CN108870442A - 双燃料喷射器和在燃气涡轮燃烧器中的使用方法 - Google Patents

双燃料喷射器和在燃气涡轮燃烧器中的使用方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供一种双燃料喷射器和在燃气涡轮燃烧器中的使用方法。所述燃料喷射器包括主体，所述主体具有限定入口部分的框架和限定出口部分的出口构件。燃料增压室限定于所述出口构件内，且与所述燃料增压室连通的燃料喷射口被限定成通过所述出口构件。固定到所述主体的燃料供应套管经由所述燃料增压室在液态燃料来源与所述燃料喷射口之间连通。替代地，所述燃料喷射器可包括：涡流引发装置，其安装到与所述燃料喷射口连通的所述出口构件；和燃料供应套管，其固定到所述涡流引发装置。

Description

双燃料喷射器和在燃气涡轮燃烧器中的使用方法
技术领域
本公开大体上涉及用于燃气涡轮燃烧器的燃料喷射器，且更确切地说，涉及用于同与此类燃烧器相关联的轴向燃料分级(axial fuel staging，AFS)系统一起使用的双燃料喷射器。
背景技术
燃气涡轮通常包括压缩机区段、具有燃烧器的燃烧区段和涡轮区段。压缩机区段逐渐增大工作流体的压力以将经压缩工作流体供应到燃烧区段。经压缩工作流体传递通过和/或围绕在燃烧器内延伸的轴向延伸燃料喷嘴。燃料被喷射到经压缩工作流体流中以形成可燃混合物。可燃混合物在燃烧腔室内燃烧以产生具有高温度、压力和速度的燃烧气体。燃烧气体流动通过限定热气体路径的一个或多个衬管或导管到涡轮区段中。燃烧气体在流动通过涡轮区段时膨胀以产生功。举例来说，燃烧气体在涡轮区段中的膨胀可使连接到发电机的轴旋转以产生电。涡轮还可借助于公共轴或转子驱动压缩机。
燃烧气体的温度直接影响燃烧器的热力学效率、设计余量和所得排放物。举例来说，较高的燃烧气体温度通常提高燃烧器的热力学效率。然而，较高的燃烧气体温度可加快双原子氮的解离速率，由此在燃烧器中特定停留时间内增加例如氮氧化物(NOX)等非所要排放物的产生。相反，与减少的燃料流和/或部分负载操作(调低)相关联的较低的燃烧气体温度通常减缓燃烧气体的化学反应速率，由此在燃烧器中相同停留时间内增加一氧化碳(CO)和未燃尽的碳氢化合物(UHC)的产生。
为了平衡整体排放性能，同时优化燃烧器的热效率，某些燃烧器设计包括被布置成围绕主燃烧区下游的衬管的多个燃料喷射器。燃料喷射器通过衬管径向地递送第二燃料/空气混合物以提供到燃烧气体流场中的流体连通。此类型的系统通常在本领域和/或燃气涡轮行业中被称为轴向燃料分级(AFS)系统。
在操作中，经压缩工作流体的部分传递通过和/或围绕燃料喷射器中的每一个且到燃烧气体流场中。液态或气态燃料从燃料喷射器喷射到经压缩工作流体流中以提供第二可燃混合物，所述第二可燃混合物在其与热燃烧气体混合时自发地在次燃烧区中燃烧。将可燃混合物引入到次燃烧区中增加了燃烧器的燃烧温度，且由于燃料喷射器主燃烧区的下游，因此来自主燃烧区的燃烧气体具有第一停留时间，且来自次燃烧区的燃烧气体具有第二(较短)停留时间。因此，可在不牺牲整体排放性能的情况下提高燃烧器的整体热力学效率。
使用现有AFS系统将液态燃料喷射到燃烧气体流场中的一个挑战是燃烧气体的动量通常会阻止液态燃料充分径向地穿透到燃烧气体流场中。出于此原因，可能沿着衬管的内表面在或靠近燃料喷射点处出现液态燃料的局部蒸发，由此导致高温度区和高热应力。与液态燃料喷射器相关联的另一挑战是燃料喷射器在甚至适度升高温度下呈现焦化趋势。
因此，用于将液态燃料喷射到燃烧气体流场中以供增强的混合的经改进系统将是有用的。
发明内容
本公开涉及一种用于在径向方向上将液态燃料和空气的可燃混合物从燃料喷射器递送到燃烧器中由此产生次燃烧区的双燃料AFS燃料喷射器。
根据第一实施例，用于燃气涡轮燃烧器的燃料喷射器包括主体，所述主体包括框架和从框架向下游延伸的出口构件。框架限定入口部分，且出口构件限定出口部分。主体限定从入口部分通过出口部分的空气流动路径，且出口构件在其中限定混合腔室。燃料增压室限定于出口构件内，且燃料喷射口被限定成通过出口构件且与燃料增压室流动连通。液态燃料供应套管，其固定到主体，其中燃料供应套管经由燃料增压室在液态燃料来源与燃料喷射口之间流动连通。
根据另一实施例，用于燃气涡轮燃烧器的燃料喷射器包括主体，所述主体包括框架和从框架向下游延伸的出口构件。框架限定入口部分，且出口构件限定出口部分。主体限定从入口部分通过出口部分的空气流动路径，且出口构件在其中限定混合腔室。燃料喷射口被限定成通过出口构件且与混合腔室流动连通。涡流引发装置安装到与燃料喷射口流动连通的出口构件的外表面，且燃料供应套管固定到涡流引发装置。燃料供应套管在燃料喷射口与液态燃料和水混合物的来源之间流动连通，使得液态燃料和水混合物经由涡流引发装置通过燃料喷射口被递送到混合腔室中。
本公开的技术方案1：提供一种用于燃气涡轮燃烧器的燃料喷射器，所述燃料喷射器包括：主体，其包括限定入口部分的框架、和从所述框架向下游延伸且限定出口部分的出口构件，所述主体限定从所述入口部分通过所述出口部分的空气流动路径，且所述出口构件在其中限定混合腔室；燃料增压室，其限定于所述出口构件内；燃料喷射口，其被限定成通过所述出口构件且与所述燃料增压室流动连通；以及液态燃料供应套管，其固定到所述主体，其中所述燃料供应套管经由所述燃料增压室在液态燃料来源与所述燃料喷射口之间流动连通。
技术方案2：根据技术方案1所述的燃料喷射器，其中，所述液态燃料供应套管包括同轴管，所述同轴管包括第一管和环绕所述第一管的第二管；且其中所述第一管与所述液态燃料来源流动连通，且所述第二管与水来源流动连通。
技术方案3：根据技术方案2所述的燃料喷射器，其中，所述第一管和所述第二管与所述燃料增压室流动连通，使得液态燃料和水混合物通过所述燃料喷射口被传送到所述混合腔室中。
技术方案4：根据技术方案2所述的燃料喷射器，其中，进一步包括：第二增压室，其限定于接近所述燃料增压室的所述出口构件中；和流体喷射口，其被限定成以与所述第一喷射口成轴向隔开的关系通过所述出口构件，所述流体喷射口与所述第二增压室流动连通；且所述第二管与所述第二增压室流动连通。
技术方案5：根据技术方案4所述的燃料喷射器，其中，所述流体喷射口相对于通过所述主体的所述空气流动路径定位于所述燃料喷射口的上游。
技术方案6：根据技术方案1所述的燃料喷射器，其中，所述出口构件相对于燃烧产物通过所述燃烧器的流动限定前边缘；且其中所述燃料增压室位于所述前边缘内，且所述燃料喷射口定位成接近所述前边缘。
技术方案7：根据技术方案1所述的燃料喷射器，其中，所述燃料喷射口包括多个燃料喷射口，所述多个燃料喷射口中的每个口与所述燃料增压室流动连通。
技术方案8：根据技术方案7所述的燃料喷射器，其中，所述多个燃料喷射口相对于通过所述主体的所述空气流动路径以轴向隔开的配置而布置。
技术方案9：根据技术方案8所述的燃料喷射器，其中，所述多个燃料喷射口包括具有第一直径的第一口、具有小于所述第一直径的第二直径的第二口，和具有小于所述第二直径的第三直径的第三口；且其中所述第一口在所述第二口的轴向上游，且所述第二口在所述第三口的轴向上游。
技术方案10：根据技术方案7所述的燃料喷射器，其中，所述燃料增压室周向延伸通过所述出口构件的周界的至少一部分，且其中所述多个燃料喷射口围绕所述出口构件的所述周界的所述对应至少一部分周向布置，所述多个燃料喷射口中的每一个与所述燃料增压室流动连通。
技术方案11：根据技术方案10所述的燃料喷射器，其中，所述出口构件相对于燃烧产物通过所述燃烧器的流动限定前边缘；且其中所述多个燃料喷射口围绕所述前边缘分布。
技术方案12：根据技术方案11所述的燃料喷射器，其中，所述燃料增压室周向延伸通过所述出口构件的整个周界，且其中所述多个燃料喷射口围绕所述出口构件的所述整个周界周向布置。
技术方案13：根据技术方案10所述的燃料喷射器，其中，所述出口构件相对于燃烧产物通过所述燃烧器的流动限定前边缘和与所述前边缘相对的后边缘，所述出口构件进一步限定在所述前边缘与所述后边缘之间的一对侧壁；且其中所述多个燃料喷射口以比沿着所述对侧壁和所述后边缘更大的密集度围绕所述前边缘分布。
技术方案14：根据技术方案1所述的燃料喷射器，其中，所述燃料喷射口相对于所述出口构件的内表面成角度。
技术方案15：根据技术方案14所述的燃料喷射器，其中，所述燃料喷射口包括多个燃料喷射口，所述多个燃料喷射口中的每个口与所述燃料增压室流动连通；且其中所述多个燃料喷射口包括相对于所述出口构件的所述内表面具有不同角定向的燃料喷射口。
技术方案16：根据技术方案1所述的燃料喷射器，其中，所述框架相对于燃烧产物通过所述燃烧器的流动限定前端壁和与所述前端壁相对的后端壁，所述框架进一步限定在所述前端壁与所述后端壁之间的一对侧壁；其中所述入口部分进一步包括跨所述框架从所述前端壁延伸到所述后端壁的第一燃料喷射轮叶，使得所述空气流动路径在所述轮叶与所述框架的所述侧壁之间延伸，所述轮叶在其中进一步限定第一燃料腔室、且具有与所述燃料腔室和所述空气流动路径流动连通的燃料喷射孔；且其中气态燃料供应套管经由所述第一燃料腔室在气态燃料来源与所述燃料喷射孔之间流动连通。
技术方案17：根据技术方案16所述的燃料喷射器，其中，进一步包括跨所述框架从所述前端壁延伸到所述后端壁的平行于所述第一燃料喷射轮叶的第二燃料喷射轮叶，所述第二燃料喷射轮叶在其中限定与所述气态燃料供应套管流动连通的第二燃料腔室、且进一步限定与所述第二燃料腔室和所述空气流动路径流动连通的第二燃料喷射孔。
本公开的技术方案18：提供一种用于燃气涡轮燃烧器的燃料喷射器，所述燃料喷射器包括：主体，其包括限定入口部分的框架、和从所述框架向下游延伸且限定出口部分的出口构件，所述主体限定从所述入口部分通过所述出口部分的空气流动路径，且所述出口构件在其中限定混合腔室；燃料喷射口，其被限定成通过所述出口构件且与所述混合腔室流动连通；涡流引发装置，其安装到与所述燃料喷射口流动连通的所述出口构件的外表面；以及燃料供应套管，其固定到所述涡流引发装置，其中所述燃料供应套管在所述燃料喷射口与液态燃料和水混合物的来源之间流动连通，使得所述液态燃料和水混合物经由所述涡流引发装置通过所述燃料喷射口被递送到所述混合腔室中。
技术方案19：根据技术方案18所述的燃料喷射器，其中，所述涡流引发装置包括接合到中央轮毂的多个轮叶，使得流动通道限定在邻近轮叶之间。
技术方案20：根据技术方案18所述的燃料喷射器，其中，所述出口构件限定前边缘、与所述前边缘相对的后边缘和在所述前边缘与所述后边缘之间延伸的一对侧壁；且其中所述燃料喷射口被定位成沿着所述前边缘，且所述涡流引发装置被安装成接近所述前边缘。
技术方案21：根据技术方案18所述的燃料喷射器，其中，所述框架相对于燃烧产物通过所述燃烧器的流动限定前端壁和与所述前端壁相对的后端壁，所述框架进一步限定在所述前端壁与所述后端壁之间的一对侧壁；其中所述入口部分进一步包括跨所述框架从所述前端壁延伸到所述后端壁的第一燃料喷射轮叶，使得所述空气流动路径在所述轮叶与所述框架的所述侧壁之间流动，所述轮叶在其中进一步限定第一燃料腔室、且具有与所述燃料腔室和所述空气流动路径流动连通的燃料喷射孔；且其中第二燃料供应套管经由所述第一燃料腔室在气态燃料来源与所述燃料喷射孔之间流动连通。
技术方案22：根据技术方案21所述的燃料喷射器，其中，进一步包括跨所述框架从所述前端壁延伸到所述后端壁的平行于所述第一燃料喷射轮叶的第二燃料喷射轮叶，所述第二燃料喷射轮叶在其中限定与所述第二燃料供应套管流动连通的第二燃料腔室和与所述第二燃料腔室和所述空气流动路径流动连通的第二燃料喷射孔。
附图说明
本发明相关产品和方法的全部和启发性公开，包括其对于所属领域的技术人员来说的最佳模式，在参考附图的说明书中被阐述，在所述附图中：
图1是如本说明书中所描述可采用一个或多个燃料喷射器的燃气涡轮组件的示意图；
图2是可用于图1的燃气涡轮组件中的燃烧器的截面视图；
图3是图2的燃烧器的部分的俯视平面视图；
图4是根据本公开的一个方面的燃料喷射器的透视图；
图5是图4的燃料喷射器的截面视图；
图6是图4的燃料喷射器的俯视图；
图7是沿着图5的7-7截取的图4的燃料喷射器的出口部分的截面正视图；
图8是根据本公开的另一方面的燃料喷射器的截面视图；
图9是根据本公开的另一个方面的燃料喷射器的截面视图；
图10是根据本公开的一个方面的燃料喷射器的截面视图；
图11是根据本公开的另一方面的燃料喷射器的截面视图；
图12是沿着喷射器的纵向平面截取的图11的燃料喷射器的部分的放大截面视图；
图13是根据本公开的一个方面的燃料喷射器的截面视图；
图14是根据本公开的另一方面的沿着图12的线14-14截取的燃料喷射器的出口部分的截面正视图；
图15是根据本公开的另一个方面的燃料喷射器的截面视图；
图16是根据本公开的一个方面的燃料喷射器的截面视图；且
图17是与图16的燃料喷射器一起使用的涡流器组件的平面图。
除非另有指示，否则截面视图说明相应燃料喷射器的前边缘(也就是说，图式说明相对于燃烧产物通过燃烧器的流动沿着轴向平面从看向上游的后位置截取的视图)。
具体实施方式
以下详细描述借助于实例而非限制说明各种燃料喷射器、其零部件及其制造方法。所述描述使得所属领域的一般技术人员能够制作且使用燃料喷射器。所述描述提供燃料喷射器的数个实施例，包括目前被认为是制造和使用燃料喷射器的最佳模式的实施例。示范性燃料喷射器在本说明书中描述为连接在用于发电的重型燃气涡轮总成的燃烧器内。然而，预期本说明书中所描述的燃料喷射器对于除发电之外的多种领域中的广泛范围的系统具有普遍应用。
如本说明书中所使用，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，而并不意图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动的相对方向。举例来说，“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，且术语“轴向地”是指大体上平行于特定部件的轴向中心线的相对方向。如本说明书中所使用，术语“半径”(或其任何变型)指从任何合适形状(例如，正方形、矩形、三角形等)的中心向外延伸的尺寸，且不限于从圆形形状的中心向外延伸的尺寸。类似地，如本说明书中所使用，术语“周界(circumference)”(或其任何变型)指环绕任何合适形状(例如，正方形、矩形、三角形等)的中心延伸的尺寸，且不限于围绕圆形形状的中心延伸的尺寸。
本说明书中对单个喷射口的提及应理解为体现一个或多个喷射孔口、镀膜孔(filming apertures)或单式喷嘴(simplex nozzles)。给定燃料喷射器内的喷射口可在数量、大小、类型和/或角定向(例如，相对表面垂直(normal to)或倾斜)上不同。虽然可说明单个喷射口，但应理解，可在所说明的口(port)处设置多个孔口。另外，在提供多个喷射口的情况下，口可具有相同大小或不同大小、且可相对于通过燃料喷射器的入口部分的空气流以不同图案布置。举例来说，图案可包括大孔口、接着是小孔口，小孔口、接着是大孔口，用于第一流体的单个孔口、接着是用于第二流体的多个孔口，用于第一流体的多个孔口、接着是用于第二流体的单个孔口，以及如可基于所属领域的技术人员的知识和/或在实践本公开的常规实验之后所选择的各种其它组合。
每个实例作为解释提供，而非限制本发明。实际上，所属领域的技术人员将显而易见，在不脱离本公开的精神或范围的情况下可在本发明燃料喷射器中进行各种修改和变化。举例来说，说明或描述为一个实施例的部分的特征可用于另一实施例上以产生又一实施例。因此，希望本公开涵盖如落入所附权利要求书和其等效物的范围内的此类修改和变化。虽然出于说明目的而将大体上在结合到燃气涡轮中的燃烧器的上下文中描述本发明的燃料喷射器的示范性实施例，但所属领域的普通技术人员应容易理解，除非在权利要求书中具体叙述，否则本公开的实施例可应用于结合到任何涡轮机中的任何燃烧器且不限于燃气涡轮燃烧器。
现将详细参考本发明燃料喷射器的各种实施例，其中的一个或多个实例在附图中予以说明。详细描述中使用数字和字母标记来指代图式中的特征。图式中的相似或类似名称和描述已用以指代相似或类似零件。
图1提供可结合本公开的各种实施例的示范性燃气涡轮10的功能框图。如所示出，燃气涡轮10通常包括入口区段12，所述入口区段12可包括一系列过滤器、冷却盘管、水分分离器(moisture separators)、和/或用以净化和以其它方式调节进入燃气涡轮10的工作流体(例如，空气)14的其它装置。工作流体14流动到压缩机区段，在所述压缩机区段中压缩机16逐渐地将动能施加到工作流体14，以产生经压缩工作流体18。
经压缩工作流体18与来自气态燃料供应系统22的气态燃料20和/或来自液态燃料供应系统23的液态燃料21混合以在一个或多个燃烧器24内形成可燃混合物。燃烧可燃混合物，以产生具有高温度、压力和速度的燃烧气体26。燃烧气体26流动通过涡轮区段的涡轮28，以产生功。举例来说，涡轮28可连接到轴30，使得涡轮28的旋转驱动压缩机16，以产生经压缩工作流体18。替代地或此外，轴30可将涡轮28连接到发电机32，用于产生电。来自涡轮28的排出气体34流动通过排气区段(未示出)，所述排气区段将涡轮28连接到涡轮下游的排气烟道。排气区段可包括例如热回收蒸汽发生器(未示出)，以用于在释放到环境之前清洁排出气体34且从排出气体34中提取额外热。
燃烧器24可以是所属领域中已知的任何类型的燃烧器，且除非权利要求书中具体叙述，否则本发明不限于任何特定燃烧器设计。举例来说，燃烧器24可以是罐式或环管式燃烧器。
图2是如可包括在用于重型燃气涡轮10的环管式燃烧系统中的燃烧罐24的示意性表示。在环管式燃烧系统中，多个燃烧罐24(例如，8个、10个、12个、14个、16个，或更多个)围绕将压缩机16连接到涡轮28的轴30以环形阵列定位。
如图2中所示出，燃烧罐24包括衬管112，所述衬管112包括燃烧气体26且将其传送到涡轮。衬管112限定在其内发生燃烧的燃烧腔室。衬管112可具有圆柱形衬管部分和与圆柱形衬管部分分离的锥形过渡部分，如许多常规燃烧系统中一样。替代地，衬管112可具有统一主体(或“一体式”)构造，其中圆柱形部分和锥形部分彼此集成。因此，本说明书中对衬管112的任何论述意图涵盖具有分开的衬管和过渡连接件的常规燃烧系统和具有一体式衬管的那些燃烧系统两者。此外，本公开同样适用于其中过渡连接件和涡轮的一级喷嘴集成到单个单元中的那些燃烧系统，所述单个单元有时被称作“过渡喷嘴”或“集成出射件”。
衬管112由外部套筒114环绕，所述外部套筒114与衬管112的外部径向地隔开以在衬管112与外部套筒114之间限定环形空间132。外部套筒114可包括前端处的流动套筒部分和后端处的冲击套筒部分，如同在许多常规燃烧系统中一样。替代地，外部套筒114可具有统一主体(或“一体式”)构造，其中流动套筒部分和冲击套筒部分在轴向方向上彼此集成。如前所述，本说明书中对外部套筒114的任何论述意图涵盖具有分开的流动套筒和冲击套筒的常规燃烧系统和具有单套筒式外部套筒的燃烧系统两者。
燃烧罐24的头端部分120包括一个或多个燃料喷嘴122。燃料喷嘴122在上游(或入口)端处具有燃料入口124。燃料入口124可穿过燃烧罐24的前端处的端盖126而形成。燃料喷嘴122的下游(或出口)端延伸穿过燃烧器罩128。
燃烧罐24的头端部分120至少部分地被前壳体130环绕，前壳体130以物理方式连接且流体地连接到压缩机排出外壳140。压缩机排出外壳140流体地连接到压缩机16的出口，且限定环绕燃烧罐24的至少一部分的加压空气增压室142。空气18经由限定于外部套筒114中的开口从压缩机排出外壳140流动到燃烧罐的后端处的环形空间132中。由于环形空间32流体地连接到头端部分120，因此气流18在上游从燃烧罐24的后端行进到头端部分120，在所述头端部分120中，气流18逆转方向且进入燃料喷嘴122。
燃料20(和/或21)和经压缩空气18通过燃料喷嘴122引入到在衬管112的前端处的主燃烧区150中，其中燃料和空气经燃烧以形成燃烧气体26。在一个实施例中，燃料和空气在燃料喷嘴122内(例如，在预混合的燃料喷嘴中)混合。在其它实施例中，燃料和空气可分开地引入到主燃烧区150中，且在主燃烧区150内混合(例如，如同可使用扩散喷嘴进行一样)。本说明书中对“第一燃料/空气混合物”的提及应解释为描述预混合的燃料/空气混合物和扩散型燃料/空气混合物两者，其中的任一个可通过燃料喷嘴122产生。燃烧气体26朝向燃烧罐24的后端118向下游行进，后端118由燃烧罐24的后框架表示。
额外燃料和空气通过一个或多个燃料喷射器300引入到次燃烧区160中，其中燃料和空气被来自主燃烧区150的燃烧气体点燃以形成组合的燃烧气体产物流26。具有轴向分离的燃烧区的此类燃烧系统被描述为“轴向燃料分级”(AFS)系统200，且下游喷射器300可被称作“AFS喷射器”。
在示出的实施例中，经由相应燃料入口254从燃烧罐24的前端来供应每个AFS喷射器300的燃料(例如，液态燃料21)。每个燃料入口254连接到燃料供应线204，燃料供应线204连接到相应的AFS喷射器300。应理解，可采用其它将燃料递送到AFS喷射器300的方法，包括从环状歧管或从延伸通过压缩机排出外壳140的径向地定向的燃料供应线供应燃料。另外，虽然图3说明沿着燃烧器罐24的外表面轴向延伸到燃料喷射器300的液态燃料供应线204和气态燃料供应线202两者，但应理解，可从环状歧管或从延伸通过压缩机排出外壳140的径向定向燃料供应线供应气态燃料20和液态燃料21中的一个或两个。
燃料喷射器300在沿着喷射轴线312的径向方向上将第二燃料/空气混合物156喷射到燃烧衬管112中，由此形成次燃烧区160。来自主燃烧区和次燃烧区的组合热气体26在下游行进通过燃烧器罐24的后端118且进入涡轮区段中，其中燃烧气体26膨胀以驱动涡轮28。
值得注意的是，为了增加使用不同燃料的燃烧器24的可操作性，期望燃料喷射器300与气态燃料20和液态燃料21两者分开或同时起作用。燃料喷射器300可一次在单种燃料上(例如，仅在气态燃料20或液态燃料21上)操作或可同时将气态燃料20和液态燃料21两者引入到次燃烧区160中共同点燃。燃料喷射器300和/或燃料供应线202、204可由保护盖206保护以免受到损坏。替代地，保护盖206可仅环绕燃料喷射器300且可包括多个孔口(未示出)以调节到燃料喷射器300中的空气流18。
图3说明用于将气态燃料20和液态燃料21供应到燃料喷射器300的示范性布置。可通过流体地连接到气态燃料供应线202的上游气态燃料套管或歧管201传送来自气态燃料供应件22的气态燃料20。气态燃料供应线202接合到燃料喷射器300的相应气态燃料套管配件332。
可通过流体地连接到液态燃料供应线204的上游液态燃料套管或歧管203传送来自液态燃料供应件23的液态燃料21。液态燃料供应线204接合到燃料喷射器300的相应液态燃料套管配件334。液态燃料21歧管203可通过水进行冷却以降低焦化的可能性。
为了易于安装且最大程度降低AFS系统200的高度，燃料供应线202、204彼此周向隔开，但可出于相同目的改为采用其它布置。举例来说，燃料供应线204可同心地设置于燃料供应线202内。
图4到15说明可在AFS系统200中采用的燃料喷射器300的各种实施例。为了区分具有各种特征的燃料喷射器，在本说明书中且在附图中使用字母(例如，a、b、c等)以及数字300标记燃料喷射器。应理解，任何燃料喷射器300可以用于图1、2和3中所示出的燃烧器24。相似特征将另外尽可能地使用共同的数字标识来指代。
图4到7具体地说明根据本公开的一个方面的用于上文所描述的AFS系统200中的示范性燃料喷射器300a。图4是燃料喷射器300a的透视图。图5是图4的燃料喷射器300a的截面视图。图6是图4的燃料喷射器300a的俯视平面视图，而图7是图4的燃料喷射器300a的出口部分的截面正视图。
在示范性实施例中，燃料喷射器300a包括连接在一起的安装法兰302、框架304和出口构件310。在一个实施例中，安装法兰302、框架304和出口构件310制造为单片结构(即，彼此整体地形成)。替代地，在其它实施例中，法兰302可不与框架304和/或出口构件310一体地形成(例如，可使用合适的紧固件将法兰302连接到框架304和/或出口构件310)。此外，框架304和出口构件310可制成为集成的单件式单元，其例如通过永久方式(例如焊接)或通过可拆卸方式(例如互锁构件或特征)分开地接合到法兰302。
法兰302是大体上平面的(即，“大体上平面”意指法兰302可能在周向方向上具有与外部套筒114的形状互补的略微曲度)。法兰302限定多个孔306，所述多个孔306各自被大小设定成接纳用于将燃料喷射器300a连接到外部套筒114的紧固件(未示出)。燃料喷射器300a可具有任何合适结构作为法兰302的替代或与法兰302组合，这使得框架304能够连接到外部套筒114，使得燃料喷射器300a以本说明书中所描述的方式起作用。
框架304限定燃料喷射器300a的入口部分308且是至少一个燃料喷射主体340的载体，如将在本说明书中进一步所论述。框架304包括第一对相对设置的侧壁326和连接侧壁326的第二对相对设置的端壁328。侧壁326长于端壁328，因此为框架304提供在轴线方向上大体上矩形的轮廓。框架304在径向方向上具有大体上梯形形状的轮廓(即，侧壁326相对于法兰302成角度)。
如图5中所示出，框架304具有接近法兰302的第一端318(“近端”)和在法兰302远测的第二端320(“远端”)。当在第一端和第二端的相应纵向平面中比较时，侧壁326的第一端318相比于侧壁326的第二端更远离燃料喷射器300的纵向轴线(LINJ)而间隔开。在一个示范性实施例中，入口构件308的远端320可宽于框架304的近端318，使得框架304在远端320与近端318之间至少部分地逐渐变窄(或为漏斗状)。换句话说，在上文所描述的示范性实施例中，侧326的厚度从远端320到近端318缩小。
出口构件310在与框架304相对的侧上从法兰302径向地延伸。出口构件310限定径向和轴向方向上的均匀或大体上均匀的截面面积。出口构件310在框架304与衬管112的内部之间提供流体连通，且沿着喷射轴线312(图5中所示出)将第二燃料/空气混合物156递送到次燃烧区160中。当装设燃料喷射器300时，出口构件310具有接近法兰302的第一端322和在法兰302远侧(且接近衬管112)的第二端324。另外，当装设燃料喷射器300时，出口构件310位于衬管112与外部套筒114之间的环形空间132内，使得法兰302位于外部套筒114的外表面上(如图2和3中所示出)。
尽管在示范性实施例中，喷射轴线312是大体上线性的，但在其它实施例中喷射轴线312可以是非线性的。举例来说，在其它实施例中(未示出)，出口构件310可具有弓形形状。喷射轴线312表示相对于燃烧罐10的纵向轴线170(LCOMB)的径向尺寸“R”。燃料喷射器300a进一步包括大体上垂直于喷射轴线312的纵向尺寸(表示为轴线LINJ)和围绕纵向轴线LINJ延伸的周向尺寸“C”。
因此，框架304在第一方向上从法兰302径向地延伸，且出口构件310在与第一方向相反的第二方向上从法兰302径向地向内延伸。法兰302围绕(即，包围(circumscribes))框架304周向地延伸。框架304和出口构件310围绕喷射轴线312周向地延伸，且横越法兰302彼此流动连通。
尽管本说明书中所说明的实施例将法兰302呈现为位于框架304与出口构件310之间，但应理解，法兰302可位于一些其它位置处或在一些其它合适定向中。举例来说，框架304和出口构件310可不在大体上相反的方向上从法兰302延伸。
在示范性实施例中，燃料喷射器300a进一步包括与燃料喷射主体340流体连通的气态燃料套管配件(gaseous fuel conduit fitting)332。如所示出，气态燃料套管配件332与框架304的端壁328中的一个一体地形成，使得气态燃料套管配件332沿着喷射器300的纵向轴线(LINJ)大体上朝外延伸。气态燃料套管配件332连接到气态燃料供应线204且从其接纳气态燃料20。气态燃料套管配件332可具有任何合适大小和形状，且可与框架304的任何合适部分一体地形成或连接到所述部分，这使得套管配件332能够如本说明书中所描述起作用(例如，在一些实施例中，套管配件332可与侧壁326一体地形成)。
燃料喷射主体340具有与套管配件332从其伸出的端壁328一体地形成的第一端336、和与燃料喷射器300a的相对端上的端壁328一体地形成的第二端338。跨框架304在端壁328之间大体上线性地延伸的燃料喷射主体340限定与套管配件332流体连通的内部燃料腔室350(图5中所示出)。在其它实施例中，燃料喷射主体340可跨框架304从框架304的任何合适部分延伸，这使得燃料喷射主体340能够如本说明书中所描述起作用(例如，燃料喷射主体340可在侧壁326之间延伸)。替代地或另外，燃料喷射主体340可在相对设置的壁(326或328)之间限定弓形形状。
如上文所提及，燃料喷射主体340具有形成中空结构的多个表面，所述中空结构限定内部燃料腔室350、且在框架304的端壁328之间延伸。当在垂直于纵向轴线LINJ截取的截面中查看时，如图5中所示出，燃料喷射主体340(在本实施例中)大体上具有倒置的泪滴形状，其具有弯曲前边缘342、相对设置的后边缘344和从前边缘342延伸到后边缘344的一对相对的燃料喷射表面346、348。燃料腔室350不延伸到法兰302中或在框架304内(除通过端壁328到套管配件332中的流体连通外)。
燃料喷射主体340被定向成使得前边缘342接近侧壁326的远端320(即，前边缘342背向(faces away from)侧壁326的近端318)。后边缘344被定位成接近侧壁326的近端318(即，后边缘344背向(faces away from)侧壁326的远端320)。因此，后边缘344比前边缘342更接近法兰302。
每个燃料喷射表面346、348面向侧壁326的相应内表面330，因此限定在后边缘344的下游和出口构件310(图5)的上游或出口构件310内彼此相交的一对流动路径352(在图6中可见)。虽然流动路径352示出为从框架304的远端320到框架304的近端318具有均匀尺寸，但应理解，流动路径352可从远端320到近端318缩小，由此加速流动。
每个燃料喷射表面346、348包括提供内部腔室350与流动路径352之间的流体连通的多个燃料喷射口354。燃料喷射口354例如以适合于使得燃料喷射主体340能够如本说明书中所描述起作用的任何方式(例如，一行或多行)沿着燃料喷射表面346、348(参见图2)的长度间隔开。
另外，如图4和5中所示出，框架304的侧壁326相对于法兰302以一角度定向，因此致使框架304从侧壁326的远端320到近端318缩小。在一些实施例中，端壁328也可或可替代地相对于法兰302以一角度定向。侧壁326和端壁328具有大体上线性的截面轮廓。在其它实施例中，侧片段326和端片段328可具有使得框架304能够在远端320与近端318之间至少部分地缩小(即，为锥形)的任何合适截面轮廓(例如，至少一个侧壁326可具有在端320与318之间弓形地延伸的截面轮廓)。替代地，框架304可不在端320与318之间逐渐变窄(例如，在其它实施例中，当侧壁326和端壁328可各自具有大体上平行于喷射轴线312定向的大体上线性截面轮廓时)。
图7提供如沿着图5的线7-7截取的燃料喷射器300的出口构件310的截面正视图。出口构件310具有前边缘411、后边缘415、第一出口侧壁416和第二出口侧壁418。出口侧壁416、418长于前边缘411或后边缘415，由此使出口构件310具有大体上细长形状。尽管前边缘411和后边缘415示出为相对线性的，但应理解，这些边缘411和415中的一个或两个可实际上是弓形或弯曲的。另外，虽然前边缘411和后边缘415示出为大约相等长度，但应理解，前边缘411和后边缘415中的一个可长于相对边缘(相应的415或411)，由此使得出口构件310在纵向方向上(沿着LINJ)逐渐变窄。
出口构件310包括内表面410、外表面412和底表面414(图5中所示出)。内表面410、外表面412和底表面414至少部分地限定与液态燃料套管配件334流体连通的液态燃料混合物增压室360。液态燃料混合物增压室360容纳从液态燃料供应线204接纳的液态燃料和水混合物。液态燃料混合物增压室360将水和液态燃料混合物20递送到液态燃料混合物喷射口362，所述液态燃料混合物喷射口362在(气态)燃料喷射主体340的后边缘344的下游。液态燃料混合物增压室360和对应的液态燃料混合物喷射口362被定位成沿着出口构件310的前边缘411，前边缘411被限定为相对于通过衬管112的燃烧产物26的流动出口构件310的上游(前)部分。
图8说明用于将液态燃料和水混合物喷射到出口构件310中的替代配置。在此配置中，燃料喷射器300b具有第二液态燃料混合物喷射口364和位于液态燃料混合物喷射口362下游的第三液态燃料混合物喷射口366。在一个实施例中，如所示出，(第一)液态燃料混合物喷射口362的直径比第二液态燃料混合物喷射口364的直径大，且第二液态燃料混合物喷射口364的直径比第三液态燃料混合物喷射口366的直径大。使用具有不同直径和减小直径的液态燃料混合物喷射口362、364、366产生具有不同长度的喷射弧、且将不同流量递送到出口构件310，这样可促使液态燃料/水混合物与流动通过流动路径352的空气18的混合。
图9和10说明本公开的额外配置，其中液态燃料21和水分开地喷射到出口构件310中。图9说明具有单个燃料喷射主体340的燃料喷射器300c，且图10说明具有一对燃料喷射本体340a、340b的燃料喷射器300d。
在这些实施例中，液态燃料供应线204由管中管组件(tube-in-tube assembly)210替换，其中液态燃料供应线216环绕供水线218。类似地，液态燃料套管配件334由套管中套管配件374替换，其中液态燃料套管376设置于水套管378内。液态燃料套管376被设置成与液态燃料增压室380流体连通，所述液态燃料增压室380对液态燃料喷射口382馈料。水套管378被设置成与水增压室370流体连通，所述水增压室370对流体喷射口372馈料。
在替代实施例中，供水线218和水套管378可由与经压缩空气来源18流体连通的气体供应线和空气套管(未单独地示出，但在结构上相同)替换。
通过使用同心管210和配件374，将归因于液态燃料泄漏的损坏的风险降至最低。在不大可能发生液态燃料泄漏的情况下，泄漏的液态燃料包括在最外面的管218或配件378内且随后被传送到燃料喷射器300c、300d中。视需要，传感器可用于监测液态燃料供应线216和/或供水线218的压力，以分别检测可能影响喷射器300c、300d的性能的液态燃料供应线216和/或供水线218中的泄漏。
在一个实施例中，如所说明，液态燃料喷射口382和流体喷射口372两者均定位于燃料喷射主体340的后边缘344的下游。在一些情况下，可能需要最小化燃料喷射口382与后边缘344之间的距离以最大化出口构件310内液态燃料21和空气18的混合时间，且使液态燃料21的液滴更好地穿透到横越的空气流中。
在一个所说明的实施例中，流体喷射口372被示出为在液态燃料喷射口382的上游，这样可以帮助将在燃料喷射口362处的焦化降至最低。然而，在其它情况下，流体喷射口372可设置在液态燃料喷射口382的下游。
在图9和10的示范性实施例中，水喷射口372和液态燃料喷射口382被示出为具有相等大小的直径。然而，在其它情况下，流体喷射口372可比液态燃料喷射口382更小或更大。
在图9和10的示范性实施例中，单个流体喷射口372定位于单个液态燃料喷射口382的上游。然而，在其它情况下，可在一个或多个燃料喷射口382的上游采用多于一个流体喷射口372。在又其它情况下，可在多于一个液态燃料喷射口382的上游采用流体喷射口372。预期当使用多个喷射口时，口372和/或382可在径向方向上或在周向方向上(例如，围绕出口构件310的前边缘411或围绕出口构件310的周界)布置。
如图10中所示出，燃料喷射器300d的入口部分308可包括以限定合适数目个流动路径352的任何合适定向跨框架304延伸的多于一个燃料喷射主体340(即，燃料喷射本体340a、340b)。举例来说，在图10中所示出的实施例中，燃料喷射器300d包括将三个间隔开的流动路径352限定在框架304内的一对邻近燃料喷射主体340a、340b。在一个实施例中，流动路径352相等地间隔开，如同相对于喷射轴线312以相同角度定向燃料喷射主体340a、340b的结果一样。每个燃料喷射主体340a、340b包括至少一个燃料喷射表面346或348上的多个燃料喷射口354，如上文所描述，使得燃料喷射口354与限定在每个燃料喷射主体340a、340b内的相应燃料腔室350流体连通。随后，燃料腔室350与从气态燃料供应线202接纳气态燃料20的套管配件332流体连通。
图11和图12说明燃料喷射器300e，其中框架304的端壁328和/或安装法兰302在其中限定水增压室370和混合增压室390，在所述混合增压室390中水和液态燃料在喷射之前被混合。水经由一个或多个流体喷射口372从水增压室370喷射。液态燃料和水混合物经由一个或多个液态燃料混合物喷射口392从混合增压室390喷射。
在燃料喷射器300e的端壁328内，限流器394限制混合增压室390中的液态燃料流动到水增压室370中，且通过流体喷射口372喷射。来自水套管378的水流动到水增压室370和混合增压室390两者中。液态燃料从液态燃料套管376流动到混合增压室390中，在所述混合增压室390中与水混合。定位于混合增压室390内的混合装置396促进液态燃料和水的混合，如定位于混合装置396与液态燃料混合物喷射口392之间的曲线或弯管398一样。
在示范性实施例中，流体喷射口372在液态燃料混合物喷射口392的上游。通过在液态燃料的上游引入水，且在一些实施例中，在引入液态燃料混合物之前，降低流动通过燃料喷射器300e的入口部分308的空气的温度和燃料喷射器300e的表面的温度，由此降低液态燃料混合物自动点燃的风险。另外，水可沿着壁326、328和出口构件310的内表面产生膜，因此减少液态燃料沿着内表面焦化的倾向。
图13说明燃料喷射器300f，其是燃料喷射器300的又一变化。在燃料喷射器300f中，液态燃料混合物增压室1360设置于出口构件310内，且包围出口构件310的部分或所有。举例来说，液态燃料增压室360可沿着前边缘411、出口侧壁416、418和后边缘415延伸。液态燃料混合物增压室360与液态燃料套管配件334流体连通。
液态燃料和水混合物经由沿着出口构件310的内表面410周向分布的多个液态燃料混合物喷射口1362从液态燃料混合物增压室1360喷射。燃料喷射器300的入口部分308可包括单个燃料喷射主体340，如所示出，或多于一个燃料喷射主体(例如，340a、340b)，如10图中所示出。
图14是沿着线14-14截取的图13的燃料喷射器300f的出口构件310的截面正视图。液态燃料混合物喷射口1362被设置成围绕与液态燃料混合物增压室1360流体连通的出口构件310。较大浓度的液态燃料混合物喷射口1362可朝向出口构件310的前边缘411定向，如所示出。对于较少和/或较小燃料，液态燃料混合物喷射口1362可被设置成沿着出口构件310的侧面和后边缘415。替代地，液态燃料混合物喷射口1362可围绕出口构件310的周界均匀地分布。
图15是燃料喷射器300g的截面视图。在此配置中，液态燃料增压室1380和水增压室1370被定位成沿着出口构件310的侧壁416和/或侧壁418。液态燃料增压室1380可沿着出口构件310的周向部分对一个或多个液态燃料喷射口1382馈料。类似地，水增压室1370可沿着出口构件310的相同周向部分对一个或多个流体喷射口1372馈料。喷射口1372和/或1382可将流垂直地(即，“正常”)导引到出口构件310的内表面410，或如所示出，可以相对于出口构件310的内表面410成非直角(“成角度”或“倾斜”)的方式导引流。口1372和/或1382可在上游方向或下游方向上相对于通过燃料喷射器300g的入口部分308的空气流成角度。口1372可以第一角度(包括正常)定向，所述定向不同于口1382的定向。替代地，出口构件310的不同部分中的口1372和/或1382可以以分别不同于其它口1372和/或1382的角度定向。
虽然图15将水增压室1370和液态燃料增压室1380说明为沿着出口构件310的两个侧壁416、418定位，但应理解，水增压室1370和液态燃料增压室1380可沿着单个侧壁416或418定位。应进一步理解，水增压室1370和液态燃料增压室1380可进一步被设置成沿着前边缘壁411和后边缘壁415中的一个或多个、或在前边缘壁411和后边缘壁415中的一个或多个内。换句话说，水增压室1370和液态燃料增压室1380可设置于出口构件310的周界内，其中对应喷射口1372、1382均匀地或非均匀地隔开(例如，朝向前边缘壁411偏置)，如上文所论述。
图16说明燃料喷射器300h，其中液态燃料/水混合物在喷射之前由液态燃料混合物套管配件334传送通过涡流器组件500。涡流器组件500附接到出口构件310的前边缘411的外表面412。涡流器组件500(图17中所示出)包括由涡流器外罩504包围的中央轮毂502。多个翼形涡流轮叶506在中央轮毂502与涡流器外罩504之间延伸。当液态燃料/水混合物传送通过液态燃料混合物喷射口2362时，涡流轮叶506向所述液态燃料/水混合物施加涡流动量。从涡流器外罩504径向地向外的是用以将涡流器组件500附接到出口构件310的一对安装法兰508。
现参看燃料喷射器300a到300h，在燃烧罐24的某些操作期间，经压缩气体18流动到框架340中且通过流动路径352。当燃料喷射器300(300a到300h中的任一个)对液态燃料进行操作时，将液态燃料21作为液体/水混合物的部分经由液态燃料供应线204所供应的液态燃料套管配件334，或当与水分开递送时经由具有液态燃料供应线216所供应的液态燃料套管376和供水线218所供应的水套管378的套管中套管组件374提供到燃料喷射器300。液态燃料和水通过一个或多个喷射口(例如，354、362、364、366、372、1362、1372、1382、2362)喷射到燃料喷射器300的出口构件310中。液态燃料被流动通过框架304的经压缩空气18雾化，并传送通过出口构件310且到燃烧器衬管112内的次燃烧区160中(如图2中所示出)。
在共同点燃操作中，气态燃料20传送通过气态燃料供应线202，且通过套管配件332到一个或多个燃料喷射本体340的内部燃料腔室350。气态燃料20在相对于喷射轴线312的基本上径向方向上从燃料腔室350传递通过每个燃料喷射主体340的燃料喷射表面346和/或348上的燃料喷射口354，并进入到流动路径352中，在所述流动路径352中气态燃料20与经压缩空气18混合。气态燃料20和经压缩空气18形成燃料/空气混合物，其与液态燃料混合物一起通过出口构件310被喷射到次燃烧区160中(如图2中所示出)。
本说明书中所描述的方法和系统促进在燃烧器中的下游燃料级中的液态燃料的引入。更具体地说，方法和系统促进以改进液态燃料在整个经压缩气体中的分布的方式将液态燃料和水递送通过燃料喷射器。相关方法和系统因此促进改进例如涡轮总成中的燃烧器等燃烧器的总操作效率。这增大了输出且降低了与操作例如涡轮总成中的燃烧器等燃烧器相关联的成本。此外，本发明燃料喷射器提供更大的操作灵活性，原因在于燃料喷射器被配置成连续或同时燃烧液态燃料和天然气两者。
燃料喷射器和其制造方法的示范性实施例在上文得以详细描述。本说明书中所描述的方法和系统不限于本说明书中所描述的具体实施例，但实际上，方法和系统的部件可与本说明书中所描述的其它部件独立地且单独地利用。举例来说，本说明书中所描述的方法和系统可具有不限于与涡轮总成一起实践的其它应用，如本说明书中所描述。实际上，可结合各个其它行业实施且利用本说明书中所描述的方法和系统。
虽然本发明已就各种具体实施例进行了描述，但所属领域的技术人员将认识到，可在权利要求书的精神和范围内对本发明进行修改来实践。

Claims (10)

1.一种用于燃气涡轮燃烧器的燃料喷射器，所述燃料喷射器包括：
主体，其包括限定入口部分的框架、和从所述框架向下游延伸且限定出口部分的出口构件，所述主体限定从所述入口部分通过所述出口部分的空气流动路径，且所述出口构件在其中限定混合腔室；
燃料增压室，其限定于所述出口构件内；
燃料喷射口，其被限定成通过所述出口构件且与所述燃料增压室流动连通；以及
液态燃料供应套管，其固定到所述主体，其中所述燃料供应套管经由所述燃料增压室在液态燃料来源与所述燃料喷射口之间流动连通。
2.根据权利要求1所述的燃料喷射器，其中，所述液态燃料供应套管包括同轴管，所述同轴管包括第一管和环绕所述第一管的第二管；且其中所述第一管与所述液态燃料来源流动连通，且所述第二管与水来源流动连通。
3.根据权利要求2所述的燃料喷射器，其中，所述第一管和所述第二管与所述燃料增压室流动连通，使得液态燃料和水混合物通过所述燃料喷射口被传送到所述混合腔室中。
4.根据权利要求2所述的燃料喷射器，其中，进一步包括：第二增压室，其限定于接近所述燃料增压室的所述出口构件中；和流体喷射口，其被限定成以与所述第一喷射口成轴向隔开的关系通过所述出口构件，所述流体喷射口与所述第二增压室流动连通；且所述第二管与所述第二增压室流动连通。
5.根据权利要求4所述的燃料喷射器，其中，所述流体喷射口相对于通过所述主体的所述空气流动路径定位于所述燃料喷射口的上游。
6.根据权利要求1所述的燃料喷射器，其中，所述出口构件相对于燃烧产物通过所述燃烧器的流动限定前边缘；且其中所述燃料增压室位于所述前边缘内，且所述燃料喷射口定位成接近所述前边缘。
7.根据权利要求1所述的燃料喷射器，其中，所述燃料喷射口包括多个燃料喷射口，所述多个燃料喷射口中的每个口与所述燃料增压室流动连通。
8.一种用于燃气涡轮燃烧器的燃料喷射器，所述燃料喷射器包括：
主体，其包括限定入口部分的框架、和从所述框架向下游延伸且限定出口部分的出口构件，所述主体限定从所述入口部分通过所述出口部分的空气流动路径，且所述出口构件在其中限定混合腔室；
燃料喷射口，其被限定成通过所述出口构件且与所述混合腔室流动连通；
涡流引发装置，其安装到与所述燃料喷射口流动连通的所述出口构件的外表面；以及
燃料供应套管，其固定到所述涡流引发装置，其中所述燃料供应套管在所述燃料喷射口与液态燃料和水混合物的来源之间流动连通，使得所述液态燃料和水混合物经由所述涡流引发装置通过所述燃料喷射口被递送到所述混合腔室中。
9.根据权利要求8所述的燃料喷射器，其中，所述涡流引发装置包括接合到中央轮毂的多个轮叶，使得流动通道限定在邻近轮叶之间。
10.根据权利要求8所述的燃料喷射器，其中，所述出口构件限定前边缘、与所述前边缘相对的后边缘和在所述前边缘与所述后边缘之间延伸的一对侧壁；且其中所述燃料喷射口被定位成沿着所述前边缘，且所述涡流引发装置被安装成接近所述前边缘。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109114592A (zh) * 2017-06-16 2019-01-01 通用电气公司 燃烧系统和用于产生具预混合火焰特性的燃烧产物的方法

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11187415B2 (en) * 2017-12-11 2021-11-30 General Electric Company Fuel injection assemblies for axial fuel staging in gas turbine combustors
US11029029B2 (en) * 2019-01-03 2021-06-08 General Electric Company Fuel injector heat exchanger assembly
CN109737451B (zh) * 2019-01-23 2021-04-20 南方科技大学 一种气态燃料预旋喷射的低排放燃烧室
US11287134B2 (en) * 2019-12-31 2022-03-29 General Electric Company Combustor with dual pressure premixing nozzles
US11248794B2 (en) * 2019-12-31 2022-02-15 General Electric Company Fluid mixing apparatus using liquid fuel and high- and low-pressure fluid streams
US11828467B2 (en) 2019-12-31 2023-11-28 General Electric Company Fluid mixing apparatus using high- and low-pressure fluid streams
FR3107564B1 (fr) * 2020-02-24 2022-12-02 Safran Helicopter Engines Ensemble de combustion pour turbomachine
CN111520763B (zh) * 2020-03-17 2022-06-10 西北工业大学 一种新型预热式驻涡燃烧室
US20210301722A1 (en) * 2020-03-30 2021-09-30 General Electric Company Compact turbomachine combustor
US11512853B2 (en) 2020-06-30 2022-11-29 General Electric Company Fuel circuit for a fuel injector
GB202013274D0 (en) * 2020-08-25 2020-10-07 Siemens Gas And Power Gmbh & Co Kg Combuster for a gas turbine
US11566790B1 (en) * 2021-10-28 2023-01-31 General Electric Company Methods of operating a turbomachine combustor on hydrogen
US11578871B1 (en) * 2022-01-28 2023-02-14 General Electric Company Gas turbine engine combustor with primary and secondary fuel injectors

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20020018036A (ko) * 2000-08-31 2002-03-07 제이 엘. 차스킨, 버나드 스나이더, 아더엠. 킹 가스 터빈 및 그의 퍼지 방법
US20040006993A1 (en) * 2002-07-15 2004-01-15 Peter Stuttaford Dual fuel fin mixer secondary fuel nozzle
CN1732358A (zh) * 2002-10-25 2006-02-08 英美烟草(投资)有限公司 微型燃气燃烧器
CN101784842A (zh) * 2008-10-01 2010-07-21 三菱重工业株式会社 燃烧器连接结构、燃烧器尾筒、燃烧器尾筒的设计方法和燃气轮机
CN103292355A (zh) * 2012-02-28 2013-09-11 株式会社日立制作所 燃气轮机燃烧器及其运转方法
US20140338353A1 (en) * 2010-09-22 2014-11-20 Siemens Aktiengesellschaft Method and arrangement for injecting an emulsion into a flame
US20170003032A1 (en) * 2015-06-30 2017-01-05 Stephen W. Jorgensen Gas turbine control system

Family Cites Families (35)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0745935B2 (ja) * 1985-09-30 1995-05-17 株式会社日立製作所 低ＮＯｘガスタ−ビン燃焼器
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
JPH09229362A (ja) * 1996-02-23 1997-09-05 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 水噴射燃焼方法
JP3967978B2 (ja) 2002-07-31 2007-08-29 財団法人電力中央研究所 ガス化発電プラント用ガスタービン燃焼器
JP2006138566A (ja) 2004-11-15 2006-06-01 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器及びその液体燃料噴射ノズル
US7878000B2 (en) 2005-12-20 2011-02-01 General Electric Company Pilot fuel injector for mixer assembly of a high pressure gas turbine engine
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
US8590311B2 (en) 2010-04-28 2013-11-26 General Electric Company Pocketed air and fuel mixing tube
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
US9593851B2 (en) 2011-06-30 2017-03-14 General Electric Company Combustor and method of supplying fuel to the combustor
US9303872B2 (en) * 2011-09-15 2016-04-05 General Electric Company Fuel injector
US9200808B2 (en) 2012-04-27 2015-12-01 General Electric Company System for supplying fuel to a late-lean fuel injector of a combustor
US9222673B2 (en) 2012-10-09 2015-12-29 General Electric Company Fuel nozzle and method of assembling the same
US9383104B2 (en) 2013-03-18 2016-07-05 General Electric Company Continuous combustion liner for a combustor of a gas turbine
US20140260318A1 (en) 2013-03-18 2014-09-18 General Electric Company Side seal slot for a combustion liner
US9400114B2 (en) 2013-03-18 2016-07-26 General Electric Company Combustor support assembly for mounting a combustion module of a gas turbine
US9267436B2 (en) 2013-03-18 2016-02-23 General Electric Company Fuel distribution manifold for a combustor 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
US9291350B2 (en) 2013-03-18 2016-03-22 General Electric Company System for providing a working fluid to a 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
US9316155B2 (en) 2013-03-18 2016-04-19 General Electric Company System for providing fuel to a combustor
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
US9316396B2 (en) 2013-03-18 2016-04-19 General Electric Company Hot gas path duct for a combustor of 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
US9322556B2 (en) 2013-03-18 2016-04-26 General Electric Company Flow sleeve assembly for a combustion module of a gas turbine combustor
US20150047360A1 (en) 2013-08-13 2015-02-19 General Electric Company System for injecting a liquid fuel into a combustion gas flow field
US20150052905A1 (en) 2013-08-20 2015-02-26 General Electric Company Pulse Width Modulation for Control of Late Lean Liquid Injection Velocity
JP6086860B2 (ja) 2013-11-29 2017-03-01 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ノズル、燃焼器、及びガスタービン
US9528705B2 (en) * 2014-04-08 2016-12-27 General Electric Company Trapped vortex fuel injector and method for manufacture
US9551490B2 (en) 2014-04-08 2017-01-24 General Electric Company System for cooling a fuel injector extending into a combustion gas flow field and method for manufacture

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20020018036A (ko) * 2000-08-31 2002-03-07 제이 엘. 차스킨, 버나드 스나이더, 아더엠. 킹 가스 터빈 및 그의 퍼지 방법
US20040006993A1 (en) * 2002-07-15 2004-01-15 Peter Stuttaford Dual fuel fin mixer secondary fuel nozzle
CN1732358A (zh) * 2002-10-25 2006-02-08 英美烟草(投资)有限公司 微型燃气燃烧器
CN101784842A (zh) * 2008-10-01 2010-07-21 三菱重工业株式会社 燃烧器连接结构、燃烧器尾筒、燃烧器尾筒的设计方法和燃气轮机
US20140338353A1 (en) * 2010-09-22 2014-11-20 Siemens Aktiengesellschaft Method and arrangement for injecting an emulsion into a flame
CN103292355A (zh) * 2012-02-28 2013-09-11 株式会社日立制作所 燃气轮机燃烧器及其运转方法
US20170003032A1 (en) * 2015-06-30 2017-01-05 Stephen W. Jorgensen Gas turbine control system

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109114592A (zh) * 2017-06-16 2019-01-01 通用电气公司 燃烧系统和用于产生具预混合火焰特性的燃烧产物的方法

Also Published As

Publication number Publication date
DE102018110969A1 (de) 2018-11-15
JP7146442B2 (ja) 2022-10-04
CN108870442B (zh) 2022-03-01
US20180328588A1 (en) 2018-11-15
JP2019023550A (ja) 2019-02-14
US10502426B2 (en) 2019-12-10

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