CN108431504A - 具有包括空气动力学形状的主体和/或喷射孔口的喷射器组件的燃烧系统 - Google Patents

具有包括空气动力学形状的主体和/或喷射孔口的喷射器组件的燃烧系统 Download PDF

Info

Publication number
CN108431504A
CN108431504A CN201580085608.1A CN201580085608A CN108431504A CN 108431504 A CN108431504 A CN 108431504A CN 201580085608 A CN201580085608 A CN 201580085608A CN 108431504 A CN108431504 A CN 108431504A
Authority
CN
China
Prior art keywords
reactant
guide structure
combustion
injection orifices
injector assembly
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.)
Pending
Application number
CN201580085608.1A
Other languages
English (en)
Inventor
A.J.诺思
J.E.波尔蒂洛毕尔巴鄂
W.R.拉斯特
D.甘巴科尔塔
R.席尔普
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.)
Siemens Energy Inc
Original Assignee
Siemens Power Generations Inc
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 Siemens Power Generations Inc filed Critical Siemens Power Generations Inc
Publication of CN108431504A publication Critical patent/CN108431504A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D11/00—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space
    • F23D11/10—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space the spraying being induced by a gaseous medium, e.g. water vapour
    • F23D11/12—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space the spraying being induced by a gaseous medium, e.g. water vapour characterised by the shape or arrangement of the outlets from the nozzle
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
    • F02K3/10—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof by after-burners
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D14/00—Burners for combustion of a gas, e.g. of a gas stored under pressure as a liquid
    • F23D14/46—Details, e.g. noise reduction means
    • F23D14/48—Nozzles
    • F23D14/58—Nozzles characterised by the shape or arrangement of the outlet or outlets from the nozzle, e.g. of annular configuration
    • F23D14/583—Nozzles characterised by the shape or arrangement of the outlet or outlets from the nozzle, e.g. of annular configuration of elongated shape, e.g. slits
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
    • F23R3/20—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants incorporating fuel injection means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • 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
    • 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)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

提供燃烧涡轮发动机中改进的燃烧系统。燃烧器系统可包括喷射器组件（12），喷射器组件布置在燃烧级中，该燃烧级布置在燃烧器系统的主燃烧级的下游。喷射器组件可包括反应物引导结构（16、62），反应物引导结构布置成通过布置在反应物引导结构的一个或更多个侧壁（21）上的一阵列的喷射孔口（19、60）向燃烧级输送反应物的相应射流。反应物引导结构可构造成相对于待与输送到燃烧级的反应物的射流混合的流体流（20）形成流线形主体。所述阵列的喷射孔口（19）可以是空气动力学形状的，以限定相应的流线形孔口横截面（例如，翼型形状的）。

Description

具有包括空气动力学形状的主体和/或喷射孔口的喷射器组 件的燃烧系统
关于联邦政府资助开发的声明
本发明的开发由合约号DE-FE0023968部分支持，该合约由美国能源部授予。相应地，美国政府对本发明可享有某些权利。
技术领域
所公开的实施例总的涉及燃烧涡轮发动机，比如燃气涡轮发动机，且更具体地，涉及布置在分布式燃烧系统（DCS）中的第二燃烧级中的喷射器组件。
背景技术
在燃气涡轮发动机中，燃料从燃料源被输送到燃烧部段，在燃烧部段处，燃料与空气混合并被点燃，以产生热的燃烧产物，其限定工作气体。工作气体被引导到涡轮机部段，在涡轮机部段处，工作气体实现涡轮机转子的旋转。已知的是，通过在主燃烧级的轴向下游提供一部分的待点燃燃料，可降低来自燃烧部段中燃烧燃料的NOX排放的生成。该方法在技术领域中被称为分布式燃烧系统（DCS）。例如，见美国专利8,375,726和8,752,386。以上列举的专利中的每个通过引用的方式被并入本文中。
附图说明
图1是所公开的用于燃烧涡轮发动机（比如，燃气涡轮发动机）的燃烧器系统（例如，分布式燃烧系统（DCS））的一个非限制性实施例的简化部分示意图。
图2-3图示了所公开的喷射器组件的相应的非限制性实施例的示意图，所述喷射器组件包括流线形的反应物引导结构（例如，空气动力学形状的勺部），流线形的反应物引导结构与一阵列的空气动力学形状的喷射孔口相组合，以将反应物的相应射流输送到DCS的燃烧级（例如，第二或轴向燃烧级）。
图4图示了所公开的喷射器组件的非限制性实施例的示意图，所述喷射器组件包括流线形的反应物引导结构（例如，空气动力学形状的勺部），流线形的反应物引导结构与一阵列的圆形喷射孔口相组合，以将反应物的相应射流输送到DCS的轴向燃烧级。
图5图示了所公开的喷射器组件的非限制性实施例的示意图，所述喷射器组件包括钝的反应物引导结构（例如，圆形的勺部），钝的反应物引导结构与一阵列的空气动力学形状的喷射孔口相组合，以将反应物的相应射流输送到DCS的轴向燃烧级。
图6图示了所公开的反应物引导结构的一个非限制性实施例的示意图，如可实施成喷射孔口的空间交错阵列。
图7图示了所公开的反应物引导结构的一个非限制性实施例的相应的示意图，比如翼型部，包括弧（camber），且进一步包括一阵列的空气动力学形状的喷射孔口。
图8-9图示了所公开的反应物引导结构的相应的非限制性实施例的示意图，如可实施成限定相应的弧的相应的翼型部的组群，包括相应阵列的空气动力学形状的喷射孔口。
图10是所公开的空气动力学形状的喷射孔口的一个非限制性实施例的示意图，具有如下的轮廓：随着孔口朝反应物引导结构的侧壁上的出口延伸，轮廓的横截面面积减小。
图11是所公开的喷射器组件的一个非限制性实施例的横截面视图，其中，反应物引导结构可进一步包括在反应物引导结构的后缘处的流动通道。
具体实施方式
本发明的发明人已经认识到在已知的分布式燃烧系统（DCS）中可能出现的某些问题，其中，布置在第二燃烧级（区）中的喷射器组件通常具有圆形横截面轮廓，所述第二燃烧级（区）可布置在主燃烧级的轴向下游。这些喷射器组件可包括流体联接到导气罩（airscoop）的燃料喷嘴组件，具有钝的（例如，圆形）横截面轮廓和/或圆形形状的喷射孔口。第二燃烧级也可被称为轴向燃烧级。例如，这些轴向级喷射器组件（或简称轴向喷射器）附近的局部峰值温度可达到第二燃烧级中所喷射的燃料/空气混合物的绝热火焰温度。该绝热温度可大体高于主燃烧级中的温度，导致具有圆形横截面轮廓的轴向喷射器附近的增加的局部NOX的生成。
本发明人已经聪明地认识到，具有钝的轮廓和/或圆形形状的喷射孔口的喷射器附近的升高的局部峰值温度的一个来源可能是所述喷射器的背风侧中再循环区的形成，在该处，旋涡脱落可允许燃料富集区的形成，例如，这可由主区气体在相对高的燃烧停留时间中的相对低的夹带造成。升高的局部温度的另一来源可能是：由于再循环区中再循环产物的火焰稳定效应，在由轴向级反应物的过早点燃引起的轴向级火焰点燃之前，首端（headend）流体（例如，来自主燃烧区的燃烧产物）与轴向级反应物夹带的机会有限。另外，在轴向级火焰点燃之前，由于轴向级反应物的低的稀释，因此轴向级反应物与主区气体之间由非优化剪切引起的混合可导致升高的火焰温度。
至少鉴于以上的考虑，且在不将所公开的实施例限制于任何特定的理论操作原理的情况下，提出轴向喷射器，其构造成消除或至少减小所述再循环区的尺寸，且另外地，构造成增加在轴向级反应物点燃之前所发生的夹带的量。为了减小轴向级反应物在射流的背风侧中的再循环，提出的是，利用如下的喷射器替换钝的（例如，圆形）横截面的喷射器：所述喷射器被适当地（例如，空气动力学地）构造，使得造成再循环区形成的低压区域可由另外的轴向级反应物替换。见题为“Combustion System With Injector AssemblyIncluding An Aerodynamically-Shaped Body”的专利申请（代理人案号201515809），其与本申请同时提交，并且其全部内容通过引用的方式被并入本文中。
本发明人提出：在这样的空气动力学形状的喷射器结构的一个或更多个侧壁上包括一阵列的空气动力学构造（例如，形状）的喷射孔口。本发明人进一步提出相应的组合，比如，包括流线形主体（例如，翼型形状的勺部）的反应物引导结构与一阵列的空气动力学形状的喷射孔口和/或圆形形状的孔口的组合；或钝的反应物引导结构（例如，圆柱形状的勺部）与一阵列的空气动力学形状的喷射孔口的组合。利用所提出的喷射器结构，现在，在某些非限制性的实施例中，实现减少的燃烧停留时间是可行的，这有助于使NOX排放在大约1700℃（3200℉）及更高的涡轮机入口温度下减小到可接受的水平内。
在以下的详细描述中，各种具体细节被陈述，以便提供所述实施例的透彻理解。然而，本领域技术人员将理解的是，本发明的实施例可在没有这些具体细节的情况下被实践，本发明不限于所描绘的实施例，并且本发明可以以多种替代实施例来实践。在其它的实例、方法、程序和部件中，还未详细描述将被本领域技术人员较好地理解的内容，以避免不必要的和冗繁的解释。
此外，各种操作可被描述成以有助于理解本发明的实施例的方式执行的多个离散步骤。然而，描述的顺序不应被解释成暗示这些操作必须以它们所呈现的顺序来执行或者它们甚至是取决于顺序的，除非另外表明。此外，短语“在一个实施例中”的重复使用不一定指的是相同实施例，尽管其可以是相同实施例。注意的是，由于本领域技术人员可根据给定应用的需求适当地组合所述公开实施例的方面，因而所公开的实施例不需要被解释成是互相排斥的实施例。
如本申请中所使用的术语“包括”、“包含”、“具有”等意图是同义的，除非另外表明。最后，如本文中使用的，短语“构造成”或“布置成”包含如下概念：在短语“构造成”或“布置成”之前的特征被有意地且特别地设计或制作成以特定的方式起作用或运作，并且不应解释成表示特征仅具有以特定的方式起作用或运作的能力或适合性，除非这样表明。
图1是用于燃烧涡轮发动机（比如燃气涡轮发动机）的燃烧器系统10（例如，DCS）的简化部分示意图。在一个非限制性的实施例中，多个周向布置的喷射器组件12可布置在燃烧级（例如，轴向级）中，该燃烧级（例如，轴向级）布置在燃烧器系统的主燃烧级18的下游。如图2中所示，在一个非限制性实施例中，每个喷射器组件12可包括反应物引导结构16，反应物引导结构16流体联接成接收反应物（例如，燃料和空气，由箭头7示意性表示）。反应物引导结构16布置成通过布置在反应物引导结构16的至少一个侧壁21上的一阵列的喷射孔口19向燃烧级输送反应物的相应的射流。喷射孔口19可被空气动力学地构造，以限定相应的流线形的孔口横截面（例如，翼型形状的横截面）。在一个非限制性实施例中，被输送到燃烧级的反应物的相应射流可相对于待与反应物混合的流体流限定相应的渐缩横截面轮廓。
如以下将更加详细描述的，各种空气动力学构造的形状或所述形状的组合可与反应物引导结构16、喷射孔口19或两者结合使用。如可在图2中所示的插图23中更好地理解的，在一个非限制性实施例中，喷射孔口19可构造成限定：弯曲的前缘25，以及包括渐缩尾部部段27的后缘。
在一个非限制性实施例中，如可在图2中理解的，反应物引导结构16可构造成相对于待与输送到轴向燃烧级的反应物的相应射流混合的流体流20（例如，首端流）形成流线形主体（例如，翼型主体或其它相似的空气动力学形状的主体）。与空气动力学构造的喷射孔口19相组合的该流线形主体可有效消除或至少减小以上所描述的再循环区的尺寸，（由椭圆22示意性表示），这进而避免或减小可导致相对高的燃烧停留时间的过度的NOX形成速率，并可进一步有效增加在轴向级反应物点燃之前发生的夹带量。例如，轴向级火焰的形成（由锯齿形线24示意性地表示）被认为（与包含已知的钝的（例如，圆形）勺部和/或圆形喷射孔口的火焰形成相比）向下游递增发生，并且这有效促进在轴向级火焰点燃之前首端流体与轴向级反应物（由弯曲的线26示意性地表示）的夹带。
在一个非限制性的实施例中，如可在图2和图3中理解的，反应物引导结构16可包括：弯曲的前缘30，以及包括渐缩尾部部段32的后缘。如可在图3中所示的插图31中更好地理解的，在一个非限制性实施例中，喷射孔口19可以是空气动力学形状的，以便限定：非弯曲的前缘35，以及包括渐缩尾部部段37的后缘。
在另一非限制性实施例中，如可在图4中理解的，喷射器组件可包含流线形的反应物引导结构16（例如，空气动力学形状的勺部），流线形的反应物引导结构16与一阵列的圆形喷射孔口60（在插图38内更加详细地示出了一个这样的喷射孔口60）相组合，以将反应物的相应射流输送到DCS的轴向燃烧级。替代地，在仍另一非限制性的实施例中，如可在图5中理解的，喷射器组件可包含钝的反应物引导结构62（例如，圆形的勺部），该钝的反应物引导结构62与一阵列的空气动力学形状的孔口19（在插图39内更加详细地示出了一个这样的喷射孔口19）相组合，以将反应物的相应射流输送到DCS的轴向燃烧级。将理解的是，这些组合可包含关于制造容易性的折衷（例如，相比于空气动力学形状的结构的圆形喷射孔口或圆形勺部），该折衷仍可有助于减小再循环区的尺寸，并增加在轴向级反应物点燃之前发生的夹带量。
如以上指出的，将理解的是，在图2-5的上下文中图示的用于反应物引导结构和用于喷射孔口阵列的相应的形状不应从限制意义上来解释，因为本领域技术人员将能够基于给定应用的需求适当地调节这样的形状。在一个非限制性的实施例中，反应物引导结构（16）的渐缩尾部部段（32、34）和空气动力学形状的喷射孔口19的相应的渐缩尾部部段（27、37）可（但不需要）相对于与反应物射流混合的流体流沿下游方向布置。另外将理解的是，所公开的实施例不需要被解释成是互相排斥的实施例，因为本领域技术人员可根据给定应用的需求而适当地组合所述公开实施例的方面。例如，喷射孔口阵列不必包括单一的形状、尺寸和/或空间分布。例如，图6图示了所公开的反应物引导结构的一个非限制性实施例的示意图，如可实施成空气动力学形状的喷射孔口19的空间交错阵列40。该交错布置结构可有效最大化热释放的空间分布。
在仍另外的非限制性实施例中，如可在图7中理解的，反应物引导结构16可包括翼型部42，翼型部42限定相应的弧44，并包括一阵列的空气动力学形状的喷射孔口19，比如包含以上图示的孔口形状中的任何。在该实施例中，一阵列的喷射孔口19可优选布置在翼型部的吸力侧上。然而，至少一些喷射孔口19可布置在翼型部的压力侧上。该弧构造可用于递增地改善第二燃烧区内的大尺度混合行为。在一个非限制性的实施例中，如图8中图示的，比如，在多个周向布置的喷射器组件中，相邻的翼型部可包括沿着共同的方向延伸的相应的弧。如果用于每个反应物引导结构16的弧处于相同的方向上，则结果将会是在流内产生大尺度的旋转，这会改善混合行为。在替代的非限制性实施例中，如可在图9中理解的，相邻的翼型部可包括沿着交替变化的方向延伸的相应的弧44、45，其中，例如，所得到的大尺度的流动特征可在相邻的轴向级喷射器之间相互作用，这进而可有助于促进预火焰混合。
在一个非限制性的实施例中，如图10中所示的，通过喷射孔口19（或60（图4））离开的流体的速度梯度可通过适当地改变通过反应物引导结构16（或62（图5））的侧壁的厚度（t）的轮廓的尺寸的发展而被调节。也就是，空气动力学形状的喷射孔口19（或圆形形状的喷射孔口60）的横截面可包括轮廓50，随着孔口朝反应物引导结构的侧壁上的出口延伸，轮廓50的横截面面积逐渐减小。这在构思上类似于喇叭口结构，其有效减小轴向级速度梯度，并因此有效最大化——用于给定的轴向级体积流动速率——靠近限定喷射孔口19、60的壁的速度。通过这样的方式，可有效地增加反应物引导结构16附近轴向射流与横向流之间的速度梯度，从而促进轴向级反应物与横向流之间增强的混合。如现在将为本领域技术人员所理解的，在反应物引导结构16、62的壁附近的增加的速度具有另外的益处，即增加与轴向反应物流相关的对流系数，从而改善该流的冷却效率。该冷却改进将降低反应物引导结构16、62的壁的温度，所述壁在其外表面上被包围反应物引导结构16、62的高温的首端流加热。
在仍另一实施例中，如图11中所示的，根据通过反应物引导结构16的轴向级流动速率的总体大小，在某些情况下，翼型部的后缘附近的减少的冷却可导致相对较高的局部温度，并且在这样的情况下，流动通道52可被构造在翼型部的后缘处，由此引导至少一些轴向级流通过翼型部的渐缩尾部部段，并从而向该部段提供递增的冷却，并降低翼型部的该部段中的温度值。
将理解的是，以上所公开的轴向级喷射实施例中的每个可被应用在常规的第二燃烧区中，以及被应用在如下应用中：其中，轴向燃烧级的操作经历升高的马赫数的横向流，比如在流动加速圆锥17（图1）中。基于圆锥17的变窄的横截面轮廓，随着流从圆锥入口9行进到圆锥出口11，燃烧气体流可加速到相对高的亚音速马赫数（M），比如在没有限制的情况下，可包括从约0.3M到约0.8M的范围。相应地，燃烧气体可以以增加的流动速度流动通过圆锥17，且因此，燃烧气体的该流可在圆锥17中经历减小的静态温度。也就是，在一个非限制性实施例中，第二燃烧级可定位在流动加速圆锥17中，并且喷射器组件12可布置在流动加速圆锥17中。
在高亚音速马赫数的横向流中，与空气动力学形状的喷射孔口相组合的流线形勺部具有另外的益处：在已知的钝的（例如，圆形）勺部的设计上，因轴向级反应物的给定体积流而产生的横向流路径中的流动阻塞的量减少。因此，减小局部不期望的马赫数增加，所述局部不期望的马赫数增加否则将会因为流的路径中的所述钝的勺部的存在而产生的阻塞效应形成。另外，减少的阻塞被认为在高亚音速马赫数环境中最小化斜激波的形成是有效的。
增加横向流的马赫数引入另外的NOX减少的益处，该益处与静态温度的降低相关，静态温度的降低伴随流动马赫数的对应的增加。由于NOX化合物的减小的阿伦尼亚斯形成速率（Arrhenius rate of formation），因此这样的静态温度降低进一步减少NOX排放。对于期望了解与包含高马赫数燃烧系统的一个非限制性应用相关的背景信息的读者，见2015年7月24日提交的题为“Combustion System Having A Reduced Combustion ResidenceTime In A Combustion Turbine Engine”的专利申请PCT/US2015/041948，其全部内容通过引用的方式被并入本文中。
在操作中，所公开的实施例预期有助于燃烧系统能够在燃气涡轮发动机中实现大约65%或更大的组合循环效率。所公开的实施例还预期实现如下的燃烧系统：其能够在大约1700℃及更高的涡轮机入口温度下维持稳定的操作，同时维持相对低水平的NOX排放，并且在没有冷却空气消耗增加的情况下维持发动机部件中的可接受的温度。
尽管已经以示例性的形式公开了本公开的实施例，然而对于本领域技术人员将显见的是，在不偏离本发明及其等同方案的精神和范围的情况下，可在其中作出许多修改、添加和删除，如以下权利要求中所陈述的。

Claims (20)

1.一种燃烧系统，包括：
布置在燃烧级中的喷射器组件（12），所述燃烧级布置在所述燃烧系统的主燃烧级（18）的下游，其中，所述喷射器组件包括反应物引导结构（16），所述反应物引导结构（16）布置成通过布置在所述反应物引导结构的至少一个侧壁上的一阵列的喷射孔口（19）向所述燃烧级输送反应物的相应射流，所述反应物引导结构构造成相对于流体流（20）形成流线形的主体，所述流体流（20）待与输送到所述燃烧级的反应物的射流混合，其中，所述阵列的喷射孔口是空气动力学形状的，以便限定相应的流线形孔口横截面。
2.如权利要求1所述的燃烧系统，其中，所述反应物引导结构（16）包括：弯曲的前缘（30），以及包括渐缩尾部部段（32）的后缘；并且，空气动力学形状的喷射孔口（19）的横截面限定：弯曲的前缘（25），以及包括渐缩尾部部段（27）的后缘。
3.如权利要求1所述的燃烧系统，其中，所述反应物引导结构（16）包括：弯曲的前缘（30），以及包括渐缩尾部部段（32）的后缘；并且，空气动力学形状的喷射孔口的横截面限定：非弯曲的前缘（35），以及包括渐缩尾部部段（37）的后缘。
4.如权利要求2或3中任一项所述的燃烧系统，其中，所述反应物引导结构的渐缩尾部部段和所述空气动力学形状的喷射孔口的相应的渐缩尾部部段相对于与反应物的射流混合的流体流沿下游方向布置。
5.如权利要求2或3中任一项所述的燃烧系统，其中，所述阵列的喷射孔口包括空气动力学形状的喷射孔口的空间交错阵列（40）。
6.如权利要求1所述的燃烧系统，其中，所述反应物引导结构包括翼型部，所述翼型部构造成限定弧（44），并且所述空气动力学形状的喷射孔口布置在所述翼型部的吸力侧上。
7.如权利要求1所述的燃烧系统，包括另外的喷射器组件，其中，所述喷射器组件和另外的喷射器组件包括燃烧级中的多个周向布置的喷射器组件，其中，用于周向布置的喷射器组件的相应的反应物引导结构包括翼型部，所述翼型部限定相应的弧，其中，相邻的翼型部包括沿着共同的方向延伸的相应的弧（44）。
8.如权利要求1所述的燃烧系统，包括另外的喷射器组件，其中，所述喷射器组件和另外的喷射器组件包括燃烧级中的多个周向布置的喷射器组件，其中，用于周向布置的喷射器组件的相应的反应物引导结构包括翼型部，所述翼型部包括相应的弧，其中，相邻的翼型部包括沿着交替变化的方向延伸的相应的弧（44、45）。
9.如权利要求1所述的燃烧系统，其中，所述空气动力学形状的喷射孔口的横截面包括如下的轮廓（50）：随着孔口朝反应物引导结构的至少一个侧壁上的出口延伸，所述轮廓（50）的横截面面积减小。
10.如权利要求1所述的燃烧系统，其中，所述燃烧级包括流动加速圆锥（17），并且喷射器组件布置在所述流动加速圆锥中。
11.如权利要求1所述的燃烧系统，其中，被输送到燃烧级的反应物的相应的射流包括相对于待与反应物混合的流体流的相应的横向流射流。
12.一种燃气涡轮发动机，包括根据前述权利要求中任一项所述的燃烧系统。
13.一种燃烧系统，包括：
布置在燃烧级中的喷射器组件（12），所述燃烧级布置在所述燃烧器系统的主燃烧级（18）的下游，其中，所述喷射器组件包括反应物引导结构（16），所述反应物引导结构（16）布置成通过布置在所述反应物引导结构的至少一个侧壁上的一阵列的空气动力学形状的喷射孔口（19）向所述燃烧级输送反应物的相应射流，所述反应物引导结构构造成相对于待与输送到燃烧级的反应物的射流混合的流体流（20）形成流线形的主体，其中，被输送到所述燃烧级的反应物的相应射流包括相对于待与反应物混合的流体流的相应的渐缩横截面轮廓。
14.如权利要求13所述的燃烧系统，其中，所述反应物引导结构包括翼型部，并且所述空气动力学形状的喷射孔口的横截面限定弯曲的（25）或非弯曲的（35）前缘和包括渐缩尾部部段（27、37）的后缘。
15.如权利要求14中的任一项所述的燃烧系统，其中，所述反应物引导结构的渐缩尾部部段和所述空气动力学形状的喷射孔口的相应的渐缩尾部部段相对于与反应物的射流混合的流体流沿下游方向布置。
16.如权利要求13所述的燃烧系统，其中，所述燃烧级包括流动加速圆锥（17），并且所述喷射器组件布置在所述流动加速圆锥中。
17.如权利要求13所述的燃烧系统，其中，所述反应物引导结构包括翼型部，所述翼型部构造成限定弧（44），并且所述空气动力学形状的喷射孔口布置在所述翼型部的吸力侧上。
18.如权利要求13所述的燃烧系统，包括另外的喷射器组件，其中，所述喷射器组件和另外的喷射器组件包括所述燃烧级中的多个周向布置的喷射器组件，其中，用于周向布置的喷射器组件的相应的反应物引导结构包括翼型部，所述翼型部限定相应的弧，其中，相邻的翼型部包括沿着共同的方向延伸的或沿着交替变化的方向延伸的相应的弧（44、45）。
19.一种燃烧系统，包括：
布置在燃烧级中的喷射器组件，所述燃烧级布置在所述燃烧系统（18）的主燃烧级的下游，其中，所述喷射器组件包括反应物引导结构（16、62），所述反应物引导结构（16、62）布置成通过布置在所述反应物引导结构的至少一个侧壁上的一阵列的喷射孔口（19、60）向所述燃烧级输送反应物的相应的射流，其中，所述喷射器组件包括从由如下构成的组群中选择的组合：1）所述反应物引导结构包括相对于待与输送到燃烧级的反应物的射流混合的流体流的流线形的主体（16），并且所述阵列的喷射孔口包括圆形形状的喷射孔口（60）；2）所述反应物引导结构包括相对于待与反应物的射流混合的流体流的钝的主体（62），并且所述阵列的喷射孔口包括空气动力学形状的喷射孔口（19）；以及，3）所述反应物引导结构包括相对于待与反应物的射流混合的流体流的流线形的主体（16），并且所述阵列的喷射孔口包括空气动力学形状的喷射孔口（19）。
20.如权利要求19所述的燃烧系统，其中，所述燃烧级包括流动加速圆锥（17），并且所述喷射器组件布置在所述流动加速圆锥中。
CN201580085608.1A 2015-10-28 2015-10-28 具有包括空气动力学形状的主体和/或喷射孔口的喷射器组件的燃烧系统 Pending CN108431504A (zh)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/US2015/057792 WO2017074345A1 (en) 2015-10-28 2015-10-28 Combustion system with injector assembly including aerodynamically-shaped body and/or ejection orifices

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN108431504A true CN108431504A (zh) 2018-08-21

Family

ID=54542538

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201580085608.1A Pending CN108431504A (zh) 2015-10-28 2015-10-28 具有包括空气动力学形状的主体和/或喷射孔口的喷射器组件的燃烧系统

Country Status (4)

Country Link
US (1) US20180313535A1 (zh)
EP (1) EP3368827A1 (zh)
CN (1) CN108431504A (zh)
WO (1) WO2017074345A1 (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11248789B2 (en) * 2018-12-07 2022-02-15 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine with integral combustion liner and turbine nozzle
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

Citations (7)

* 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
CN1042599A (zh) * 1987-11-05 1990-05-30 通用电气公司 气体冷却火焰稳定器组件
US20070220893A1 (en) * 2005-09-16 2007-09-27 Woltmann Ivan E Augmentor radial fuel spray bar with counterswirling heat shield
CN101995019A (zh) * 2009-08-04 2011-03-30 通用电气公司 用于燃烧器的气动挂架燃料喷射器系统
CN102155738A (zh) * 2010-01-06 2011-08-17 通用电气公司 用于供给燃料的装置与方法
CN103090414A (zh) * 2011-11-07 2013-05-08 通用电气公司 用于燃气涡轮机的燃烧器组件
CN103270369A (zh) * 2010-10-05 2013-08-28 西门子公司 带有燃料喷嘴的燃气轮机燃烧室，带有这种燃料喷嘴的燃烧器，以及燃料喷嘴

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5385015A (en) * 1993-07-02 1995-01-31 United Technologies Corporation Augmentor burner
US5396769A (en) * 1993-10-12 1995-03-14 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Rotary actuator
US5617717A (en) * 1994-04-04 1997-04-08 Aero-Plasma, Inc. Flame stabilization system for aircraft jet engine augmentor using plasma plume ignitors
US5396761A (en) * 1994-04-25 1995-03-14 General Electric Company Gas turbine engine ignition flameholder with internal impingement cooling
US5685140A (en) * 1995-06-21 1997-11-11 United Technologies Corporation Method for distributing fuel within an augmentor
FR2865502B1 (fr) * 2004-01-23 2006-03-03 Snecma Moteurs Bras monobloc accroche-flammes pour un dispositif de post combustion d'un turboreacteur a double flux
US8375726B2 (en) 2008-09-24 2013-02-19 Siemens Energy, Inc. Combustor assembly in a gas turbine engine
US8752386B2 (en) 2010-05-25 2014-06-17 Siemens Energy, Inc. Air/fuel supply system for use in a gas turbine engine
US9879862B2 (en) * 2013-03-08 2018-01-30 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine afterburner

Patent Citations (7)

* 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
CN1042599A (zh) * 1987-11-05 1990-05-30 通用电气公司 气体冷却火焰稳定器组件
US20070220893A1 (en) * 2005-09-16 2007-09-27 Woltmann Ivan E Augmentor radial fuel spray bar with counterswirling heat shield
CN101995019A (zh) * 2009-08-04 2011-03-30 通用电气公司 用于燃烧器的气动挂架燃料喷射器系统
CN102155738A (zh) * 2010-01-06 2011-08-17 通用电气公司 用于供给燃料的装置与方法
CN103270369A (zh) * 2010-10-05 2013-08-28 西门子公司 带有燃料喷嘴的燃气轮机燃烧室，带有这种燃料喷嘴的燃烧器，以及燃料喷嘴
CN103090414A (zh) * 2011-11-07 2013-05-08 通用电气公司 用于燃气涡轮机的燃烧器组件

Also Published As

Publication number Publication date
US20180313535A1 (en) 2018-11-01
WO2017074345A1 (en) 2017-05-04
EP3368827A1 (en) 2018-09-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8635875B2 (en) Gas turbine engine exhaust mixer including circumferentially spaced-apart radial rows of tabs extending downstream on the radial walls, crests and troughs
CN105627368B (zh) 用于燃气涡轮燃烧器的波瓣喷管
US7596950B2 (en) Augmentor radial fuel spray bar with counterswirling heat shield
US4160640A (en) Method of fuel burning in combustion chambers and annular combustion chamber for carrying same into effect
CN102798146B (zh) 用于燃气涡轮发动机中的流动控制的系统和方法
US10317078B2 (en) Cooling a multi-walled structure of a turbine engine
US8640464B2 (en) Combustion system
CN103062796B (zh) 燃烧器以及用于调整穿过燃烧器的流的方法
US10072846B2 (en) Trapped vortex cavity staging in a combustor
US20090047127A1 (en) turbomachine diffuser
CA2851073C (en) Exhaust mixer with offset lobes
JP4997018B2 (ja) 一次燃料噴射器及び複数の二次燃料噴射ポートを有するガスタービンエンジン燃焼器のミキサ組立体のためのパイロットミキサ
CN109154439B (zh) 用于燃气涡轮发动机的燃烧系统中的喷射器组件和包括这样的喷射器组件的管道布置结构
US11131205B2 (en) Inter-turbine ducts with flow control mechanisms
JP2011027405A (ja) ガスタービンバーナ
EP2806217B1 (en) Gas turbine engines with fuel injector assemblies
CN108431504A (zh) 具有包括空气动力学形状的主体和/或喷射孔口的喷射器组件的燃烧系统
JP2017116250A (ja) ガスタービンにおける燃料噴射器および段階的燃料噴射システム
WO2017091318A1 (en) Fuel nozzle having respective arrays of pre-mixing conduits with respective vortex generators
JP6937389B2 (ja) 障害物を有するアイソレータを備えたフライトビークルエアブリージング推進システム
CN113154451A (zh) 一种旋转爆震燃烧室的导向喷管
JP2018189288A (ja) 燃焼器ノズル、燃焼器及びガスタービン
JP6934350B2 (ja) ガスタービン
WO2017074343A1 (en) Combustion system with injector assembly including aerodynamically-shaped body

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
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20180821

WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication