至每个燃烧筒120的燃料输送系统。每个燃烧筒120均具有套筒组件124，其包括限定燃烧室126的衬套，以及主燃料喷射器128定位在燃烧筒120的前端部处。轴向燃料分级（AFS）系统122供给燃料至辅助燃料喷射器130，其在主燃料喷射器128的下游联接至套筒组件124。燃料和压缩气体的第一混合物132经由主燃料喷射器128喷射到燃料室126中，以及燃料和压缩气体的第二混合物134经由辅助燃料喷射器130喷射到燃烧室126中。注意的是，AFS系统122还包括用于供给燃料至辅助燃料喷射器130的燃料供给导管组件136，如下文所述。
图2显示具有示例性AFS系统122的燃烧筒120。在示例性实施例中，AFS系统122包括辅助燃料喷射器130，其与由燃烧筒120的套筒组件124所限定的燃烧室126成流动连通。应当认识到的是，尽管文中参照的是单个和示例性的辅助燃料喷射器及其附随的AFS系统，但燃烧筒120可根据需要确定而提供有许多辅助燃料喷射器（每个辅助燃料喷射器均带有其自身的AFS系统）。此类辅助燃料喷射器130可以或可不围绕套筒组件124的周围均匀地隔开，并且可以或可不定位在单一轴向平面内。
燃烧室126具有流动轴线212，使得套筒组件124具有相对于流动轴线212的径向维度（dimension）214和周向维度216。如文中所用，用语“半径”（或其任何变体）是指从任何适合形状（例如，正方形、矩形、三角形等）的中心向外延伸的维度而不局限于从圆形形状的中心向外延伸的维度。类似地，如文中所用，用语“周围”（或其任何变体）是指围绕任何适合形状（例如，正方形、矩形、三角形等）的中心延伸的维度而不局限于围绕圆形形状的中心延伸的维度。
在示例性实施例中，套筒组件124具有衬套子组件218和联接至衬套子组件218的壳套（shell）子组件220，使得壳套子组件220以径向隔开的关系外接衬套子组件218以在二者之间限定冷却管道222。在所例示的实施例中，子组件218包括衬套构件224和过渡构件226。衬套构件224具有前端部228和后端部230，以及过渡构件226也具有前端部232和后端部234。衬套构件前端部228外接主燃料喷射器128，以及衬套构件后端部230联接至过渡构件前端部232。过渡构件前端部232外接衬套构件后端部230，以及过渡构件后端部234联接至涡轮喷嘴236。因此，衬套子组件218外接燃烧室126，其从主燃料喷射器128延伸至涡轮喷嘴236。在其它实施例中，衬套子组件218可具有以允许AFS系统122如文中所述那样起作用的任何适合方式联接在主燃料喷射器128和涡轮喷嘴236之间的任何适合数目的构件（例如，衬套构件224和过渡构件226可在一些实施例中一体地形成在一起）。备选地，冷却管道222可在一些实施例中不限定在衬套子组件218和壳套子组件220之间（也即，壳套子组件220可不与衬套子组件218径向地间隔开）。
在示例性实施例中，壳套子组件220包括流动套筒构件238和联合套筒（unisleeve）构件240。流动套筒构件238具有前端部242和后端部244，以及联合套筒构件240也具有前端部246和后端部248。流动套筒构件前端部242联接至壳体凸缘250，以及流动套筒构件后端部244联接至联合套筒构件前端部246。联合套筒构件前端部246外接流动套筒构件后端部244，并且联合套筒构件240经由多个周向隔开的紧固件（例如，喷射器凸台256）在联合套筒构件端部246和248之间联接至衬套子组件218的过渡构件226，如下文更为详细地阐述。因此，联合套筒构件后端部248与过渡构件后端部234轴向地间隔开以在二者之间限定轴向间隙254。
辅助燃料喷射器130在凸台256处联接至壳套子组件220的联合套筒构件240，该凸台穿透壳套子组件220的联合套筒构件240和衬套子组件218的过渡构件226二者，使得辅助燃料喷射器130经由凸台256延伸穿过联合套筒构件240和过渡构件226。在一个实施例中，凸台256用作紧固件以便将联合套筒构件240固定至过渡构件226。在其它实施例中，辅助燃料喷射器130可采用任何适合方式联接至壳套子组件220，以及壳套子组件220可具有以允许AFS系统122如文中所述那样起作用的任何适合方式联接在壳体凸缘250和涡轮喷嘴236之间的任何适合数目的构件。
在燃烧筒120的操作期间，燃料和压缩气体供给至主燃料喷射器128，混合在一起，并且作为第一燃料/空气混合物132喷射到燃烧室126中。类似地，燃料经由燃料供给导管组件136供给至辅助燃料喷射器130，在其中燃料与辅助燃料喷射器130中的压缩空气相混合并且作为第二燃料/空气混合物134喷射到燃烧室126中。第一燃料/空气混合物132和第二燃料/空气混合物134在燃烧室126内点燃以生成导送穿过涡轮喷嘴236的燃烧气体116的流动。由于衬套子组件218因外接与燃烧气体116直接接触的燃烧室126而经受较高温度的操作条件，故冷却气体266的流动经由间隙254同时地导送穿过冷却管道222以对流地从衬套子组件218除热，且因此增加套筒组件124的使用寿命。
图3显示用于在AFS系统122中使用的示例性导管组件136。在示例性实施例中，AFS系统122包括导管组件136、辅助燃料喷射器130，以及围绕辅助燃料喷射器130的喷射器外壳318。喷射器外壳318联接至辅助燃料喷射器130和/或辅助燃料喷射器130安装至其上的套筒组件124，由此限定辅助燃料喷射器130定位在其中的保护性环境324。此外，喷射器外壳318具有至少一个附接位点（site）326，该附接位点与辅助燃料喷射器130基本上对准并且机械紧固件可穿过其插入以将喷射器外壳318固定至辅助燃料喷射器130。
在示例性实施例中，导管组件136具有由第二导管320所围绕的第一导管304，该第二导管作用为保护性护套（sheath）。第一导管304的后端部联接成与辅助燃料喷射器130成流动连通以便供给燃料310至辅助燃料喷射器130。第一导管304的前端部在柔性接头314处联接至壳体凸缘250，并且第一导管304因而沿着流动轴线316从接头314延伸至辅助燃料喷射器130，使得第一导管304外接流动轴线316。第一导管304可具有任何适合的截面形状（例如，第一导管304可具有在一些实施例中的圆形截面，或者在其它实施例中的正方形截面）。备选地，尽管在示例性实施例中第一导管304延伸穿过壳体凸缘250，但在其它实施例中第一导管304可联接至（或延伸穿过）备选的凸缘或连接点。
第二导管320可描述为护套部段。第二导管320保护第一导管304免于损坏或脱位，如可在燃烧筒120的搬运（handling）、安装或维护期间发生的那样。第二导管320具有入口端部328和排出端部330。第二导管320的入口端部328定位在导管外壳332的径向内部，该导管外壳防护柔性接头314，从而降低在导管组件136从燃烧筒120径向地向外被抓住或拉动的情况下导管组件136可脱位的可能性。导管外壳332附接至壳体凸缘250或与其形成一体。第二导管320的排出端部330联接至喷射器外壳318或容纳在其内。第二导管320在其从导管外壳332至喷射器外壳318的延伸中与套筒组件124径向地间隔开以在第二导管320和套筒组件124之间限定纵长空间334。在其它实施例中，第一导管304和/或第二导管320可采用任何适合的方式联接至壳体凸缘250和/或套筒组件124（例如，接头314在一些实施例中可不是柔性的，和/或空间334在一些实施例中可不是限定在第二导管320和套筒组件124之间）。
注意的是，第一导管304延伸穿过第二导管320至喷射器外壳318。更具体地，第二导管320围绕流动轴线316外接第一导管304并且与第一导管304间隔开至少一个间隔件336（例如，诸如网孔间隔件的气体可渗透间隔件），其围绕流动轴线316外接第一导管304以围绕第一导管304限定周向通道338。例如，第一导管304可由间隔件（多个）336基本上同心地支承在第二导管320内，使得通道338外接第一导管304。间隔件336可为网孔筛网，其允许空气穿过其流动，或者可为弹簧或线材，其围绕第一导管304缠绕并允许空气围绕其流动。在其它实施例中，第一导管304可不由间隔件（多个）336基本上同心地支承在第二导管320内（也即，导管组件136在一些实施例中可不包括间隔件（多个）336）。
在操作期间，燃料310经由第一导管304流动到辅助燃料喷射器130中，并且压缩气体114经由喷射器外壳318中的入口端口312作为第一流（stream）342流动到辅助燃料喷射器130中。环境324内的压缩气体流342进入辅助燃料喷射器130，在其中压缩气体流342与来自第一导管304的燃料310相混合，之后作为混合物134喷射到由套筒组件124所限定的燃烧室126中。另外，压缩气体114的相对较小的第二流340（相比于流经喷射器外壳318的第一压缩气体流342的体积相对较小）经由围绕第一导管304的第二导管320流动到环境324中（也即，第二流340流动经过入口端部328、沿着通道338、横越间隔件（多个）336，并且进入环境324中）。因此，第二导管320在燃料310从第一导管304泄漏的情况下用作被动清洗（或吹扫）系统。具体地，如果燃料310从第一导管304泄漏，则泄漏的燃料310容纳在第二导管320内并且最终经由流经通道338的压缩气体114的第二流340冲洗（或清洗）到辅助燃料喷射器130中。另外，由于辅助燃料喷射器130所需的大部分压缩气体114通过第一流342经由喷射器外壳318的入口端口（多个）312供给，故总体供给的压缩空气114的仅一部分用于冲洗（或清洗）可从第一导管304泄漏的燃料310的目的。结果，压缩空气114进入辅助燃料喷射器130中的总体流动的大部分终止于由喷射器外壳318调节（或过滤），从而使得压缩空气114进入辅助燃料喷射器130中的总体流动更为平滑（或更加均匀）。任选地，在一些实施例中，导管组件136的第二导管320可贯穿有多个孔口（未示出），这些孔口使得压缩气体114的至少一个附加流（未示出）能够进入通道338以便冲洗潜在的进入辅助燃料喷射器130中的燃料泄漏。由于导管组件136的第二导管320沿着流动轴线316在导管外壳332和喷射器外壳318之间外接第一导管304，故第二导管320防护第一导管304免于接触附近的结构（例如，套筒组件124）或者免于在安装或维护期间接触自身，从而降低第一导管304受到损坏（例如，弯曲或脱位）的可能性。
文中所述的方法和系统提供了用于在燃烧器的AFS系统中保护燃料导管的周向护套。此外，该方法和系统提供了一种护套，其完全地外接燃料导管以在燃烧器组装、保养和/或操作时有助于防护燃料导管免于损坏或脱位。此外，该方法和系统有助于容纳可从燃料导管泄漏的燃料，以及将燃料泄漏（多个）冲洗（或清洗）到AFS系统的辅助燃料喷射器中。另外，该方法和系统有助于利用总体压缩空气的较少部分供给至辅助燃料喷射器来用于冲洗来自燃料导管的燃料泄漏的目的，这使得更多压缩空气能够穿过调节器（或过滤器）进入辅助燃料喷射器，该调节器（或过滤器）平滑压缩空气进入辅助燃料喷射器中的流动。因此，该方法和系统使得AFS系统能够更为有效地操作。
在上文详细地描述了该方法和系统的示例性实施例。文中所述的方法和系统不限于文中所述的具体实施例，而是相反，该方法和系统的构件可与文中所述的其它构件独立和单独地使用。例如，文中所述的方法和系统可具有不限于利用如文中所述的涡轮组件实施的其它应用。相反，文中所述的方法和系统可结合各种其它行业予以执行和利用。
尽管本发明已根据各种具体实施例进行了描述，但本领域技术人员将认识到，本发明可利用在权利要求的实质和范围内的变型来实施。
零件清单
100 涡轮组件 102 压缩机区段 104 燃烧器区段 106 涡轮区段 108 壳体 110中心线轴线 112 工作气体 114 压缩气体 116 燃烧气体 118 排气 120 燃烧筒 122 AFS系统 124 套筒组件 126 燃烧室 128 主燃料喷射器 130 辅助燃料喷射器 132 第一混合物 134 第二混合物 136 导管组件 212 流动轴线 214 径向维度 216 周向维度 218 衬套子组件 220 壳套子组件 222 冷却管道 224 衬套构件 226 过渡构件 228 衬套构件前端部 230 衬套构件后端部 232 过渡构件前端部 234 过渡构件后端部 236 涡轮喷嘴238 流动套筒构件 240 联合套筒构件 242 流动套筒构件前端部 244 流动套筒构件后端部 246 联合套筒构件前端部 248 联合套筒构件后端部 250 壳体凸缘 254 间隙 256 喷射器凸台 266 冷却气体 304 第一导管 310 燃料 312 入口端口 314 接头 316 流动轴线 318 喷射器外壳 320 第二导管 324 环境 326 附接位点 328 口端部 330 排出端部332 导管外壳 334 纵长空间 336 间隔件 338 周向通道 340 第二流 342 第一流

Claims (10)

1.一种用于燃烧器(104)的轴向燃料分级（AFS）系统(122)，所述AFS系统包括：
辅助燃料喷射器(130)；
围绕所述辅助燃料喷射器的喷射器外壳(318)；以及
与所述辅助燃料喷射器成流动连通的导管组件(136)，其中，所述导管组件包括：
用于传送燃料至所述辅助燃料喷射器的第一导管(304)；以及
第二导管(320)，所述第二导管外接所述第一导管，使得在所述第一导管和所述第二导管之间限定通道(338)；以及
其中，所述第一导管和所述第二导管端接在所述喷射器外壳内。
2.根据权利要求1所述的AFS系统(122)，其特征在于，所述AFS系统还包括间隔件(336)，所述间隔件围绕所述第一导管(304)定位以将所述第一导管基本上同心地支承在所述第二导管(320)内。
3.根据权利要求2所述的AFS系统(122)，其特征在于，所述间隔件(336)为气体可渗透的或者允许气体围绕其流动。
4.根据权利要求1所述的AFS系统(122)，其特征在于，所述喷射器外壳(318)包括至少一个入口端口(312)。
5.根据权利要求1所述的AFS系统(122)，其特征在于，所述第二导管(320)包括入口端部(328)和排出端部(330)，所述第二导管在所述排出端部处能联接至所述喷射器外壳(318)，使得所述入口端部横越所述通道(338)和所述排出端部与所述喷射器外壳成流动连通。
6.根据权利要求5所述的AFS系统(122)，其特征在于，所述AFS系统还包括导管外壳(332)，所述导管外壳位于所述第二导管(320)的所述入口端部(328)的径向外部。
7.一种燃烧器(104)，包括：
限定燃烧室（126）的套筒组件（124）；
辅助燃料喷射器(130)，所述辅助燃料喷射器联接至所述套筒组件，使得所述辅助燃料喷射器与所述燃烧室成流动连通；
围绕所述辅助燃料喷射器的喷射器外壳(318)；以及
导管组件(136)，所述导管组件位于所述套筒组件的径向外部并且联接至所述辅助燃料喷射器以便供给燃料至所述辅助燃料喷射器，其中，所述导管组件包括：
用于供给燃料至所述辅助燃料喷射器的第一导管(304)；第二导管(320)，所述第二导管外接所述第一导管以在所述第一导管和所述第二导管之间限定通道(338)；其中，所述第一导管和所述第二导管端接在所述喷射器外壳内。
8.根据权利要求7所述的燃烧器(104)，其特征在于，所述燃烧器还包括间隔件(336)，所述间隔件围绕所述第一导管(304)定位以将所述第一导管基本上同心地支承在所述第二导管(320)内。
9.根据权利要求8所述的燃烧器(104)，其特征在于，所述间隔件(336)为气体可渗透的或者允许气体围绕其流动。
10.根据权利要求7所述的燃烧器(104)，其特征在于，所述套筒组件(124)联接至壳体凸缘(250)，所述第一导管(304)延伸穿过所述壳体凸缘。
CN201710124235.5A 2016-03-04 2017-03-03 燃料供给导管组件 Active CN107152701B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/061434 2016-03-04
US15/061,434 US10228141B2 (en) 2016-03-04 2016-03-04 Fuel supply conduit assemblies

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107152701A CN107152701A (zh) 2017-09-12
CN107152701B true CN107152701B (zh) 2021-02-02

Family

ID=58158976

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710124235.5A Active CN107152701B (zh) 2016-03-04 2017-03-03 燃料供给导管组件

Country Status (4)

Country Link
US (1) US10228141B2 (zh)
EP (1) EP3214374B1 (zh)
JP (1) JP7038476B2 (zh)
CN (1) CN107152701B (zh)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10228141B2 (en) 2016-03-04 2019-03-12 General Electric Company Fuel supply conduit assemblies
US10203114B2 (en) 2016-03-04 2019-02-12 General Electric Company Sleeve assemblies and methods of fabricating same
US11137144B2 (en) * 2017-12-11 2021-10-05 General Electric Company Axial fuel staging system for gas turbine combustors
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
FR3110197B1 (fr) * 2020-05-14 2022-12-23 Ge Energy Products France Snc Systeme de purge d’un combustible au gaz reactif
US11435080B1 (en) * 2021-06-17 2022-09-06 General Electric Company Combustor having fuel sweeping structures
US12044411B2 (en) 2021-06-17 2024-07-23 Ge Infrastructure Technology Llc Combustor having fuel sweeping structures
US11898753B2 (en) 2021-10-11 2024-02-13 Ge Infrastructure Technology Llc System and method for sweeping leaked fuel in gas turbine system

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103649642A (zh) * 2011-06-30 2014-03-19 通用电气公司 燃烧器及向燃烧器供应燃料的方法
CN104061595A (zh) * 2013-03-18 2014-09-24 通用电气公司 用于燃气涡轮机的燃烧器的连续燃烧衬套
CN104995456A (zh) * 2013-02-14 2015-10-21 西门子股份公司 燃气涡轮发动机中的流动套筒入口组件

Family Cites Families (52)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4099799A (en) 1977-04-28 1978-07-11 Nasa Cantilever mounted resilient pad gas bearing
DE2807119C2 (de) 1978-02-20 1986-04-10 Fa. A. Raymond, 7850 Lörrach Kabelschelle für variable Kabeldurchmesser
US4567730A (en) 1983-10-03 1986-02-04 General Electric Company Shielded combustor
US4903480A (en) 1988-09-16 1990-02-27 General Electric Company Hypersonic scramjet engine fuel injector
US5220787A (en) 1991-04-29 1993-06-22 Aerojet-General Corporation Scramjet injector
GB2278431A (en) 1993-05-24 1994-11-30 Rolls Royce Plc A gas turbine engine combustion chamber
GB9410233D0 (en) * 1994-05-21 1994-07-06 Rolls Royce Plc A gas turbine engine combustion chamber
US5791137A (en) 1995-11-13 1998-08-11 United Technologies Corporation Radial inflow dual fuel injector
DE29618609U1 (de) 1996-10-25 1996-12-12 Behla, Karl-Otto, 01561 Ebersbach Rohrschelle aus Kunststoff
US6915636B2 (en) 2002-07-15 2005-07-12 Power Systems Mfg., Llc Dual fuel fin mixer secondary fuel nozzle
DE102004045993B4 (de) 2004-09-22 2006-11-16 Poloplast Gmbh & Co.Kg Rohrschelle
US7878000B2 (en) 2005-12-20 2011-02-01 General Electric Company Pilot fuel injector for mixer assembly of a high pressure gas turbine engine
US7762075B2 (en) 2007-08-14 2010-07-27 General Electric Company Combustion liner stop in a gas turbine
CA2597846C (en) 2007-08-16 2014-10-14 General Electric Company Pilot fuel injector for mixer assembly of a high pressure gas turbine engine
FR2926604B1 (fr) 2008-01-23 2010-03-26 Snecma Centrage d'une piece a l'interieur d'un arbre de rotor dans une turbomachine
US20090218421A1 (en) 2008-02-28 2009-09-03 General Electric Company Combustor fuel nozzle construction
US8113001B2 (en) 2008-09-30 2012-02-14 General Electric Company Tubular fuel injector for secondary fuel nozzle
US8438856B2 (en) 2009-03-02 2013-05-14 General Electric Company Effusion cooled one-piece can combustor
US8397511B2 (en) 2009-05-19 2013-03-19 General Electric Company System and method for cooling a wall of a gas turbine combustor
US8646277B2 (en) 2010-02-19 2014-02-11 General Electric Company Combustor liner for a turbine engine with venturi and air deflector
US8590311B2 (en) 2010-04-28 2013-11-26 General Electric Company Pocketed air and fuel mixing tube
US8752386B2 (en) * 2010-05-25 2014-06-17 Siemens Energy, Inc. Air/fuel supply system for use in a gas turbine engine
US8745987B2 (en) 2010-10-28 2014-06-10 General Electric Company Late lean injection manifold
US8387391B2 (en) 2010-12-17 2013-03-05 General Electric Company Aerodynamically enhanced fuel nozzle
US8863525B2 (en) 2011-01-03 2014-10-21 General Electric Company Combustor with fuel staggering for flame holding mitigation
US20120304652A1 (en) 2011-05-31 2012-12-06 General Electric Company Injector apparatus
CN103717971B (zh) 2011-08-11 2015-09-02 通用电气公司 用于在燃气涡轮发动机中喷射燃料的系统
US9303872B2 (en) 2011-09-15 2016-04-05 General Electric Company Fuel injector
US8869536B2 (en) 2012-07-26 2014-10-28 General Electric Company Liner stop for turbine system combustor
FR2997997B1 (fr) 2012-11-12 2014-12-26 Snecma Support de tube d'evacuation d'air dans une turbomachine
WO2014090741A1 (de) 2012-12-14 2014-06-19 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbine mit mindestens einer rohrbrennkammer
US9400114B2 (en) 2013-03-18 2016-07-26 General Electric Company Combustor support assembly for mounting a combustion module of a gas turbine
US9360217B2 (en) 2013-03-18 2016-06-07 General Electric Company Flow sleeve for a combustion module of a gas turbine
US9316155B2 (en) 2013-03-18 2016-04-19 General Electric Company System for providing fuel to a combustor
US9291350B2 (en) 2013-03-18 2016-03-22 General Electric Company System for providing a working fluid to a combustor
US20140260318A1 (en) 2013-03-18 2014-09-18 General Electric Company Side seal slot for a combustion liner
US9267436B2 (en) 2013-03-18 2016-02-23 General Electric Company Fuel distribution manifold for a combustor of a gas turbine
US9322556B2 (en) 2013-03-18 2016-04-26 General Electric Company Flow sleeve assembly for a combustion module of a gas turbine combustor
US9631812B2 (en) 2013-03-18 2017-04-25 General Electric Company Support frame and method for assembly of a combustion module of a gas turbine
US10436445B2 (en) 2013-03-18 2019-10-08 General Electric Company Assembly for controlling clearance between a liner and stationary nozzle within a gas turbine
US9376961B2 (en) 2013-03-18 2016-06-28 General Electric Company System for controlling a flow rate of a compressed working fluid to a combustor fuel injector
US9316396B2 (en) 2013-03-18 2016-04-19 General Electric Company Hot gas path duct for a combustor of a gas turbine
US9989254B2 (en) 2013-06-03 2018-06-05 General Electric Company Combustor leakage control system
US20150027126A1 (en) * 2013-07-24 2015-01-29 General Electric Company System for providing fuel to a combustor
US9803864B2 (en) * 2014-06-24 2017-10-31 General Electric Company Turbine air flow conditioner
US20160265782A1 (en) 2015-03-10 2016-09-15 General Electric Company Air shield for a fuel injector of a combustor
US20160265781A1 (en) 2015-03-10 2016-09-15 General Electric Company Air shield for a fuel injector of a combustor
US10203114B2 (en) 2016-03-04 2019-02-12 General Electric Company Sleeve assemblies and methods of fabricating same
US20170254540A1 (en) 2016-03-04 2017-09-07 General Electric Company Spacers and conduit assemblies having the same
US10228141B2 (en) 2016-03-04 2019-03-12 General Electric Company Fuel supply conduit assemblies
US10344978B2 (en) 2016-03-15 2019-07-09 General Electric Company Combustion liner cooling
US20170268783A1 (en) 2016-03-15 2017-09-21 General Electric Company Axially staged fuel injector assembly mounting

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103649642A (zh) * 2011-06-30 2014-03-19 通用电气公司 燃烧器及向燃烧器供应燃料的方法
CN104995456A (zh) * 2013-02-14 2015-10-21 西门子股份公司 燃气涡轮发动机中的流动套筒入口组件
CN104061595A (zh) * 2013-03-18 2014-09-24 通用电气公司 用于燃气涡轮机的燃烧器的连续燃烧衬套

Also Published As

Publication number Publication date
JP7038476B2 (ja) 2022-03-18
EP3214374B1 (en) 2019-06-05
JP2017166807A (ja) 2017-09-21
EP3214374A1 (en) 2017-09-06
US20170254542A1 (en) 2017-09-07
CN107152701A (zh) 2017-09-12
US10228141B2 (en) 2019-03-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107152701B (zh) 燃料供给导管组件
EP3343108B1 (en) System for dissipating fuel egress in fuel supply conduit assemblies
EP2554905B1 (en) Assemblies and apparatus related to integrating late lean injection into combustion turbine engines
US9010120B2 (en) Assemblies and apparatus related to integrating late lean injection into combustion turbine engines
EP2554910B1 (en) Methods relating to integrating late lean injection into combustion turbine engines
CA2603619C (en) Internal fuel manifold and fuel inlet connection
US10215413B2 (en) Bundled tube fuel nozzle with vibration damping
EP2589875B1 (en) injection Apparatus
JP2015025447A (ja) 燃焼器に燃料を供給するシステム
CN107152699B (zh) 套筒组件及其制造方法
US20110259976A1 (en) Fuel injector purge tip structure
EP3309457B1 (en) Combustion dynamics mitigation system
EP4105557B1 (en) Combustor having fuel sweeping structures
CN104185763B (zh) 燃气涡轮燃烧器
US10634344B2 (en) Fuel nozzle assembly with fuel purge
EP2045527A2 (en) Faceted dome assemblies for gas turbine engine combustors
EP3586061B1 (en) Endcover assembly for a combustor

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
TR01 Transfer of patent right
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20240105

Address after: Swiss Baden

Patentee after: GENERAL ELECTRIC CO. LTD.

Address before: New York, United States

Patentee before: General Electric Co.