CN107940502B - 燃烧动力缓解系统 - Google Patents

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CN107940502B CN201710957953.0A CN201710957953A CN107940502B CN 107940502 B CN107940502 B CN 107940502B CN 201710957953 A CN201710957953 A CN 201710957953A CN 107940502 B CN107940502 B CN 107940502B
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Abstract

本发明公开了一种内燃烧筒组件包括具有上游端部分和下游端部分的内燃烧筒，以及设置在所述内燃烧筒的所述上游端部分附近的谐振器。所述谐振器包括沿着所述谐振器的径向外表面设置的多个周向隔开的入口孔、界定在所述谐振器内的气体腔室，以及沿着所述谐振器的径向内表面设置的多个出口孔。所述多个入口孔提供流体流入所述气体腔室中，且所述多个出口孔提供流体流出所述气体腔室并流入界定在所述燃烧室内的径向流动通路中。

Description

燃烧动力缓解系统
技术领域
本发明大体上涉及一种用于燃气涡轮的燃烧室。更确切地说，本发明涉及一种用于所述燃烧室的燃烧动力缓解系统。
背景技术
用于燃气涡轮发动机的特定燃烧系统利用燃烧室，所述燃烧室燃烧与压缩空气混合的气体或液体燃料。通常，燃烧室包括燃料喷嘴组件，所述燃料喷嘴组件包括多个燃料喷嘴，所述多个燃料喷嘴在燃烧室的端盖下游延伸，且将燃料和压缩空气的混合物提供到一次燃烧区或一次燃烧腔室。衬筒或套筒周向环绕燃料喷嘴组件的一部分，并且可以至少部分地界定一次燃烧腔室(primary combustion chamber)。衬筒可以至少部分地界定用于将燃烧气体从一次燃烧区引导到燃气涡轮的涡轮入口的热气路径。
在操作中，压缩空气流过每个燃料喷嘴的预混合或旋流部分。燃料喷射到压缩空气流中并与压缩空气预混合，之后被引导到燃烧腔室中并燃烧以产生燃烧气体。在操作期间，燃料温度、燃料组成、环境操作条件和/或燃气涡轮上的可操作负载等各种操作参数可能导致燃烧室内的燃烧动力或压力脉冲。燃烧动力可能引起衬筒和/或预混合燃料喷嘴等各种燃烧室连接件部件的振荡，这可能导致那些部件的不当损耗。
发明内容
各个方面和优点在下文的描述中进行阐述，或者是通过说明书的描述可以显而易见的，或者是可以通过实施本发明而习得。
本发明的一个实施例是一种内燃烧筒组件。所述内燃烧筒组件包括具有上游端部分和下游端部分的内燃烧筒以及设置在内燃烧筒的上游端部分附近的谐振器。谐振器包括沿着谐振器的径向外表面设置的多个周向隔开的入口孔、界定在谐振器内的气体腔室，以及沿着谐振器的径向内表面设置的多个出口孔。所述多个入口孔提供流体流入气体腔室中，且所述多个出口孔提供流体流出气体腔室并流入界定在燃烧室内的径向流动通路中。
进一步地，所述谐振器至少部分地周向围绕所述内燃烧筒的所述上游端部分的外表面延伸。
进一步地，还包括弹簧，所述弹簧从所述多个出口孔轴向向前的在所述谐振器的所述内表面与所述内燃烧筒的外表面之间径向延伸。
进一步地，所述衬筒界定与所述多个出口孔流体连通的多个孔口，其中所述多个孔口与所述径向通路流体连通。
进一步地，所述谐振器至少部分地周向围绕所述内燃烧筒的所述上游端部分的外表面延伸，所述燃烧室还包括从所述内燃烧筒的所述外表面朝外径向延伸的径向突出部，其中所述内燃烧筒包括与所述径向突出部轴向隔开的阶梯形壁，其中所述谐振器设置在所述径向突出部与所述阶梯形壁之间。
进一步地，还包括弹簧，设置在所述径向突出部与所述谐振器的前向壁之间，其中所述弹簧抵靠所述谐振器轴向推动，以便抵靠所述阶梯形壁装载所述谐振器的后向壁。
进一步地，所述前向壁包括卡扣环，至少部分地设置于由内燃烧筒界定的前向槽内。
进一步地，所述谐振器的所述后向壁界定轴向突出部，并且所述衬筒的所述阶梯形壁界定设置于所述阶梯形壁内的凹口，其中所述轴向突出部延伸到所述凹口中。
进一步地，所述谐振器的后向壁部分焊接到所述衬筒的端壁。
进一步地，所述谐振器经由延伸穿过所述谐振器并延伸到所述衬筒中的机械紧固件附接到所述衬筒。
本发明的另一实施例是一种燃烧室。所述燃烧室包括在其中界定高压气室的外壳、具有外套筒且至少部分地设置于高压气室内的束筒燃料喷嘴、具有至少部分地环绕束筒燃料喷嘴的外套筒的上游端部分的内燃烧筒，以及设置在内燃烧筒的上游端部分附近的谐振器。谐振器包括沿着谐振器的径向外表面设置的多个周向隔开的入口孔、界定在谐振器内的气体腔室，以及沿着谐振器的径向内表面设置的多个出口孔。所述多个入口孔提供流体从高压气室流入气体腔室中，且所述多个出口孔提供流体流出气体腔室并流入界定在燃烧室内的径向流动通路中。
进一步地，所述径向流动通路界定在所述燃料喷嘴的所述外套筒与所述内燃烧筒和所述谐振器的所述内表面中的至少一个之间。
进一步地，所述径向流动通路与至少部分地由所述燃料喷嘴下游的所述内燃烧筒界定的燃烧腔室流体连通。
进一步地，所述谐振器至少部分地周向围绕所述内燃烧筒的所述上游端部分的外表面延伸。
进一步地，还包括弹簧，从所述多个出口孔轴向向前的在所述谐振器的所述内表面与所述内燃烧筒的外表面之间径向延伸。
进一步地，所述衬筒界定与所述多个出口孔流体连通的多个孔口，其中所述多个孔口与所述径向流动通路流体连通。
进一步地，所述谐振器至少部分地周向围绕所述内燃烧筒的所述上游端部分的外表面延伸，所述燃烧室包括从所述内燃烧筒的所述外表面朝外径向延伸的径向突出部，其中所述内燃烧筒包括与所述径向突出部轴向隔开的阶梯形壁，其中所述谐振器设置在所述径向突出部与所述阶梯形壁之间，所述燃烧室还包括设置在所述径向突出部与所述谐振器的前向壁之间的弹簧，其中所述弹簧抵靠所述谐振器轴向推动以便抵靠所述阶梯形壁装载所述谐振器。
进一步地，所述径向突出部包括卡扣环，至少部分地设置于由内燃烧筒界定的前向槽内。
进一步地，所述谐振器的所述后向壁界定轴向突出部，并且所述衬筒的所述阶梯形壁界定设置于所述阶梯形壁内的凹口，其中所述轴向突出部延伸到所述凹口中。
进一步地，所述谐振器的后向壁部分经由至少一个机械紧固件或经由焊接件连接到所述衬筒。
通过阅读说明书，所属领域的技术人员将更好地理解这些实施例和其它实施例的特征和方面。
附图说明
在说明书的其余部分中并参考附图更具体地阐述各种实施例的完全和充分的公开内容，包括其对于所属领域的技术人员而言的最佳模式，在附图中：
图1是可以包括本发明的各种实施例中的示例性燃气涡轮的功能框图；
图2是可以包括本发明的各种实施例中的示例性燃烧室的简化横截面侧视图；
图3是根据本发明的至少一个实施例的示例性内燃烧筒和示例性束筒燃料喷嘴的一部分的透视图；
图4是根据本发明的至少一个实施例的示例性燃烧室的一部分的放大横截面侧视图，包括束筒燃料喷嘴的一部分、示例性内燃烧筒的一部分和示例性谐振器；
图5是根据本发明的至少一个实施例的示例性燃烧室的一部分的放大横截面侧视图，包括束筒燃料喷嘴的一部分、示例性内燃烧筒的一部分和示例性谐振器；
图6是根据本发明的至少一个实施例的示例性燃烧室的一部分的放大横截面侧视图，包括束筒燃料喷嘴的一部分、示例性内燃烧筒的一部分和示例性谐振器；以及
图7是根据本发明的至少一个实施例的示例性燃烧室的一部分的放大横截面侧视图，包括束筒燃料喷嘴的一部分、示例性内燃烧筒的一部分和示例性谐振器。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的当前实施例，其中的一个或多个实例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标记来指代附图中的特征。在附图和描述中相同或相似的标记用于指代本发明的相同或相似的部分。
如本说明书中所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用以区分一个部件与另一部件而并非希望表示个别部件的位置或重要性。术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流出的方向，而“下游”是指流体流到的方向。术语“径向地”是指大体上垂直于特定部件的轴向中心线的相对方向，术语“轴向地”是指大体上平行于和/或同轴地对齐于特定部件的轴向中心线的相对方向，而术语“周向地”是指围绕特定部件的轴向中心线延伸的相对方向。
本说明书中所用的术语仅用来描述特定实施例，而并不希望进行限制。如本说明书中所用，单数形式“一个”、“一种”和“所述”也希望包括复数形式，除非上下文明确表示不是这样。还应了解，当在本说明书中使用时，术语“包括”指定了所述特征、整体、步骤、操作、组件和/或部件的存在，但并不排除一个或多个其它特征、整体、步骤、操作、组件、部件和/或其群组的存在或增加。
每个实例通过进行说明而不是限制的方式提供。实际上，在不偏离本发明的范围或者精神的前提下对本发明进行多种改型和变型，对于所属领域的技术人员而言是显而易见的。例如，作为一个实施例的部分示出或描述的特征能够结合另一个实施例，从而产生又一个实施例。因此，本发明应涵盖所有基于所附权利要求书和其等效物的范围内的修改和变化。虽然本发明的示例性实施例将出于说明目的而大体上在用于陆基发电燃气涡轮的燃烧室的语境中进行描述，但所属领域的技术人员将容易理解，本发明的实施例可以应用于任何样式或类型的涡轮机械用燃烧室，并且不限于用于陆基发电燃气涡轮的燃烧室或燃烧系统，除非权利要求中特别地叙述。
现在参考附图，图1说明示例性燃气涡轮10的示意图。燃气涡轮10大体包括入口部段12、设置在入口部段12下游的压缩机14、设置在压缩机14下游的至少一个燃烧室16、设置在燃烧室16下游的涡轮18以及设置在涡轮18下游的排气部段20。另外，燃气涡轮10可包括将压缩机14耦合到涡轮18的一个或多个轴22。
在操作期间，空气24流过入口部段12并进入压缩机14中，在压缩机14中，空气24被逐渐压缩，由此将压缩空气26提供至燃烧室16。压缩空气26的至少一部分在燃烧室16内与燃料28混合并且燃烧以产生燃烧气体30。燃烧气体30从燃烧室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传递至转子叶片(未示出)，因此致使轴22旋转。机械旋转能量接着可用于各种目的，例如，为压缩机14供能和/或产生电力。离开涡轮18的燃烧气体30接着可经由排气部段20从燃气涡轮10排放。
如图2所示，燃烧室16可以至少部分地由压缩机排气壳体等外壳32围绕。外壳32可以至少部分地界定高压气室34，所述高压气室至少部分地环绕燃烧室16的各种部件。高压气室34可以与压缩机14(图1)流体连通，以便接纳来自压缩机14的压缩空气26。端盖36可以耦合到外壳32。在特定实施例中，外壳32和端盖36可以至少部分地界定燃烧室16的头端体积或部分38。
在特定实施例中，头端部分38与高压气室34和/或压缩机14流体连通。一个或多个内燃烧筒或管道40可以至少部分地界定用于燃烧燃料空气混合物的燃烧腔室或区42，和/或可以至少部分地界定用于将燃烧气体30朝向入口46引导到涡轮18的通过燃烧室的热气路径44。在特定实施例中，内燃烧筒40形成为或形成自单一主体或一体式主体，使得内燃烧筒40的上游端部分48为大体上圆柱形或圆形并且界定燃烧区42。内燃烧筒40接着在内燃烧筒40的下游端部分50附近过渡为非圆形或大体上长方形截面形状。
在特定实施例中，内燃烧筒40最后由流动套筒52部分地周向地环绕。流动套筒52可以形成为单个部件或由多个流动套筒段形成。流动套筒52与内燃烧筒40径向隔开，以便界定其间的流动通路或环形流动通路54。流动通路54提供高压气室34与燃烧室的头端38之间的流体连通。
在各种实施例中，燃烧室16包括至少一个束筒燃料喷嘴56或束筒燃料喷嘴组件。如图2所示，束筒燃料喷嘴56设置于外壳32内，在端盖36下游和/或相对于燃烧室16的轴向中心线与端盖36轴向隔开，并且在燃烧腔室42上游。在特定实施例中，束筒燃料喷嘴56经由一个或多个流体套管60与燃料供应源58流体连通。在特定实施例中，流体套管60可以在一端流体地耦合和/或连接到端盖36。
应了解，束筒燃料喷嘴56和/或流体套管58可以安装到除端盖36之外的结构(例如外壳32)。还应了解，除束筒燃料喷嘴以外或替代束筒燃料喷嘴，燃烧室16还可以包括其它燃料喷嘴类型或燃料喷嘴组件，并且本发明不限于束筒燃料喷嘴，除非在权利要求书中另外叙述。
燃烧室16的各种实施例可以包括束筒燃料喷嘴56的不同布置而不限于任何特定布置，除非在权利要求书中另外说明。在特定配置中，束筒燃料喷嘴56可以包括围绕共同中心线环形布置的多个楔形燃料喷嘴段。在一些实施例中，如图2所示，束筒燃料喷嘴56可以包括沿中心线居中的圆形或桶形燃料喷嘴段。在特定实施例中，束筒燃料喷嘴56可以形成围绕中心燃料喷嘴(未示出)的环形部分或燃料喷嘴通路。
在至少一个实施例中，如图2所示，束筒燃料喷嘴56包括前向或上游板62、与前向板62轴向隔开的后向或下游板64，以及在前向板62与后向板64之间轴向延伸的外部带或套筒66。在特定实施例中，前向板62、后向板64和外套筒66可以至少部分地界定在束筒燃料喷嘴56内的燃料气室68。在特定实施例中，流体套管60可以延伸穿过前向板58，以将燃料28提供到燃料气室68。
在各种实施例中，束筒燃料喷嘴56包括管束70，所述管束包括多个管72。每个管72延伸穿过前向板62、燃料气室68和后向板64，并且每个管72界定贯穿束筒燃料喷嘴56，用于在燃料28被引入燃烧区42之前预混合燃料28与每个管72内的压缩空气26的相应预混合流动通路。在特定实施例中，多个管72中的一个或多个管72经由界定在相应管68内的一个或多个燃料端口(未示出)与燃料气室68流体连通。
图3提供根据本发明的至少一个实施例的内燃烧筒40和束筒燃料喷嘴56的一部分的透视图。在各种实施例中，如图3所示，束筒燃料喷嘴56的后向端部分74轴向延伸到内燃烧筒40的上游端部分48中。谐振器100设置在内燃烧筒40的上游端部分48附近。在特定实施例中，谐振器100在内燃烧筒40的上游端部分48附近至少部分地周向围绕内燃烧筒40延伸。在特定实施例中，谐振器100可以至少部分地界定内燃烧筒40的上游端部分48。谐振器100可以形成为连续主体或可以划分成多个弓形段。
图4提供根据本发明的至少一个实施例的燃烧室16的一部分的放大横截面侧视图，包括束筒燃料喷嘴56的一部分、内燃烧筒40的上游端部分48的一部分和谐振器100。图5提供根据本发明的至少一个实施例的燃烧室16的一部分的放大横截面侧视图，包括束筒燃料喷嘴56的一部分、内燃烧筒40的上游端部分48的一部分和谐振器100。图6提供根据本发明的至少一个实施例的燃烧室16的一部分的放大横截面侧视图，包括束筒燃料喷嘴56的一部分、内燃烧筒40的上游端部分48的一部分和谐振器100。图7提供根据本发明的至少一个实施例的燃烧室16的一部分的放大横截面侧视图，包括束筒燃料喷嘴56的一部分、内燃烧筒40的上游端部分48的一部分和谐振器100。
谐振器100可以形成为连续主体或可以划分成多个段。在各种实施例中，如图4到7所示，谐振器100在其中包括或界定气体腔室或气穴102。可以沿着谐振器100的外表面或侧或径向外表面或侧106界定多个入口孔104。多个入口孔104提供到气体腔室102中的流体连通。例如，多个入口孔102可以提供在燃烧室16的操作期间高压气室34(图2)和/或流动通路54(图2)与气体腔室102之间的流体连通。
可以至少部分地基于将在燃烧室16内进行处理的特定频率指定入口孔104的相对尺寸和位置和/或气体腔室102的体积。例如，入口孔104和/或界定气体腔室102的谐振器的内壁可以是倾斜的和/或渐窄的、凹形的、凸形的等。
在特定实施例中，如图4到7所示，谐振器100可以另外界定和/或包括内表面或径向内表面108。在特定实施例中，如图4和5所示，谐振器100的内表面108朝向、面对或邻近内燃烧筒40的外表面76定向。在其它实施例中，如图6和7所示，谐振器100的内表面108朝向、面对和/或邻近束筒燃料喷嘴56的外套筒66定向。
在特定实施例中，如图4到7所示，谐振器100可以包括和/或界定沿着谐振器100的内表面108设置的多个出口孔110。出口孔110中的一个或多个可以提供到气体腔室102之外的流体连通和到径向流动通路78中的流体连通。径向流动通路78可以与燃烧腔室42流体连通。
在特定实施例中，如图4和5所示，径向流动通路78可以至少部分地界定在内燃烧筒40与束筒燃料喷嘴56的外套筒66之间。在特定实施例中，如图6和7中所示，径向流动通路78可以至少部分地界定在谐振器100的径向内表面108与束筒燃料喷嘴56的外套筒66之间。
在特定实施例中，如图4和5所示，内燃烧筒40可以界定和/或包括多个孔口或开口80。孔口80可以至少部分地与出口孔110中的一个或多个对准，以便提供从气体腔室102、通过出口孔110、通过内燃烧筒40并且到径向流动通路78中的流体连通。在特定实施例中，如图4和5所示，可以在束筒燃料喷嘴56的外套筒66与内燃烧筒40之间径向设置至少一个径向密封件82，例如弹簧或密封圈(hula seal)件。径向密封件82可以相对于燃烧室16的轴向中心线位于从内燃烧筒40的孔口80中的一个或多个轴向向前。
在特定实施例中，如图6和7所示，径向密封件82可以在谐振器100与束筒燃料喷嘴56的外套筒66之间，位于从谐振器100的出口孔110中的一个或多个轴向向前。
在操作中，来自高压气室34(图2)的压缩空气26经由入口孔104流入气体腔室102中。压缩空气26接着经由出口孔110和由内燃烧筒40界定的孔口80(若存在)流入径向流动通路78中。压缩空气接着可从径向流动通路78引导到燃烧腔室42。径向密封件82可以限制流动到燃烧室16的头端体积38的压缩空气的量，或防止压缩空气从径向流动通路78流入燃烧室16的头端体积38中。
谐振器100可以经由各种附接方式附接到内燃烧筒40。例如，在特定实施例中，如图4和5所示，谐振器100可以经由弹簧力至少部分地附接或保持在适当位置。如图4所示，谐振器100的后向壁或部分112可以抵靠设置在内燃烧筒40的外表面76上和/或沿着所述外表面形成的阶梯形壁或边缘84安放或装载。前向止挡件或径向突出部86从衬筒40的外表面76朝外径向延伸，并且从谐振器100的前向壁或表面114向前轴向设置或界定。在特定实施例中，径向突出部86由卡扣环88界定。卡扣环88可以安放或至少部分地设置于由内燃烧筒40的外表面76界定和/或沿着所述外表面的前向槽90内。卡扣环88至少部分地周向围绕内燃烧筒40延伸。
在径向突出部86与谐振器100的前向壁114之间界定的弹簧间隙94内设置波形弹簧或压缩弹簧等弹簧92。弹簧92提供足以抵靠内燃烧筒40的阶梯形壁或边缘84装载谐振器100的后向壁112，并且足以在燃气涡轮10的操作期间将谐振器100固持在适当位置的轴向弹簧力。
在特定实施例中，如图5所示，谐振器100的后向壁112包括轴向突出部116。轴向突出部116可以延伸到在内燃烧筒40的阶梯形壁或边缘84中形成的凹口或凹槽96中。轴向突出部116可以防止或限制在燃气涡轮10的操作期间和/或在谐振器100安装到内燃烧筒40上期间谐振器100的径向移动。在特定实施例中，如图4和5共同所示，可以在内燃烧筒40的外表面76与谐振器100的内表面108之间设置密封件98。密封件98可以位于从出口孔110中的一个或多个轴向向前。
在至少一个实施例中，如图6所示，谐振器100可以经由螺栓或定位螺钉等机械紧固件118至少部分地附接或保持在适当位置。机械紧固件118可以延伸穿过谐振器100的一部分，并且可以旋拧到内燃烧筒40中，由此将谐振器100固定在适当位置。在一个实施例中，如图7所示，可以在谐振器100与内燃烧筒40之间形成焊缝120，由此将谐振器100固定在适当位置。
本书面描述使用实例来揭示本发明，包括最佳模式，并且还使所属领域的技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何所并入的方法。本发明的可专利性范围由权利要求书界定，并且可包括所属领域的技术人员能够得到的其它实例。如果其它此类实例的结构要素与权利要求书的字面意义相同，或如果此类实例的等效结构要素与权利要求书的字面意义无显著差别，则此类实例也属于本发明权利要求书的范围。

Claims (14)

1.一种内燃烧筒组件，包括：
内燃烧筒，所述内燃烧筒具有上游端部分和下游端部分；以及
谐振器，所述谐振器设置在所述内燃烧筒的所述上游端部分附近，所述谐振器包括沿着所述谐振器的径向外表面设置的多个周向隔开的入口孔，所述入口孔界定在所述谐振器内的气体腔室，以及沿着所述谐振器的径向内表面设置的多个出口孔，其中所述多个入口孔提供流体流入所述气体腔室中，且所述多个出口孔提供流体流出所述气体腔室并流入界定在燃烧室内的径向流动通路中，所述燃烧室包括具有外套筒的燃料喷嘴，所述径向流动通路界定在所述燃料喷嘴的所述外套筒与所述内燃烧筒和所述谐振器的所述内表面中的至少一个之间；
其中，所述谐振器至少部分地周向围绕所述内燃烧筒的所述上游端部分的外表面延伸，所述内燃烧筒还包括从所述内燃烧筒的所述外表面朝外径向延伸的径向突出部，其中所述内燃烧筒包括与所述径向突出部轴向隔开的阶梯形壁，其中所述谐振器设置在所述径向突出部与所述阶梯形壁之间。
2.根据权利要求1所述的内燃烧筒组件，其中，所述谐振器至少部分地周向围绕所述内燃烧筒的所述上游端部分的外表面延伸。
3.根据权利要求2所述的内燃烧筒组件，其中，所述内燃烧筒界定与所述多个出口孔流体连通的多个孔口，其中所述多个孔口与所述径向通路流体连通。
4.根据权利要求1所述的内燃烧筒组件，其中，还包括弹簧，设置在所述径向突出部与所述谐振器的前向壁之间，其中所述弹簧抵靠所述谐振器轴向推动，以便抵靠所述阶梯形壁装载所述谐振器的后向壁。
5.根据权利要求1所述的内燃烧筒组件，其中，所述前向壁包括卡扣环，至少部分地设置于由内燃烧筒界定的前向槽内。
6.根据权利要求1所述的内燃烧筒组件，其中，所述谐振器的后向壁界定轴向突出部，并且所述内燃烧筒的所述阶梯形壁界定设置于所述阶梯形壁内的凹口，其中所述轴向突出部延伸到所述凹口中。
7.根据权利要求1所述的内燃烧筒组件，其中，所述谐振器的后向壁部分焊接到所述内燃烧筒的端壁。
8.根据权利要求1所述的内燃烧筒组件，其中，所述谐振器经由延伸穿过所述谐振器并延伸到所述内燃烧筒中的机械紧固件附接到所述内燃烧筒。
9.一种燃烧室，包括：
外壳，所述外壳限定内部高压气室；
燃料喷嘴，所述燃料喷嘴具有外套筒且至少部分地设置于所述高压气室内；
内燃烧筒，所述内燃烧筒具有至少部分地环绕所述燃料喷嘴的所述外套筒的上游端部分；以及
谐振器，所述谐振器设置在所述内燃烧筒的所述上游端部分附近，所述谐振器包括沿着所述谐振器的径向外表面设置的多个周向隔开的入口孔，所述入口孔界定在所述谐振器内的气体腔室，以及沿着所述谐振器的径向内表面设置的多个出口孔，其中所述多个入口孔提供流体从所述高压气室流入所述气体腔室中，且所述多个出口孔提供流体流出所述气体腔室并流入界定在所述燃烧室内的径向流动通路中，其中所述径向流动通路界定在所述燃料喷嘴的所述外套筒与所述内燃烧筒和所述谐振器的所述内表面中的至少一个之间；
其中，所述谐振器至少部分地周向围绕所述内燃烧筒的所述上游端部分的外表面延伸，所述燃烧室包括从所述内燃烧筒的所述外表面朝外径向延伸的径向突出部，其中所述内燃烧筒包括与所述径向突出部轴向隔开的阶梯形壁，其中所述谐振器设置在所述径向突出部与所述阶梯形壁之间，所述燃烧室还包括设置在所述径向突出部与所述谐振器的前向壁之间的弹簧，其中所述弹簧抵靠所述谐振器轴向推动以便抵靠所述阶梯形壁装载所述谐振器。
10.根据权利要求9所述的燃烧室，其中，所述径向流动通路与至少部分地由所述燃料喷嘴下游的所述内燃烧筒界定的燃烧腔室流体连通。
11.根据权利要求9所述的燃烧室，其中，所述谐振器至少部分地周向围绕所述内燃烧筒的所述上游端部分的外表面延伸。
12.根据权利要求11所述的燃烧室，其中，所述内燃烧筒界定与所述多个出口孔流体连通的多个孔口，其中所述多个孔口与所述径向流动通路流体连通。
13.根据权利要求9所述的燃烧室，其中，所述径向突出部包括卡扣环，至少部分地设置于由所述内燃烧筒界定的前向槽内。
14.根据权利要求9所述的燃烧室，其中，所述谐振器的后向壁界定轴向突出部，并且所述内燃烧筒的所述阶梯形壁界定设置于所述阶梯形壁内的凹口，其中所述轴向突出部延伸到所述凹口中。
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102019205540A1 (de) * 2019-04-17 2020-10-22 Siemens Aktiengesellschaft Resonator, Verfahren zur Herstellung eines solchen sowie mit einem solchen versehene Brenneranordnung
FR3096115B1 (fr) * 2019-05-14 2022-12-09 Safran Aircraft Engines Fixation de chambre de combustion de turbomachine
JP7289752B2 (ja) * 2019-08-01 2023-06-12 三菱重工業株式会社 音響減衰器、筒アッセンブリ、燃焼器、ガスタービン及び筒アッセンブリの製造方法

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102889613A (zh) * 2011-07-22 2013-01-23 通用电气公司 用于对涡轮机燃烧器中的振荡进行阻尼的系统

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6530221B1 (en) 2000-09-21 2003-03-11 Siemens Westinghouse Power Corporation Modular resonators for suppressing combustion instabilities in gas turbine power plants
JP2006097981A (ja) * 2004-09-29 2006-04-13 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン燃焼器
US7461719B2 (en) 2005-11-10 2008-12-09 Siemens Energy, Inc. Resonator performance by local reduction of component thickness
US7784264B2 (en) * 2006-08-03 2010-08-31 Siemens Energy, Inc. Slidable spring-loaded transition-to-turbine seal apparatus and heat-shielding system, comprising the seal, at transition/turbine junction of a gas turbine engine
US7788926B2 (en) * 2006-08-18 2010-09-07 Siemens Energy, Inc. Resonator device at junction of combustor and combustion chamber
US8061141B2 (en) 2007-09-27 2011-11-22 Siemens Energy, Inc. Combustor assembly including one or more resonator assemblies and process for forming same
US8789372B2 (en) 2009-07-08 2014-07-29 General Electric Company Injector with integrated resonator
EP2302302A1 (en) 2009-09-23 2011-03-30 Siemens Aktiengesellschaft Helmholtz resonator for a gas turbine combustion chamber
US8973365B2 (en) * 2010-10-29 2015-03-10 Solar Turbines Incorporated Gas turbine combustor with mounting for Helmholtz resonators
US8966903B2 (en) * 2011-08-17 2015-03-03 General Electric Company Combustor resonator with non-uniform resonator passages
EP2559942A1 (de) * 2011-08-19 2013-02-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Brennkammerkopf einer Gasturbine mit Kühlung und Dämpfung
US20130074471A1 (en) 2011-09-22 2013-03-28 General Electric Company Turbine combustor and method for temperature control and damping a portion of a combustor
US8459041B2 (en) * 2011-11-09 2013-06-11 General Electric Company Leaf seal for transition duct in turbine system
US9447971B2 (en) 2012-05-02 2016-09-20 General Electric Company Acoustic resonator located at flow sleeve of gas turbine combustor
US9163837B2 (en) * 2013-02-27 2015-10-20 Siemens Aktiengesellschaft Flow conditioner in a combustor of a gas turbine engine
JP6004976B2 (ja) * 2013-03-21 2016-10-12 三菱重工業株式会社 燃焼器及びガスタービン
US20150082794A1 (en) * 2013-09-26 2015-03-26 Reinhard Schilp Apparatus for acoustic damping and operational control of damping, cooling, and emissions in a gas turbine engine
EP2881667B1 (en) * 2013-10-11 2017-04-26 General Electric Technology GmbH Helmholtz damper with air cooled seal for a gas turbine
GB201403404D0 (en) * 2014-02-27 2014-04-16 Rolls Royce Plc A combustion chamber wall and a method of manufacturing a combustion chamber wall
WO2016039725A1 (en) 2014-09-09 2016-03-17 Siemens Aktiengesellschaft Acoustic damping system for a combustor of a gas turbine engine
US20180112875A1 (en) 2016-10-24 2018-04-26 General Electric Company Combustor assembly with air shield for a radial fuel injector
US10415831B2 (en) 2016-10-27 2019-09-17 General Electric Company Combustor assembly with mounted auxiliary component

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102889613A (zh) * 2011-07-22 2013-01-23 通用电气公司 用于对涡轮机燃烧器中的振荡进行阻尼的系统

Also Published As

Publication number Publication date
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JP2018087681A (ja) 2018-06-07
CN107940502A (zh) 2018-04-20
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US10584610B2 (en) 2020-03-10

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