CN107191970A - 燃气涡轮流套管安装 - Google Patents

燃气涡轮流套管安装 Download PDF

Info

Publication number
CN107191970A
CN107191970A CN201710153139.3A CN201710153139A CN107191970A CN 107191970 A CN107191970 A CN 107191970A CN 201710153139 A CN201710153139 A CN 201710153139A CN 107191970 A CN107191970 A CN 107191970A
Authority
CN
China
Prior art keywords
sleeve pipe
stream
bushing
burner
stream sleeve
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
CN201710153139.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107191970B (zh
Inventor
C.P.威利斯
D.W.奇拉
J.H.克利
A.G.戈德弗雷
D.P.波尔齐奥
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 CN107191970A publication Critical patent/CN107191970A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107191970B publication Critical patent/CN107191970B/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
    • F23R3/28—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
    • F23R3/002—Wall structures
    • 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
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • 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
    • 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
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/045—Air inlet arrangements using pipes
    • 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
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • 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
    • F23R3/42—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
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/35—Combustors or associated equipment
    • 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

Abstract

本公开涉及燃烧器(16)。燃烧器(16)包括环形形状的衬套(42)，该衬套(42)具有刚性地连接到后框架(62)的下游端(60)。流套管(54)周向地包围衬套(42)的至少一部分并与衬套(42)径向地间隔以在其间形成冷却流环带(56)。多个燃料喷射器组件(102)围绕流套管(54)周向地间隔。各燃料喷射器组件(102)径向地延伸通过流套管(54)和衬套(42)。各燃料喷射器组件(102)刚性地连接到流套管(54)和衬套(42)。流套管(54)的后端(66)轴向地终止在未达到后框架(62)处以在后端(66)与后框架(62)之间形成轴向间隙(72)，以允许后端(66)的不受约束的轴向膨胀和收缩。

Description

燃气涡轮流套管安装
技术领域
本文中公开的主题涉及用于燃气涡轮的燃烧器。更具体而言，本公开涉及安装燃烧器流套管，以在燃烧器的操作期间允许流套管下游端的热膨胀和收缩。
背景技术
燃气涡轮通常焚烧烃燃料并产生空气污染排放物，诸如氮氧化物(NOx)和一氧化碳(CO)。燃气涡轮中的分子氮的氧化取决于定位在燃烧器中的气体的温度，以及定位在燃烧器内最高温度区域中的反应物的停留时间。因此，通过将燃烧器温度维持为低于产生NOx的温度或通过限制反应物在燃烧器中的停留时间，可以减少由燃气涡轮产生的NOx的量。
一种用于控制燃烧器温度的方法包括在燃烧之前预混合燃料和空气，以产生贫燃料-空气混合物。该方法可包括燃料喷射的轴向分级，其中，在燃烧器的第一或主燃烧区处喷射和点燃第一燃料-空气混合物以产生高能量燃烧气体的主流，并且其中经由位于主燃烧区下游的多个径向地定向且周向地间隔的燃料喷射器或轴向地分级的燃料喷射器将第二燃料空气混合物喷射到高能燃烧气体的主流中并与其混合。轴向地分级的喷射提高了可用燃料的完全燃烧的可能性，这又减少了空气污染排放物。
在燃烧器的操作期间，需要冷却形成燃烧室和/或通过燃烧器的热气体路径的一个或更多个衬套或管道。衬套冷却通常通过将压缩空气发送通过限定在衬套和包围该衬套的流套管和/或冲击套管之间的冷却流环带或流通道来实现。流套管的后端固定地连接到后框架，且流套管的前端与弹簧或支撑密封件可滑动地接合，以在燃烧器的操作期间允许流套管的轴向膨胀和收缩。然而，在特定构造中，轴向级燃料喷射系统的燃料喷射器在流套管的前端和后端与衬套的上游和下游端之间的位置处刚性地连接或硬安装到流套管和衬套，从而阻止在燃料喷射器和后框架之间的流套管的轴向膨胀或收缩，因此导致在后框架处和在燃料喷射器连接处的潜在地非期望的机械应力。
发明内容
方面和优点将在下列描述中得到阐述，或可从描述而是显而易见的，或可通过实践而习得。
本公开的一个实施例涉及燃烧器。燃烧器包括环形形状的衬套，该衬套至少部分地限定燃烧器的热气体路径。衬套包括上游端和刚性地连接到后框架的下游端。流套管周向地包围衬套的至少一部分。流套管与衬套径向地间隔，以在其间形成冷却流环带。流套管包括前端和后端。多个燃料喷射器组件围绕流套管周向地间隔。各燃料喷射器组件在限定在流套管的前端和后端之间的位置处径向地延伸通过流套管和衬套。各燃料喷射器组件刚性地连接到流套管且连接到衬套。流套管的后部轴向地终止在未达到后框架处，以在后端与后框架之间形成轴向间隙，并且允许流套管的后端的不受约束的轴向膨胀和收缩。
本公开的另一实施例涉及燃烧器。燃烧器包括至少部分地限定高压仓室的外壳体、联接到外壳体的端盖，其中，端盖支撑朝主燃烧区轴向地延伸的多个燃料喷嘴。环形形状的衬套从燃料喷嘴向下游延伸并且在外壳体内至少部分地限定热气体路径。衬套具有上游端和下游端。下游端刚性地连接到后框架。流套管周向地包围衬套的至少一部分。流套管与衬套径向地间隔，以在其间形成冷却流环带。流套管具有前端和后端。多个燃料喷射器组件围绕流套管周向地间隔并与多个燃料喷嘴轴向地间隔。各燃料喷射器组件在限定在流套管的前端和后端之间的位置处径向地延伸通过流套管和衬套。各燃料喷射器组件刚性地连接到流套管且连接到衬套。流套管的后部轴向地终止在未达到后框架处，以在后端与后框架之间形成轴向间隙，并且允许后端的不受约束的轴向膨胀和收缩。
另一实施例包括燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机包括压缩机、涡轮和设置在压缩机下游和涡轮上游的燃烧器。燃烧器包括环形形状的衬套，该衬套至少部分地限定燃烧器的热气体路径。衬套包括上游端和下游端。下游端刚性地连接到后框架。流套管周向地包围衬套的至少一部分并且与衬套径向地间隔，以在其间形成冷却流环带。流套管具有前端和后端。多个燃料喷射器组件围绕流套管周向地间隔。各燃料喷射器组件在限定在流套管的前端和后端之间的位置处径向地延伸通过流套管和衬套。各燃料喷射器组件刚性地连接到流套管和衬套。流套管的后部轴向地终止在未达到后框架处，以在后端与后框架之间形成轴向间隙，并且允许后端的不受约束的轴向膨胀和收缩。
实施方案1. 一种燃烧器，包括：
环形形状的衬套，其至少部分地限定所述燃烧器的热气体路径，所述衬套具有上游端和下游端，其中，所述下游端刚性地连接到后框架；
流套管，其周向地包围所述衬套的至少一部分，其中，所述流套管与所述衬套径向地间隔以在其间形成冷却流环带，所述流套管具有前端和后端；和
多个燃料喷射器组件，其围绕所述流套管周向地间隔，其中，各燃料喷射器组件在限定在所述流套管的前端和后端之间的位置处径向地延伸通过所述流套管和所述衬套，其中，各燃料喷射器组件刚性地连接到所述流套管且连接到所述衬套；
其中，所述流套管的后部轴向地终止在未达到所述后框架处，以在所述后端与所述后框架之间形成轴向间隙且允许所述后端的不受约束的轴向膨胀和收缩。
实施方案2. 根据实施方案1所述的燃烧器，其中，所述轴向间隙限定去往所述冷却流环带的入口。
实施方案3. 根据实施方案1所述的燃烧器，其中，所述流套管的前端与弹簧密封件可滑动地接合。
实施方案4. 根据实施方案1所述的燃烧器，其中，所述流套管的后端相对于所述流套管的轴向中心线径向向外发散。
实施方案5. 根据实施方案1所述的燃烧器，其中，所述流套管限定与所述冷却流环带流体连通的多个入口孔。
实施方案6. 根据实施方案1所述的燃烧器，其中，所述流套管的前端围绕环形支撑环周向地延伸。
实施方案7. 根据实施方案6所述的燃烧器，其中，所述支撑环周向地包围所述衬套的一部分。
实施方案8. 一种燃烧器，包括：
外壳体，其至少部分地限定高压仓室；
端盖，其联接到所述外壳体，所述端盖支撑朝主燃烧区轴向地延伸的多个燃料喷嘴；
环形形状的衬套，其从所述燃料喷嘴向下游延伸并至少部分地限定通过所述外壳体的热气体路径，所述衬套具有上游端和下游端，其中，所述下游端刚性地连接到后框架；
流套管，其周向地包围所述衬套的至少一部分，其中，所述流套管与所述衬套径向地间隔以在其间形成冷却流环带，所述流套管具有前端和后端；和
多个燃料喷射器组件，其围绕所述流套管周向地间隔并与所述多个燃料喷嘴轴向地间隔，其中，各燃料喷射器组件在限定在所述流套管的前端和后端之间的位置处径向地延伸通过所述流套管和所述衬套，其中，各燃料喷射器组件刚性地连接到所述流套管且连接到所述衬套；
其中，所述流套管的后部轴向地终止在未达到所述后框架处，以在所述后端与所述后框架之间形成轴向间隙且允许所述后端的不受约束的轴向膨胀和收缩。
实施方案9. 根据实施方案8所述的燃烧器，其中，所述轴向间隙限定去往所述冷却流环带的入口，其中，所述轴向间隙与所述高压仓室流体连通。
实施方案10. 根据实施方案8所述的燃烧器，其中，所述流套管的前端与弹簧密封件可滑动地接合。
实施方案11. 根据实施方案8所述的燃烧器，其中，所述流套管的后端相对于所述流套管的轴向中心线径向向外发散。
实施方案12. 根据实施方案8所述的燃烧器，其中，所述流套管限定与所述冷却流环带流体连通的多个入口孔。
实施方案13. 根据实施方案8所述的燃烧器，其中，所述流套管的前端围绕环形支撑环周向地延伸。
实施方案14. 根据实施方案13所述的燃烧器，其中，所述支撑环周向地包围所述衬套的一部分。
实施方案15. 一种燃气涡轮，包括：
压缩机；
涡轮；和
燃烧器，其包括：
环形形状的衬套，其至少部分地限定所述燃烧器的热气体路径，所述衬套具有上游端和下游端，其中，所述下游端刚性地连接到后框架；
流套管，其周向地包围所述衬套的至少一部分，其中，所述流套管与所述衬套径向地间隔以在其间形成冷却流环带，所述流套管具有前端和后端；和
多个燃料喷射器组件，其围绕所述流套管周向地间隔，其中，各燃料喷射器组件在限定在所述流套管的前端和后端之间的位置处径向地延伸通过所述流套管和所述衬套，其中，各燃料喷射器组件刚性地连接到所述流套管和所述衬套；
其中，所述流套管的后部轴向地终止在未达到所述后框架处，以在所述后端与所述后框架之间形成轴向间隙且允许所述后端的不受约束的轴向膨胀和收缩。
实施方案16. 根据实施方案15所述的燃气涡轮，其中，所述轴向间隙限定去往所述冷却流环带的入口。
实施方案17. 根据实施方案15所述的燃气涡轮，其中，所述流套管的前端与弹簧密封件可滑动地接合。
实施方案18. 根据实施方案15所述的燃气涡轮，其中，所述流套管的后端相对于所述流套管的轴向中心线径向向外发散。
实施方案19. 根据实施方案15所述的燃气涡轮，其中，所述流套管限定与所述冷却流环带流体连通的多个入口孔。
实施方案20. 根据实施方案15所述的燃气涡轮，其中，所述流套管的前端围绕环形支撑环周向地延伸并且所述支撑环周向地包围所述衬套的一部分。
技术方案1. 一种燃烧器16，包括：
环形形状的衬套42，其至少部分地限定所述燃烧器16的热气体路径，所述衬套42具有上游端58和下游端60，其中，所述下游端60刚性地连接到后框架62；
流套管54，其周向地包围所述衬套42的至少一部分，其中，所述流套管54与所述衬套42径向地间隔以在其间形成冷却流环带56，所述流套管54具有前端64和后端66；和
多个燃料喷射器组件102，其围绕所述流套管54周向地间隔，其中，各燃料喷射器组件102在限定在所述流套管54的前端64和后端66之间的位置处径向地延伸通过所述流套管54和所述衬套42，其中，各燃料喷射器组件102刚性地连接到所述流套管54且连接到所述衬套42；
其中，所述流套管54的后端66轴向地终止在未达到所述后框架62处，以在所述后端66与所述后框架62之间形成轴向间隙72且允许所述后端66的不受约束的轴向膨胀和收缩。
技术方案2. 根据技术方案1所述的燃烧器16，其中，所述轴向间隙72限定去往所述冷却流环带56的入口74。
技术方案3. 根据技术方案1所述的燃烧器16，其中，所述流套管54的前端64与弹簧80密封件可滑动地接合。
技术方案4. 根据技术方案1所述的燃烧器16，其中，所述流套管54的后端66相对于所述流套管54的轴向中心线径向向外发散。
技术方案5. 根据技术方案1所述的燃烧器16，其中，所述流套管54限定与所述冷却流环带56流体连通的多个入口孔76。
技术方案6. 根据技术方案1所述的燃烧器16，其中，所述流套管54的前端64围绕环形支撑环80周向地延伸。
技术方案7. 根据技术方案6所述的燃烧器16，其中，所述支撑环80周向地包围所述衬套42的一部分。
技术方案8. 一种燃烧器16，包括：
外壳体32，其至少部分地限定高压仓室34；
端盖36，其联接到所述外壳体32，所述端盖36支撑朝主燃烧区44轴向地延伸的多个燃料喷嘴40；
环形形状的衬套42，其从所述燃料喷嘴向下游延伸并至少部分地限定通过所述外壳体32的热气体路径，所述衬套42具有上游端58和下游端60，其中，所述下游端60刚性地连接到后框架62；
流套管54，其周向地包围所述衬套42的至少一部分，其中，所述流套管54与所述衬套42径向地间隔以在其间形成冷却流环带56，所述流套管54具有前端64和后端66；和
多个燃料喷射器组件102，其围绕所述流套管54周向地间隔并与所述多个燃料喷嘴轴向地间隔，其中，各燃料喷射器组件102在限定在所述流套管54的前端64和后端66之间的位置处径向地延伸通过所述流套管54和所述衬套42，其中，各燃料喷射器组件102刚性地连接到所述流套管54且连接到所述衬套42；
其中，所述流套管54的后端66轴向地终止在未达到所述后框架62处，以在所述后端66与所述后框架62之间形成轴向间隙72且允许所述后端66的不受约束的轴向膨胀和收缩。
技术方案9. 根据技术方案8所述的燃烧器16，其中，所述轴向间隙72限定去往所述冷却流环带56的入口74，其中，所述轴向间隙72与所述高压仓室34流体连通。
技术方案10. 根据技术方案8所述的燃烧器16，其中，所述流套管54的前端64与弹簧80密封件可滑动地接合。
技术方案11. 根据技术方案8所述的燃烧器16，其中，所述流套管54的后端66相对于所述流套管54的轴向中心线径向向外发散。
技术方案12. 根据技术方案8所述的燃烧器16，其中，所述流套管54限定与所述冷却流环带56流体连通的多个入口孔76。
技术方案13. 根据技术方案8所述的燃烧器16，其中，所述流套管54的前端64围绕环形支撑环80周向地延伸。
技术方案14. 根据技术方案13所述的燃烧器16，其中，所述支撑环80周向地包围所述衬套42的一部分。
在阅读说明书之后，本领域技术人员将更好地理解此种实施例和其他实施例的特征和方面。
附图说明
各种实施例的完整且能够实现的公开，包括其对本领域技术人员而言的最佳实施方式，在说明书的其余部分(包括参考附图)中得到更具体的阐述，在附图中：
图1是可包括本公开的各种实施例的示范燃气涡轮的功能框图；
图2是可包括本公开的各种实施例的示范燃烧器的简化截面侧视图；且
图3提供根据本公开的至少一个实施例的，如图2中所示的燃烧器的一部分的截面侧视图。
部件列表
10 燃气涡轮
12 入口区段
14 压缩机
16 燃烧器
18 涡轮
20 排气区段
22 轴
24 空气
26 压缩空气
28 燃料
30 燃烧气体
32 外壳体
34 高压仓室
36 端盖
38 头端部分
40 主燃料喷嘴
42 管道/衬套
44 第一燃烧区
46 次燃烧区
48 中心线
50 热气体路径
52 入口-涡轮
54 流/冲击套管
56 冷却流环带
58 上游端-衬套
60 下游端-衬套
62 后框架
64 前端-流套管
66 后端-流套管
68 紧固件
70 支柱
72 轴向间隙
74 入口–轴向间隙
76 入口孔–流套管
78 密封件
80 支撑环
81-99 未使用
100 轴向分级燃料喷射系统
102 燃料喷射器组件
104 周向方向。
具体实施方式
现在将详细地参照本公开的现有实施例，其一个或更多个实例在附图中例示出。详细的描述使用数字和字母标号来指示图中的特征。图和描述中的相似或类似的标号用于指示本公开的相似或类似的部分。
如在本文中所使用的，用语“第一”、“第二”和“第三”可以可互换地使用，以将一个构件与另一个构件区分，且不意图表示单独构件的位置或重要性。此外，用语“上游”和“下游”指相对于流体路径中流体流的相对方向。例如，“上游”指流体从其流动的方向，且“下游”指流体流到其的方向。用语“径向地”指与特定构件的轴向中心线基本上垂直的相对方向，且用语“轴向地”指与特定构件的轴向中心线基本上平行和/或同轴地对准的相对方向，且用语“周向地”指绕特定构件的轴向中心线延伸的相对方向。
在本文中使用的用语仅是为了描述具体实施例，而并不意图进行限制。如在本文中使用的，单数形式“一”、“一个”和“该”意图也包括复数形式，除非在上下文中另外清楚地指出。还应理解的是，当在本说明书中使用时，用语“包括”和/或“包括…的”规定所声明的特征、整体、步骤、操作、元件、和/或构件的存在，但不排除一个或更多个其他特征、整体、步骤、操作、元件、构件和/或它们的组合的存在或增加。
作为解释而非限制来提供各实例。事实上，对于本领域技术人员将是显而易见的是，可在不脱离其范围或精神的情况下进行更改和变化。例如，作为一个实施例的一部分而例示或描述的特征可用在另一实施例上，以产生又一实施例。因此，意图本公开覆盖在所附权利要求和它们的等同物的范围内的这种更改和变化。尽管将大体上在用于陆基功率生成燃气涡轮燃烧器的燃烧器的背景下描述本公开的示范实施例，以用于例示，但本领域技术人员将容易理解，本公开的实施例可适用于用于涡轮机的任何样式或类型的燃烧器，且不限于用于陆基功率生成燃气涡轮的燃烧器或燃烧系统，除非在权利要求中特别地陈述。
现参照附图，图1例示示范燃气涡轮10的示意性框图。燃气涡轮10大体上包括入口区段12、设置在入口区段12下游的压缩机14、设置在压缩机14下游的至少一个燃烧器16、设置在燃烧器16下游的涡轮18、和设置在涡轮18下游的排气区段20。另外，燃气涡轮10可包括将压缩机14联接到涡轮18的一个或更多个轴22。
在操作期间，空气24流动通过入口区段12并进入压缩机14中，在压缩机14处，空气24被逐渐压缩，从而对燃烧器16提供压缩空气26。压缩空气26的至少一部分在燃烧器16内与燃料28混合并被焚烧以产生燃烧气体30。燃烧气体30从燃烧器16流入涡轮18中，在涡轮18中，能量(动能和/或热能)从燃烧气体30传递到转子叶片(未示出)，从而导致轴22旋转。然后，机械旋转能量可用于各种目的，诸如为压缩机14供能和/或发电。离开涡轮18的燃烧气体30然后可经由排气区段20从燃气涡轮10排出。
如图2所示，燃烧器16可至少部分地由外壳体32(诸如压缩机排放壳体)包围。外壳体32可至少部分地限定高压仓室34，高压仓室42至少部分地包围燃烧器16的各种构件。高压仓室34可与压缩机14(图1)流体地连通，以便从其接收压缩空气26。端盖36可联接于外壳体32。在特定实施例中，外壳体32和端盖36可至少部分地限定燃烧器16的头端容积或部分38。在特定实施例中，头端部分38与高压仓室34和/或压缩机14流体连通。
燃料喷嘴40从端盖36向下游轴向地延伸。燃料喷嘴40可以在一端处从端盖36得到支撑。一个或更多个环形形状的衬套或管道42可以至少部分地限定用于燃烧第一燃料-空气混合物的主燃烧或反应区44或第一燃烧或反应区44并且/或者可以至少部分地限定相对于燃烧器16的轴向中心线48在第一燃烧区44的下游轴向地形成的次燃烧或反应区46。衬套42至少部分地限定从主燃料喷嘴40到涡轮18(图1)的入口52的热气体路径50。在至少一个实施例中，衬套42可形成为以便包括锥形或过渡部分。在特定实施例中，衬套42可由单个或连续的主体形成。
在至少一个实施例中，燃烧器16包括轴向分级燃料喷射系统100。轴向分级燃料喷射系统100包括相对于轴向中心线48与主燃料喷嘴40轴向地分级或间隔的至少一个燃料喷射器组件102。燃料喷射器组件102设置在主燃料喷嘴40的下游和涡轮18的入口52的上游。可以设想，在单个燃烧器16中可以使用多个燃料喷射器组件102(包括两个、三个、四个、五个、或更多个燃料喷射器组件102)。
在多于一个燃料喷射器组件102的情况下，燃料喷射器组件102可以关于周向方向104围绕衬套42的周边等距地间隔，或者可以以一些其他间隔间隔，以容纳支柱或其他壳体构件。为了简单起见，轴向分级燃料喷射系统100在本文中被称为且例示为具有在主燃烧区44下游的单个级或公共轴向平面中的燃料喷射器组件102。然而，可以设想，轴向分级燃料喷射系统100可以包括燃料喷射器组件102的两个轴向地间隔开的级。例如，第一组燃料喷射器组件102和第二组燃料喷射器组件102可以沿着衬套42与彼此轴向地间隔。
各燃料喷射器组件102延伸通过衬套42，且与热气体路径50流体连通。在各种实施例中，各燃料喷射器组件102还延伸通过至少部分地包围衬套42的流或冲击套管54。在该构造中，流套管54和衬套42在其间限定环形流通道或冷却流环带56。冷却流环带56至少部分地限定在高压仓室34和燃烧器16的头端部分38之间的流路径。
在至少一个实施例中，衬套42包括相对于中心线48与下游端60轴向地分开的上游端58。衬套42的下游端60终止于并且/或者刚性地连接到后框架62，后框架62至少部分地限定热气体路径50和/或燃烧器16的出口。下游端60可以通过焊接、硬焊或通过任何连接技术刚性地连接到后框架62。在一个实施例中，后框架62可以与衬套42一起作为单个构件形成。
如图2所示，流套管54包括相对于中心线48与后端66轴向地间隔的前端64。多个燃料喷射器组件102围绕流套管54周向地间隔，且各燃料喷射器组件102在限定在流套管54的前端64和后端66之间的位置处径向地延伸通过流套管54和衬套42。
图3提供了根据本公开的至少一个实施例的燃烧器的一部分的截面侧视图，该部分包括衬套42的一部分、流套管54和后框架62的一部分。如图3所示，多个燃料喷射器组件102的至少一个燃料喷射器组件102刚性地连接到流套管54。例如，在一个实施例中，燃料喷射器组件102经由诸如螺栓或销的一个或更多个机械紧固件68刚性地连接到流套管54。燃料喷射器组件102还经由从衬套42径向地延伸到流套管54的支撑件或支柱70刚性地连接到衬套42，从而防止流套管相对于中心线48的轴向移动。
如图3所示，流套管54的后端66相对于中心线48轴向地终止在未达到后框架62处，并在后端66与后框架62之间形成轴向间隙72，从而允许由流套管54在燃烧器16的操作期间的温度增大和降低引起的后端66的不受约束的线性或轴向膨胀和收缩。在特定实施例中，轴向间隙72限定去往冷却流环带56的入口74。入口74可以与高压仓室34流体连通，从而限定从高压仓室34到冷却流环带56中的流路径。
在至少一个实施例中，流套管54的后端66相对于中心线48和/或流套管54的中心线径向向外发散和/或卷曲。后端66的发散提供了流调节器并且/或者作为流捕集器操作，以用于将压缩空气26引导到冷却流环带56中，从而增加冷却流环带56内的压力。在至少一个实施例中，流套管54限定与冷却流环带流体连通的多个入口孔76。入口孔76可以与高压仓室34流体连通，从而限定在高压仓室34与冷却流环带56之间的多个流路径。
在至少一个实施例中，如图3所示，流套管54的前端64与弹簧、支撑件或“呼啦圈形(hula)”密封件78可滑动地接合。结果，流套管54的前端64相对于中心线48在轴向方向上不受约束，从而允许由流套管54在燃烧器16的操作期间的温度增大和降低引起的前端64的不受约束的线性或轴向膨胀和收缩。
在至少一个实施例中，如图2和图3所示，流套管54的前端64围绕环形支撑环80周向地延伸。支撑环80可通过凸缘和/或机械紧固件(诸如螺栓或销)刚性地连接到外壳体32。支撑环80和/或弹簧密封件78可以为流套管54的前端64提供径向支撑。支撑环80可以至少部分地周向地包围衬套42的至少一部分。
本书面说明使用示例以公开本发明，包括最佳实施方式，并且还使任何本领域技术人员能够实践本发明，包括制造并且使用任何设备或系统并且实行任何合并的方法。本发明的可取得专利的范围由权利要求限定，并且可包含本领域人员想到的其他示例。如果这种其他示例具有不与权利要求的文字语言不同的结构元件，或如果它们包括与权利要求的文字语言无显著差别的等同结构元件，则它们意图在权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种燃烧器(16)，包括：
环形形状的衬套(42)，其至少部分地限定所述燃烧器(16)的热气体路径，所述衬套(42)具有上游端(58)和下游端(60)，其中，所述下游端(60)刚性地连接到后框架(62)；
流套管(54)，其周向地包围所述衬套(42)的至少一部分，其中，所述流套管(54)与所述衬套(42)径向地间隔以在其间形成冷却流环带(56)，所述流套管(54)具有前端(64)和后端(66)；和
多个燃料喷射器组件(102)，其围绕所述流套管(54)周向地间隔，其中，各燃料喷射器组件(102)在限定在所述流套管(54)的前端(64)和后端(66)之间的位置处径向地延伸通过所述流套管(54)和所述衬套(42)，其中，各燃料喷射器组件(102)刚性地连接到所述流套管(54)且连接到所述衬套(42)；
其中，所述流套管(54)的后端(66)轴向地终止在未达到所述后框架(62)处，以在所述后端(66)与所述后框架(62)之间形成轴向间隙(72)且允许所述后端(66)的不受约束的轴向膨胀和收缩。
2.根据权利要求1所述的燃烧器(16)，其中，所述轴向间隙(72)限定去往所述冷却流环带(56)的入口(74)。
3.根据权利要求1所述的燃烧器(16)，其中，所述流套管(54)的前端(64)与弹簧(80)密封件可滑动地接合。
4.根据权利要求1所述的燃烧器(16)，其中，所述流套管(54)的后端(66)相对于所述流套管(54)的轴向中心线径向向外发散。
5.根据权利要求1所述的燃烧器(16)，其中，所述流套管(54)限定与所述冷却流环带(56)流体连通的多个入口孔(76)。
6.根据权利要求1所述的燃烧器(16)，其中，所述流套管(54)的前端(64)围绕环形支撑环(80)周向地延伸。
7.根据权利要求6所述的燃烧器(16)，其中，所述支撑环(80)周向地包围所述衬套(42)的一部分。
8.一种燃烧器(16)，包括：
外壳体(32)，其至少部分地限定高压仓室(34)；
端盖(36)，其联接到所述外壳体(32)，所述端盖(36)支撑朝主燃烧区(44)轴向地延伸的多个燃料喷嘴(40)；
环形形状的衬套(42)，其从所述燃料喷嘴向下游延伸并至少部分地限定通过所述外壳体(32)的热气体路径，所述衬套(42)具有上游端(58)和下游端(60)，其中，所述下游端(60)刚性地连接到后框架(62)；
流套管(54)，其周向地包围所述衬套(42)的至少一部分，其中，所述流套管(54)与所述衬套(42)径向地间隔以在其间形成冷却流环带(56)，所述流套管(54)具有前端(64)和后端(66)；和
多个燃料喷射器组件(102)，其围绕所述流套管(54)周向地间隔并与所述多个燃料喷嘴轴向地间隔，其中，各燃料喷射器组件(102)在限定在所述流套管(54)的前端(64)和后端(66)之间的位置处径向地延伸通过所述流套管(54)和所述衬套(42)，其中，各燃料喷射器组件(102)刚性地连接到所述流套管(54)且连接到所述衬套(42)；
其中，所述流套管(54)的后端(66)轴向地终止在未达到所述后框架(62)处，以在所述后端(66)与所述后框架(62)之间形成轴向间隙(72)且允许所述后端(66)的不受约束的轴向膨胀和收缩。
9.根据权利要求8所述的燃烧器(16)，其中，所述轴向间隙(72)限定去往所述冷却流环带(56)的入口(74)，其中，所述轴向间隙(72)与所述高压仓室(34)流体连通。
10.根据权利要求8所述的燃烧器(16)，其中，所述流套管(54)的前端(64)与弹簧(80)密封件可滑动地接合。
CN201710153139.3A 2016-03-15 2017-03-15 燃气涡轮流套管安装 Active CN107191970B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/070,074 US20170268776A1 (en) 2016-03-15 2016-03-15 Gas turbine flow sleeve mounting
US15/070074 2016-03-15

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107191970A true CN107191970A (zh) 2017-09-22
CN107191970B CN107191970B (zh) 2021-07-06

Family

ID=58266485

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710153139.3A Active CN107191970B (zh) 2016-03-15 2017-03-15 燃气涡轮流套管安装

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20170268776A1 (zh)
EP (1) EP3220047B1 (zh)
JP (1) JP7109884B2 (zh)
KR (1) KR20170107382A (zh)
CN (1) CN107191970B (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108952972A (zh) * 2018-07-17 2018-12-07 陈婧琪 一种提高发电厂发电效率的方法
CN110030583A (zh) * 2017-12-26 2019-07-19 安萨尔多能源瑞士股份公司 用于燃气涡轮的筒形燃烧器及包括此筒形燃烧器的燃气涡轮
CN113464979A (zh) * 2020-03-30 2021-10-01 通用电气公司 紧凑型涡轮机燃烧器

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3039340B1 (en) * 2013-08-30 2018-11-28 United Technologies Corporation Vena contracta swirling dilution passages for gas turbine engine combustor
US9976487B2 (en) * 2015-12-22 2018-05-22 General Electric Company Staged fuel and air injection in combustion systems of gas turbines
EP3287610B1 (en) * 2016-08-22 2019-07-10 Ansaldo Energia Switzerland AG Gas turbine transition duct
US10739001B2 (en) 2017-02-14 2020-08-11 Raytheon Technologies Corporation Combustor liner panel shell interface for a gas turbine engine combustor
US10718521B2 (en) 2017-02-23 2020-07-21 Raytheon Technologies Corporation Combustor liner panel end rail cooling interface passage for a gas turbine engine combustor
US10823411B2 (en) 2017-02-23 2020-11-03 Raytheon Technologies Corporation Combustor liner panel end rail cooling enhancement features for a gas turbine engine combustor
US10830434B2 (en) 2017-02-23 2020-11-10 Raytheon Technologies Corporation Combustor liner panel end rail with curved interface passage for a gas turbine engine combustor
US10941937B2 (en) * 2017-03-20 2021-03-09 Raytheon Technologies Corporation Combustor liner with gasket for gas turbine engine
JP2023166152A (ja) * 2022-05-09 2023-11-21 三菱重工業株式会社 燃焼器用筒、燃焼器、及びガスタービン

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN87101982A (zh) * 1986-03-20 1987-10-21 株式会社日立制作所 燃气透平的燃烧装置
CN102242934A (zh) * 2010-04-19 2011-11-16 通用电气公司 在过渡管道界面处的燃烧器衬套冷却和相关方法
CN102620313A (zh) * 2011-01-25 2012-08-01 通用电气公司 燃烧器中的过渡件与冲击套筒之间的支撑件
CN102913952A (zh) * 2011-08-05 2013-02-06 通用电气公司 关于将延迟贫喷射整合到燃式涡轮发动机中的组件和装置
US20140260319A1 (en) * 2013-03-18 2014-09-18 General Electric Company Combustor support assembly for mounting a combustion module of a gas turbine

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH02308926A (ja) * 1989-05-24 1990-12-21 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器尾筒の冷却構造
JP2000146186A (ja) * 1998-11-10 2000-05-26 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器
JP2003286863A (ja) * 2002-03-29 2003-10-10 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器及びガスタービン燃焼器の冷却方法
JP2005002899A (ja) * 2003-06-12 2005-01-06 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器
US7878002B2 (en) * 2007-04-17 2011-02-01 General Electric Company Methods and systems to facilitate reducing combustor pressure drops
US8112216B2 (en) * 2009-01-07 2012-02-07 General Electric Company Late lean injection with adjustable air splits
US8991192B2 (en) * 2009-09-24 2015-03-31 Siemens Energy, Inc. Fuel nozzle assembly for use as structural support for a duct structure in a combustor of a gas turbine engine
US8429916B2 (en) * 2009-11-23 2013-04-30 Honeywell International Inc. Dual walled combustors with improved liner seals
DE112011105655B4 (de) * 2011-09-22 2023-05-25 General Electric Company Brenner und Verfahren zur Brennstoffzufuhr zu einem Brenner
US9200808B2 (en) * 2012-04-27 2015-12-01 General Electric Company System for supplying fuel to a late-lean fuel injector of a combustor
US9291350B2 (en) * 2013-03-18 2016-03-22 General Electric Company System for providing a working fluid to a combustor
US9322556B2 (en) * 2013-03-18 2016-04-26 General Electric Company Flow sleeve assembly for a combustion module of a gas turbine combustor
US9360217B2 (en) * 2013-03-18 2016-06-07 General Electric Company Flow sleeve for a combustion module of a gas turbine
EP2837888A1 (en) * 2013-08-15 2015-02-18 Alstom Technology Ltd Sequential combustion with dilution gas mixer

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN87101982A (zh) * 1986-03-20 1987-10-21 株式会社日立制作所 燃气透平的燃烧装置
CN102242934A (zh) * 2010-04-19 2011-11-16 通用电气公司 在过渡管道界面处的燃烧器衬套冷却和相关方法
CN102620313A (zh) * 2011-01-25 2012-08-01 通用电气公司 燃烧器中的过渡件与冲击套筒之间的支撑件
CN102913952A (zh) * 2011-08-05 2013-02-06 通用电气公司 关于将延迟贫喷射整合到燃式涡轮发动机中的组件和装置
US20140260319A1 (en) * 2013-03-18 2014-09-18 General Electric Company Combustor support assembly for mounting a combustion module of a gas turbine

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110030583A (zh) * 2017-12-26 2019-07-19 安萨尔多能源瑞士股份公司 用于燃气涡轮的筒形燃烧器及包括此筒形燃烧器的燃气涡轮
CN110030583B (zh) * 2017-12-26 2022-07-08 安萨尔多能源瑞士股份公司 燃气涡轮的筒形燃烧器及包括此筒形燃烧器的燃气涡轮
CN108952972A (zh) * 2018-07-17 2018-12-07 陈婧琪 一种提高发电厂发电效率的方法
CN113464979A (zh) * 2020-03-30 2021-10-01 通用电气公司 紧凑型涡轮机燃烧器

Also Published As

Publication number Publication date
US20170268776A1 (en) 2017-09-21
JP7109884B2 (ja) 2022-08-01
CN107191970B (zh) 2021-07-06
JP2017166479A (ja) 2017-09-21
EP3220047B1 (en) 2019-05-08
KR20170107382A (ko) 2017-09-25
EP3220047A1 (en) 2017-09-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107191970A (zh) 燃气涡轮流套管安装
CN106051825B (zh) 包括引导喷嘴的燃料喷嘴组件
US8534040B2 (en) Apparatus and method for igniting a combustor
CN103075745B (zh) 用于在涡轮发动机中使用的燃料喷嘴组件及其组装方法
US20190153956A1 (en) Combustor igniter assembly
US8393155B2 (en) Gas turbine fuel injector with insulating air shroud
JP6118024B2 (ja) 燃焼器ノズル及び燃焼器ノズルの製造方法
US10982593B2 (en) System and method for combusting liquid fuel in a gas turbine combustor with staged combustion
JP2016118201A (ja) 燃焼器内で冷却空気を利用するシステム及び方法
US20130232977A1 (en) Fuel nozzle and a combustor for a gas turbine
US20170268783A1 (en) Axially staged fuel injector assembly mounting
US20130086921A1 (en) Combustor and method for supplying flow to a combustor
US7617689B2 (en) Combustor dome assembly including retaining ring
CN103423769A (zh) 燃料喷嘴帽
JP2016044677A (ja) 燃焼器キャップ組立体
US20140245746A1 (en) Combustion arrangement and method of reducing pressure fluctuations of a combustion arrangement
US20130086920A1 (en) Combustor and method for supplying flow to a combustor
CN107191967B (zh) 燃烧衬套冷却
US20180340689A1 (en) Low Profile Axially Staged Fuel Injector
KR20190126778A (ko) 축방향으로 단계적인 연료 분사를 갖는 연소 시스템
CN113864818A (zh) 燃烧器空气流动路径
CN107191966B (zh) 燃烧衬套冷却

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

Effective date of registration: 20231226

Address after: Swiss Baden

Patentee after: GENERAL ELECTRIC CO. LTD.

Address before: New York State, USA

Patentee before: General Electric Co.

TR01 Transfer of patent right