CN109114592A - 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 - Google Patents

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Abstract

本发明公开一种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。所述燃烧系统包括头端，所述头端包括液态燃料筒。所述液态燃料筒具有液态燃料喷射端口且被配置成经由扩散火焰产生燃烧产物。衬管被配置成将所述燃烧产物从所述头端递送到后部框架，且具有出口的喷射器沿着所述头端与所述后部框架之间的所述衬管定位。所述喷射器出口将氧化剂流朝内递送到所述衬管中，使得在所述燃烧产物到达所述后部框架之前所述燃烧产物的混合度和速度增大。本发明还提供一种在液态燃料燃烧系统中产生具有预混合火焰特征的燃烧产物的方法。

Description

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
技术领域
本公开大体上涉及燃气涡轮燃烧器，且更确切地说，涉及用于燃烧燃气涡轮燃烧器中的液态燃料的系统和方法，尽管燃烧由扩散火焰产生，但使得离开燃烧器的燃烧气体展现预混合燃烧的特性。
背景技术
至少一些已知燃气涡轮组件包括压缩机、燃烧器(combustor)和涡轮。气体(例如，环境空气)流动通过压缩机，其中气体在递送到一个或多个燃烧器之前被压缩。在每个燃烧器中，压缩空气与燃料组合且被点燃以产生燃烧气体。燃烧气体从每个燃烧器引导到涡轮且通过涡轮，由此驱动涡轮，涡轮又接着为联接到涡轮的发电机供能。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(design margins)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(diatomic nitrogen)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)等不期望的排放物的产生。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，某些燃烧器设计在两个(或多于两个)轴向隔开的级处产生燃烧气体。此类燃烧器在本发明中被称作包括“轴向燃料分级”(axial fuel staging；AFS)系统，其采用布置在主燃烧区下游的衬管周围的多个燃料喷射器。AFS燃料喷射器将燃料和空气径向递送通过衬管以提供到燃烧气体流场中的流体流通。
在具有AFS系统的燃烧器中，在燃烧器的上游端处的主要燃料喷嘴在轴向方向上将燃料和空气(或燃料/空气混合物)喷射到主要燃烧区中，且位于主要燃料喷嘴下游的位置处AFS燃料喷射器可用于在大体上径向方向上将燃料和空气(或第二燃料/空气混合物)喷射到位于主要燃烧区的下游的次要燃烧区中。在许多情况下，主要燃料喷嘴和AFS燃料喷射器均使用气态燃料操作。
当使用液态燃料操作时，常规燃烧系统中的主要燃料喷嘴会经历许多挑战。在一些状况下，液态喷淋可能不足以穿透给定区域，从而难以得到稳定的火焰。在其它状况下，液态喷淋可完全跨给定区域延伸，使得衬管润湿产生，从而引起衬管上液态燃料的焦化，继而可能导致热屏障涂层的散裂或衬管上的其它热应力。另外，如果液态燃料喷嘴未被设计成保持足够的冷却流，那么在远低于燃烧器的操作温度的温度下可能产生燃料喷嘴内的液态燃料的焦化。
发明内容
根据本公开的一个方面，燃烧系统包括头端(head end)，所述头端包括液态燃料筒(liquid fuel cartridge)。所述液态燃料筒具有液态燃料喷射端口(fuel injectionports)且被配置成经由扩散火焰(diffusion flame)产生燃烧产物(combustionproducts)。衬管(liner)被配置成将所述燃烧产物从所述头端递送到后部框架(aftframe)，并且具有出口(outlet)的喷射器(injector)沿着所述头端与所述后部框架之间的所述衬管定位。喷射器出口相对于燃烧产物流在主要径向方向上将氧化剂流(stream ofoxidant)递送到衬管中，使得在燃烧产物到达后部框架之前燃烧产物的混合度和速度增大。
根据本公开的另一方面，燃烧系统包括头端、在头端的下游延伸到后部框架的衬管，以及沿着头端与后部框架之间的衬管定位的喷射器。头端包括：盖；束管燃料喷嘴(bundled tube fuel nozzle)，所述束管燃料喷嘴包括混合管阵列，每个混合管具有通过其导引空气的入口端和被定位成通过盖的出口端；以及液态燃料筒单元，其沿着盖的纵向轴线设置且在束管燃料喷嘴的径向内部。液态燃料筒单元包括筒尖端(cartridge tip)，所述筒尖端轴向延伸通过盖且超出混合管的出口端。筒尖端进一步具有后部板(aft plate)、包围后部板的侧壁以及被限定成通过侧壁的多个喷射端口。其中所述多个喷射端口相对于所述盖的纵向轴线在主要径向方向上喷射液态燃料以产生燃烧产物；且所述喷射器将氧化剂流递送到所述衬管中，以与来自所述液态燃料筒单元的所述燃烧产物混合。
根据本公开的又一方面，提供一种在液态燃料燃烧系统中产生具有预混合火焰特性的燃烧产物的方法。液态燃料燃烧系统包括头端，所述头端具有被配置成经由扩散火焰产生燃烧产物的液态燃料筒；衬管，其被配置成将燃烧产物从头端递送到后部框架；以及喷射器，其具有沿着头端与后部框架之间的衬管定位的出口。方法包括相对于燃烧产物流在主要径向方向上从液态燃料筒喷射液态燃料；以及利用空气燃烧液态燃料以经由扩散火焰产生燃烧产物。方法进一步包括经由衬管在下行方向上递送燃烧产物；以及经由在液态燃料筒的下游轴向定位的喷射器将氧化剂流喷射到衬管中，由此增大燃烧产物在后部框架之前的混合度和速度。
本公开还提供技术方案1：一种燃烧系统，包括：
头端，所述头端包括液态燃料筒，所述液态燃料筒具有多个液态燃料喷射端口且被配置成经由扩散火焰产生燃烧产物；
衬管，所述衬管被配置成将所述燃烧产物从所述头端递送到后部框架；以及
喷射器，所述喷射器具有沿着所述头端与所述后部框架之间的所述衬管定位的出口；
其中所述喷射器出口将氧化剂流递送到所述衬管中，使得在所述燃烧产物到达所述后部框架之前所述燃烧产物的混合度和速度增大。
本公开还提供技术方案2：根据技术方案1所述的燃烧系统，进一步包括：将所述头端与所述衬管分开的盖；且其中液态燃料筒包括筒尖端，所述筒尖端延伸通过所述盖且在所述盖的下游。
本公开还提供技术方案3：根据技术方案2所述的燃烧系统，进一步包括束管燃料喷嘴，所述束管燃料喷嘴包括混合管阵列，每个管具有通过其导引空气的入口端和被设置成通过所述盖的出口端；所述束管燃料喷嘴在所述液态燃料筒的径向外部。
本公开还提供技术方案4：根据技术方案3所述的燃烧系统，其中，所述筒尖端在所述混合管的所述出口端的下游轴向延伸。
本公开还提供技术方案5：根据技术方案2所述的燃烧系统，其中，所述筒尖端包括多个燃料喷射端口，所述多个燃料喷射端口被配置成相对于所述燃烧产物流在主要径向方向上将燃料递送到所述衬管中。
本公开还提供技术方案6：根据技术方案5所述的燃烧系统，其中，所述多个燃料喷射端口包括第一多个燃料喷射端口和第二多个燃料喷射端口，所述第一多个燃料喷射端口轴向定位于所述第二多个燃料喷射端口的下游。
本公开还提供技术方案7：根据技术方案5所述的燃烧系统，其中，所述筒尖端包括部分地由后部板和包围所述后部板的侧壁限定的截头圆锥形部分、被限定成通过所述侧壁的所述多个燃料喷射端口。
本公开还提供技术方案8：根据技术方案1所述的燃烧系统，进一步包括包围所述衬管的至少一部分的流动套筒；且其中所述喷射器安装到所述衬管和所述流动套筒中的至少一个。
本公开还提供技术方案9：根据技术方案8所述的燃烧系统，其中，所述喷射器出口具有狭槽形状且包括在上行方向上定向的前缘、与所述前缘相对的后缘，以及连接所述前缘和所述后缘的一对侧壁。
本公开还提供技术方案10：根据技术方案8所述的燃烧系统，其中，所述喷射器是安装到所述衬管和所述流动套筒中的至少一个的多个喷射器中的一个。
本公开还提供技术方案11：一种燃烧系统，包括：
头端，所述头端包括：
盖；
束管燃料喷嘴，所述束管燃料喷嘴包括混合管阵列，每个混合管具有通过其导引空气的入口端和被定位成通过所述盖的出口端；
液态燃料筒单元，其沿着所述盖的纵向轴线设置且在所述束管燃料喷嘴的径向内部；
其中所述液态燃料筒单元包括：
筒尖端，其轴向延伸通过所述盖且超出所述混合管的所述出口端，所述筒尖端具有后部板、包围所述后部板的侧壁，以及被限定成通过所述侧壁的多个喷射端口；
衬管，其在所述头端的下游延伸到后部框架；以及
喷射器，其沿着所述头端与所述后部框架之间的所述衬管定位；
其中所述多个喷射端口相对于所述盖的纵向轴线在主要径向方向上喷射液态燃料以产生燃烧产物；且其中所述喷射器将氧化剂流递送到所述衬管中，以与来自所述液态燃料筒单元的所述燃烧产物混合。
本公开还提供技术方案12：根据技术方案11所述的燃烧系统，其中，所述多个喷射端口包括第一多个喷射端口和第二多个喷射端口，所述第二多个喷射端口轴向位于所述第一多个喷射端口的上游。
本公开还提供技术方案13：根据技术方案11所述的燃烧系统，其中，所述筒尖端包括部分地由所述后部板和所述侧壁限定的截头圆锥形形状。
本公开还提供技术方案14：根据技术方案11所述的燃烧系统，其中，进一步包括包围所述衬管的至少一部分的流动套筒；且其中所述喷射器安装到所述衬管和所述流动套筒中的至少一个。
本公开还提供技术方案15：根据技术方案14所述的燃烧系统，其中，所述喷射器出口具有狭槽形状且包括在上行方向上定向的前缘、与所述前缘相对的后缘，以及连接所述前缘和所述后缘的一对侧壁。
本公开还提供技术方案16.一种在液态燃料燃烧系统中产生具有预混合火焰特性的燃烧产物的方法，所述液态燃料燃烧系统包括：头端，其具有被配置成经由扩散火焰产生燃烧产物的液态燃料筒；衬管，其被配置成将所述燃烧产物从所述头端递送到后部框架；以及喷射器，其具有沿着所述头端与所述后部框架之间的所述衬管定位的出口，所述方法包括：
相对于所述头端的纵向轴线在主要径向方向上从所述液态燃料筒喷射液态燃料；
利用空气燃烧所述液态燃料以经由扩散火焰产生燃烧产物；
经由所述衬管在下行方向上递送所述燃烧产物；
经由在所述液态燃料筒下游轴向定位的所述喷射器将氧化剂流朝内喷射到所述衬管中，由此增大所述燃烧产物在所述后部框架之前的混合度和速度。
本公开还提供技术方案17：根据技术方案16所述的方法，进一步包括提供具有筒尖端的所述液态燃料筒，所述筒尖端限定多个燃料喷射端口。
本公开还提供技术方案18：根据技术方案16所述的方法，进一步包括沿着所述头端的纵向轴线将所述液态燃料筒安装在所述头端内。
本公开还提供技术方案19：根据技术方案16所述的方法，进一步包括使空气流导引通过多个混合管中的每一个，所述混合管一起捆绑在安装在所述液态燃料筒径向外部的至少一个束管燃料喷嘴中。
附图说明
本发明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是如本发明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是如可用于图2的燃烧器中的液态燃料筒单元的透视图；
图4是沿着液态燃料筒单元的长度截取的图3的液态燃料筒单元的截面透视图；
图5是沿着筒尖端与流体歧管集管(fluid manifold hub)之间的液态燃料筒单元的轴向平面截取的图3的液态燃料筒单元的截面视图；
图6是图3的液态燃料筒单元的流体歧管集管的放大透视图；
图7是图3的液态燃料筒的筒尖端的侧视图；以及
图8是图7的筒尖端的截面侧视图。
具体实施方式
以下详细描述借助于实例而非限制以说明燃气涡轮燃烧器、用于将液态燃料递送到燃气涡轮燃烧器的液态燃料筒单元以及组装用于燃气涡轮燃烧器的液态燃料筒单元的方法。描述能够使所属领域的技术人员制造和使用包括本发明液态燃料筒单元的燃烧系统。描述包括目前认为是制造和使用本发明燃烧系统和液态燃料筒单元的最佳模式。示范性液态燃料筒单元在本发明中被描述为联接到用于发电的重型燃气涡轮组件的燃烧器。然而，预期本发明中所描述的液态燃料筒单元可能对除发电外的各种领域中的广泛范围的系统具有普遍应用。
如本发明中所使用，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用以区分一个组件与另一组件，而并不意欲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”是指基本上垂直于特定部件的轴向中心线的相对方向，而术语“主要径向地”是指相对于特定部件的中心线倾斜或横向的流的相对方向。术语“轴向地”是指基本上平行于特定部件的轴向中心线的相对方向。如本发明中所使用，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)的中心朝外延伸的尺寸，且不限于从圆形形状的中心朝外延伸的尺寸。类似地，如本发明中所使用，术语“周界”(或其任何变型)指围绕任何合适形状(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。
每个实例作为解释提供，而非限制本发明。实际上，对所属领域的技术人员来说，显而易见的是，在不脱离本公开的范围或精神的情况下，可对本发明液态燃料筒单元进行修改和变化。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。尽管出于说明目的而将大体上在并入到燃气涡轮中的燃烧器的上下文中描述本发明的液态燃料筒单元和方法的示范性实施例，但所属领域的技术人员应容易了解，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并入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液态燃料筒单元和方法的各种实施例，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。图式和描述中的相似或类似名称已用以指相似或类似部分。
图1提供可并入有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，以产生经压缩的工作流体18。
经压缩的工作流体18与来自气态燃料供应系统的气态燃料20和/或来自液态燃料供应系统的液态燃料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、高压力和高速度的燃烧气体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，以产生经压缩的工作流体18。或者或此外，轴30可将涡轮28连接到发电机32，用于产生电力。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)，以用于在排放到环境之前清洁排出气体34且从排出气体34中提取额外热量。
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(有时被称作环罐式)燃烧器。
图2是如可包括在用于重型燃气涡轮10的环罐式燃烧系统中的燃烧罐24的示意性表示。在环罐式燃烧系统中，多个燃烧罐24(例如，8个、10个、12个、14个、16个或更多个)定位在围绕轴30的环形阵列中，所述轴30将所述压缩机16连接到涡轮28。
如图2所示，燃烧罐24包括衬管(liner)112，所述衬管112容纳燃烧气体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。如在许多常规燃烧系统中，衬管112可具有圆柱形衬管部分和与圆柱形衬管部分分开的锥形过渡部分。或者，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，本发明中对衬管112的任何论述意欲涵盖具有分开的衬管和过渡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，本公开同样适用于过渡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“集成出口件(integrated exitpiece)”。
衬管112可由外部套筒(outer sleeve)114环绕，所述外部套筒114与衬管112的外部径向隔开以在衬管112与外部套筒114之间限定环形空间132。如在许多常规燃烧系统中，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。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，本发明中对外部套筒114的任何论述意欲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(unisleeve)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200。如所说明，燃料喷嘴200可被描述为束管燃料喷嘴。每个燃料喷嘴200包括在轴向方向上延伸的外壳202，所述外壳202包围平行于彼此定向的多个混合管210。每个混合管210具有入口端、出口端和被限定成通过入口端与出口端之间的管壁的一个或多个燃料喷射孔212。
外壳202接合到上游板204和下游板206，使得燃料室208限定在外壳202与板204、206之间。燃料室208与燃料供应管道218和每个管210的燃料喷射孔212流体连通。每个燃料喷嘴122的燃料供应管道218与相应燃料入口124流体连通。燃料入口124可穿过燃烧罐24的前端处的端盖126而形成。
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以物理方式联接且流体地连接到压缩机排出壳体140。压缩机排出壳体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壳体140流动到燃烧罐的后端处的环形空间132中。由于环形空间132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118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200。具有多个开口或狭槽(未单独地示出)的入口流动调节器(inlet flow conditioner)220可用于调节或均匀化进入燃料喷嘴200的流。
管210具有被限定成通过上游板204中的对应开口(未示出)的入口端。空气18穿过管210的入口端且在气态燃料操作期间与穿过燃料室208的燃料喷射孔212的燃料混合。管210的下游(或出口)端延伸通过统一燃烧器盖128(或对应于上游板204的大小和形状的用于每个燃料喷嘴200的个别板)。
在气态燃料操作期间，燃料20和经压缩空气18通过燃料喷嘴200引入到在衬管112的前端处的主要燃烧区150中，其中燃料和空气经燃烧以形成燃烧气体26。在所说明的实施例中，燃料和空气在燃料喷嘴200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要燃烧区150中且在主要燃烧区150内混合(例如，如同可使用扩散喷嘴进行一样)。本发明中对“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200产生。燃烧气体26在下游朝向燃烧罐24的后端118行进，后端118由燃烧罐24的后部框架表示。
当燃烧器24使用气态燃料操作时，额外燃料和空气可由一个或多个燃料喷射器260引入到次要燃烧区160中，在次要燃烧区160中燃料和空气被来自主要燃烧区150的燃烧气体点燃以形成组合的燃烧气体产物流26。燃料喷射器260收纳来自燃料供应线268的燃料和来自高压空气室142的空气。具有轴向分开的燃烧区的此种燃烧系统被描述为“轴向燃料分级”(AFS)系统，且下游喷射器260可被称作“AFS喷射器”。
当燃烧罐24仅使用液态燃料时，液态燃料21和经压缩的空气18由液态燃料筒单元300引入到衬管112的前端处的主要燃烧区150中，在所述主要燃烧区150中，液态燃料和空气经燃烧以形成燃烧气体26。液态燃料和空气分别地被引入到主要燃烧区150中且在主要燃烧区150内混合以产生扩散式火焰。
在所说明的实施例中，液态燃料筒单元300与燃烧器24的纵向轴线同轴。通过使液态燃料筒单元300居中定位(相对于安装在每个燃料喷嘴200内的局部液态燃料筒)，最大化可供用于混合管210的表面积。
在至少一个实施例中，在液态燃料操作期间未对束管燃料喷嘴200供给燃料。因此，空气流动通过束管燃料喷嘴200的个别管210且产生在大体上平行于燃烧器24的纵向轴线的方向上流动的多个小空气流。
液态燃料筒单元300包括筒尖端400，所述筒尖端400具有多个燃料喷射端口470、480、490(在图7和8中更详细地示出)，所述多个燃料喷射端口470、480、490在与源自未供给燃料的束管燃料喷嘴200的管210的空气流横向或倾斜的一个或多个方向上喷射液态燃料21的流。大量小空气流帮助雾化液态燃料21且促进其燃烧，同时帮助确保液态燃料液滴不到达衬管112的内表面。
另外，在专用液态燃料操作期间，可保持一个或多个AFS燃料喷射器260无燃料供给(unfueled)。在此状况下，无燃料供给的AFS喷射器260将相对大的空气流导引到在气态燃料操作中为次要燃烧区160的区域中。在此区域中，主要燃烧区150的下游来自无燃料供给的AFS喷射器260的空气有效地搅动和混合由液态燃料筒单元300产生的燃烧产物，使得离开燃烧器后部框架118的燃烧产物相似于源自预混合火焰的那些燃烧产物，其特征在于相比于由不受阻的扩散火焰产生的那些燃烧产物具有更大程度的混合度和更高的速度。
图3到5更详细地说明液态燃料筒单元300，同时图6说明位于液态燃料筒单元300的上游端处的流体歧管集管(fluid manifold hub)350。液态燃料筒单元300包括供应管组件310，所述供应管组件310具有筒尖端400附接到其上的下游端。流体歧管集管350附接到供应管组件310的上游端，且凸缘360在比筒尖端400更接近流体歧管集管350的位置处包围供应管组件310。流体歧管集管350环绕供应管组件310且包括引燃燃料入口(pilot fuelinlet)352、第一燃料入口354和第二燃料入口356。
供应管组件310包括数个嵌套式(nested)供应管，在其间限定数个流动通道。在至少一个实施例中，供应管可与彼此同心。如参考图4和5中所示出的示范性实施例最好地理解，供应管组件310设置有第一供应管312、周向环绕第一供应管312的第二供应管322、周向环绕第二供应管322的第三供应管332和周向环绕第三供应管332的第四供应管342。第一流动通道316限定在第一供应管312内；第二流动通道326限定在第一供应管312的外表面与第二供应管322的内表面之间；第三流动通道336限定在第二供应管322的外表面与第三供应管332的内表面之间；且第四流动通道346限定在第三供应管332的外表面与第四供应管342的内表面之间。
空气经由凸缘360中的空气入口358(图3)流动到第四流动通道346中。在第四流动通道346中的空气为供应管组件310提供一定程度的隔热(冷却)，这有助于最小化液态燃料的焦化。保护套362(图4中所示出)沿着凸缘360上游的第四供应管342的长度周向环绕第四供应管342，保护套362从凸缘360延伸到流体歧管集管350。保护套362限定“无效(dead)”空腔，也就是说，无流体流动通过的空腔。
为了促进安装和燃料递送，供应管组件310可在筒尖端400的上游位置处具有弯曲部370。弯曲部370相比于供应管312、322、332、342的下游端和筒尖端400更接近供应管312、322、332、342的上游端和流体歧管集管350。换句话说，弯曲部370接近供应管312、322、332、342的上游端。弯曲部370可限定适合于将燃料递送到流体歧管集管350的近似直角(90度+/-5度)或任何其它角。为了弯曲供应管312、322、332、342，同时保持其内部间隔，供应管312、322、332、342填充有可移除材料，如本发明中将进一步论述。
现参看图6，第一流动通道316经由流体歧管集管350上的引燃燃料入口352与引燃燃料源流体连通。第二流动通道326和第三流动通道336分别经由第一燃料入口354和第二燃料入口356与液态燃料源(或液态燃料/水混合物)流体连通。引燃燃料入口352与第一供应管312同轴对准。第一燃料入口354和第二燃料入口356相对于彼此设置且分别相对于第二供应管322和第三供应管332在横向方向上对准。可实际上如需要所指示采用引燃燃料入口352、第一燃料入口354和第二燃料入口356的其它布置。
图7示出液态燃料筒单元300的筒尖端400的透视图，且图8示出液态燃料筒单元300的筒尖端400的截面视图。在示出的示范性实施例中，筒尖端400包括四个嵌套式管道412、422、432、442，其使其相应流体(例如，燃料或空气)朝向筒尖端400的下游端递送通过嵌套式流道416、426、436、446或使其相应流体递送通过嵌套式流道416、426、436、446到达筒尖端400的下游端。在其它实施例中，可采用至少三个嵌套式管道412、422、432。为了促成组件，管道412、422、432、442分别具有从最长到最短的不同长度。
最外管道(例如，第四管道442)联接到筒尖端400的圆柱形部分454，其直径可能或可能不小于最外管道的直径。圆柱形部分454在筒尖端400的最外管道442与截头圆锥体部分450之间轴向延伸。截头圆锥体部分450具有基座周界，其接合圆柱形部分454且具有等于圆柱形部分的直径的第一直径。截头圆锥体部分450具有与基座周界相对的下游端。下游端可被称为后部板452，其具有小于第一直径的第二直径。周向侧壁458在基座周界与后部板452之间轴向延伸。后部板452、周向侧壁458以及视需要圆柱形部分454可涂布有热屏障涂层。
周向侧壁458限定自其穿过的一行或多行喷射端口470、480、490。第一组喷射端口470接近后部板452。第二组喷射端口480在第一组喷射端口470的上游，且第三组喷射端口490在第二组喷射端口480的上游。每个喷射端口470、480、490限定流体(例如，燃料或燃料/水混合物)流动通过的孔口，且每个端口470、480、490分别至少一部分地由通风孔(airvent)472、482、492周向环绕。如本发明中所使用，术语“喷射端口(injection port)”应理解为体现一个或多个喷射孔口或喷嘴(例如，单工喷嘴)。
在一个实施例中，第一组喷射端口470相比于第二组喷射端口480具有较少喷射端口，但第二组喷射端口480和第三组喷射端口490在数量上可能是相等的。第一组喷射端口中的每个喷射端口470具有第一尺寸(size)。第二组喷射端口中的每个喷射端口480具有第二尺寸。第三组喷射端口中的每个喷射端口490具有第三尺寸。在一个实施例中，如所说明，第一尺寸小于第二尺寸，且第二尺寸小于第三尺寸。
可优化喷射端口470、480和/或490的周向定位以平衡液态燃料和空气的混合，且希望液态燃料在整个给定区域(例如，盖128下游的区域)上的穿透(penetration)。来自喷射端口470、480和490的燃料碰到(encounters)来自许多混合管210的空气流而实现更大程度混合，但在径向方向上具有更少的穿透，且相反也成立。出于所述原因，在一些情况下，可能需要使喷射端口470、480和/或490中的一些与邻近束管燃料喷嘴200之间的空间对准以增大穿透。为此，喷射端口470、480和/或490可被布置成在邻近端口之间具有不均匀间隔，或喷射端口470、480和/或490可围绕筒尖端400的周界均匀地隔开。此外，尽管每一组喷射端口470、480和490示出为沿着单个轴向平面布置，但应理解，一组或多组喷射端口470、480或490可设置于多于一个轴向平面中。
第一组喷射端口470与第一流动通道416流体连通，所述第一流动通道416流体地连接到第一燃料供应管312的第一流动通道316。在示范性实施例中，第一燃料供应管312与引燃燃料源流体连通(in flow communication with)。
第二组喷射端口480与第二流动通道426流体连通，所述第二流动通道426流体地连接到第二燃料供应管322的第二流动通道326。在示范性实施例中，第二燃料供应管322与液态燃料源(或液态燃料/水混合物)流体连通。
第三组喷射端口490与第三流动通道436流体连通，所述第三流动通道436流体地连接到第三燃料供应管332的第三流动通道336。在示范性实施例中，第三燃料供应管332与液态燃料源(或液态燃料/水混合物)流体连通。液态燃料源(或液态燃料/水混合物)可在第二燃料供应管322与第三燃料供应管332之间共用。
第四流动通道446经由第四供应管346与经压缩的空气源流体连通。经压缩的空气沿着筒尖端400的周界流动通过第四流动通道446以对其提供冷却。经压缩的空气的部分分别流动通过围绕喷射端口470、480、490的通风孔472、482、492，同时经压缩空气的第二部分被导引到邻近后部板(aft plate)452的气体腔室465。来自气体腔室465的空气流动通过设置于后部板452中的多个空气孔口460，所述空气孔口460与第四流动通道446流体连通。
可取决于已使用的材料使用例如金属粉末增材制造系统或其它增材制造系统等增材制造法制造筒尖端400。关于筒尖端400的制造的更多细节可在于2016年12月20日提交的标题为“具有流体通道自分离支撑的增材制造的物件(Additively ManufacturedObject with Self-Breaking Support with Fluid Passage)”的共同转让的美国专利申请案第15/384,725号和于2017年2月16日提交的标题为“具有用于环形主体的泪滴形悬浮体的物件(Object with Tear-Shaped Suspension for Annular Bodies)”的美国专利申请案第15/434,386号中查询。
为了组装液态燃料筒单元300，提供具有多个嵌套式管道412、422、432(如上文所描述)的筒尖端400。第一供应管312的下游端接合到第一管道412。第二供应管322的下游端接合到第二管道422，使得第二供应管322包围第一供应管312。第三供应管332的下游端接合到第三管道432，使得第三供应管332包围第二供应管322，由此形成嵌套式管组件310。供应管312、322、332的下游端到相应管道412、422、432的接合可通过焊接或钎焊或通过所属领域中已知的任何其它接合技术实现。
在一些实施例中，第四供应管342的下游端接合到第四管道442，使得第四供应管342包围第三供应管332。安装凸缘360可设置在弯曲部370的位置的下游，且可包括与第四供应管342的流体连通的空气入口358。第四供应管342可通过焊接或钎焊或所属领域中已知的任何其它接合技术接合到第四管道442。
为了弯曲嵌套式管组件310，同时保持供应管312、322、332以及视需要选用的供应管342的内部间隔，供应管312、322、332以及在存在时的供应管342填充有可移除材料。可移除材料可以是树脂、粉末、颗粒、沥青、沙石、铅以及熔点小于水沸点的某些合金材料中的一种。一种此示范性可移除合金材料是共晶可熔合金，其是按重量计50％铋、26.7％铅、13.3％锡以及10％镉的可熔合金，其具有约70℃(158℉)的熔点，可被称为伍德金属(Wood’s Metal)，且其以商标名CERROBENDTM、BENDALLOYTM、PEWTALLOYTM以及MCP158TM进行出售。此合金材料适合于管的内侧，从而允许其弯曲成坚固结构。
在一个实施例中，在使用共晶合金材料填充供应管312、322、332以及在存在时的供应管342之前用油对其进行润滑。在熔融合金材料在适当位置的情况下，可用水冷却供应管组件310以使合金材料凝结或结晶。当供应管组件310和合金材料达到室温时，供应管组件310可围绕冲模弯曲以得到所要曲率半径。在产生弯曲部370后，可使用蒸汽、沸水或热气从管道组件310移除合金材料。可回收合金材料以供后续重复使用。
弯曲部370被定位成相比于供应管312、322、332的下游端更接近供应管312、322、332的上游端。换句话说，弯曲部370的位置接近供应管312、322、332的上游端。
一旦弯曲部370凝结，就将供应管312、322、332的上游端接合到流体歧管集管350，使得供应管312、322、332仅由筒尖端400(在其相应下游端处)和流体歧管集管350(在其相应上游端处)支撑。供应管312、322、332的上游端到流体歧管集管350的接合可通过焊接或钎焊实现。
如先前所论述，流体歧管集管350可具有与第一供应管312流体连通的第一流体入口(例如，引燃燃料入口352)。流体歧管集管350可具有额外燃料入口354、356，所述额外燃料入口354、356分别作为单独燃料回路将液态燃料(或液态燃料/水混合物)提供到第二供应管322和第三供应管332。引燃燃料入口352设置在燃料入口354的上游，且燃料入口354设置在燃料入口356的上游。
本发明中所描述的方法和装置促使将液态燃料引入发电燃气涡轮燃烧器的头端。更具体地说，方法和装置促使将液态燃料(或液态燃料/水混合物)递送通过居中定位的液态燃料筒单元，其方式为以便改进液态燃料在整个燃烧区中的分布，而不润湿环绕衬管的壁。来自个别管的空气流结合包括无燃料供给的束管燃料喷嘴的头端使用帮助雾化液态燃料且产生稳定的扩散火焰。
另外，通过将额外大射流作为交叉流经由无燃料供给的下游燃料喷射器引入到燃烧衬管中，由扩散火焰产生的燃烧产物呈现预混合火焰的特性，其相比于允许不受阻地传播到燃烧器出口的扩散火焰具有更大程度的混合度和更高的速度。
方法和系统因此促进改进例如涡轮组件中的燃烧器等燃烧器的整体操作效率。这样增大了涡轮输出。此外，本发明燃料液态燃料筒单元提供更大的操作灵活性，原因在于燃烧器被配置成在不同时间燃烧液态燃料和天然气两者。
上文详细描述了液态燃料筒单元的示范性实施例和其制造方法。本发明中所描述的方法和装置不限于本发明中所描述的特定实施例，但实际上，方法和装置的部件可与本发明中所描述的其它部件独立地且单独地利用。举例来说，本发明中所描述的方法和装置可具有不限于与涡轮组件一起实践的其它应用，如本发明中所描述。实际上，可结合各个其它行业实施且利用本发明中所描述的方法和装置。
虽然本发明已就各个特定实施例进行了描述，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)

1.一种燃烧系统，包括：
头端，所述头端包括液态燃料筒，所述液态燃料筒具有多个液态燃料喷射端口且被配置成经由扩散火焰产生燃烧产物；
衬管，所述衬管被配置成将所述燃烧产物从所述头端递送到后部框架；以及
喷射器，所述喷射器具有沿着所述头端与所述后部框架之间的所述衬管定位的出口；
其中所述喷射器出口将氧化剂流递送到所述衬管中，使得在所述燃烧产物到达所述后部框架之前所述燃烧产物的混合度和速度增大。
2.根据权利要求1所述的燃烧系统，进一步包括：将所述头端与所述衬管分开的盖；且其中液态燃料筒包括筒尖端，所述筒尖端延伸通过所述盖且在所述盖的下游。
3.根据权利要求2所述的燃烧系统，进一步包括束管燃料喷嘴，所述束管燃料喷嘴包括混合管阵列，每个管具有通过其导引空气的入口端和被设置成通过所述盖的出口端；所述束管燃料喷嘴在所述液态燃料筒的径向外部。
4.根据权利要求3所述的燃烧系统，其中，所述筒尖端在所述混合管的所述出口端的下游轴向延伸。
5.根据权利要求2所述的燃烧系统，其中，所述筒尖端包括多个燃料喷射端口，所述多个燃料喷射端口被配置成相对于所述燃烧产物流在主要径向方向上将燃料递送到所述衬管中。
6.根据权利要求5所述的燃烧系统，其中，所述多个燃料喷射端口包括第一多个燃料喷射端口和第二多个燃料喷射端口，所述第一多个燃料喷射端口轴向定位于所述第二多个燃料喷射端口的下游。
7.根据权利要求5所述的燃烧系统，其中，所述筒尖端包括部分地由后部板和包围所述后部板的侧壁限定的截头圆锥形部分、被限定成通过所述侧壁的所述多个燃料喷射端口。
8.根据权利要求1所述的燃烧系统，进一步包括包围所述衬管的至少一部分的流动套筒；且其中所述喷射器安装到所述衬管和所述流动套筒中的至少一个。
9.一种燃烧系统，包括：
头端，所述头端包括：
盖；
束管燃料喷嘴，所述束管燃料喷嘴包括混合管阵列，每个混合管具有通过其导引空气的入口端和被定位成通过所述盖的出口端；
液态燃料筒单元，其沿着所述盖的纵向轴线设置且在所述束管燃料喷嘴的径向内部；
其中所述液态燃料筒单元包括：
筒尖端，其轴向延伸通过所述盖且超出所述混合管的所述出口端，所述筒尖端具有后部板、包围所述后部板的侧壁，以及
被限定成通过所述侧壁的多个喷射端口；
衬管，其在所述头端的下游延伸到后部框架；以及
喷射器，其沿着所述头端与所述后部框架之间的所述衬管定位；
其中所述多个喷射端口相对于所述盖的纵向轴线在主要径向方向上喷射液态燃料以产生燃烧产物；且其中所述喷射器将氧化剂流递送到所述衬管中，以与来自所述液态燃料筒单元的所述燃烧产物混合。
10.一种用于在液态燃料燃烧系统中产生具有预混合火焰特性的燃烧产物的方法，所述液态燃料燃烧系统包括：头端，其具有被配置成经由扩散火焰产生燃烧产物的液态燃料筒；衬管，其被配置成将所述燃烧产物从所述头端递送到后部框架；以及喷射器，其具有沿着所述头端与所述后部框架之间的所述衬管定位的出口，所述方法包括：
相对于所述头端的纵向轴线在主要径向方向上从所述液态燃料筒喷射液态燃料；
利用空气燃烧所述液态燃料以经由扩散火焰产生燃烧产物；
经由所述衬管在下行方向上递送所述燃烧产物；
经由在所述液态燃料筒下游轴向定位的所述喷射器将氧化剂流朝内喷射到所述衬管中，由此增大所述燃烧产物在所述后部框架之前的混合度和速度。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112856483A (zh) * 2021-01-12 2021-05-28 哈尔滨工业大学 一种加湿微混燃烧器

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108006695B (zh) * 2016-11-01 2019-12-06 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 优化用于燃气轮机的预混合燃料喷嘴的方法
RU2769616C2 (ru) * 2018-12-25 2022-04-04 Ансальдо Энергия Свитзерленд Аг Инжекционная головка для камеры сгорания газовой турбины
US10989411B2 (en) * 2019-01-03 2021-04-27 General Electric Company Heat exchanger for turbo machine
DE102020119619A1 (de) * 2020-07-24 2022-01-27 Friedrich-Alexander-Universität Erlangen-Nürnberg Düsencluster
DE102021110614A1 (de) * 2021-04-26 2022-10-27 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammerbaugruppe für ein Triebwerk mit mindestens einem Wärmetauscherkanal für einzudüsenden Kraftstoff
US11767978B2 (en) 2021-07-22 2023-09-26 General Electric Company Cartridge tip for turbomachine combustor
CN113882949B (zh) * 2021-09-29 2023-11-10 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种粉末旋转爆震空间发动机
KR102583222B1 (ko) 2022-01-06 2023-09-25 두산에너빌리티 주식회사 연소기용 노즐, 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2462704A (en) * 1945-02-07 1949-02-22 John S Zink Burner and burner nozzle
CN1183826A (zh) * 1995-05-09 1998-06-03 能源研究发展有限公司 液体燃料喷射系统
CN1576698A (zh) * 2003-07-02 2005-02-09 通用电气公司 用于操作燃气涡轮发动机燃烧室的方法和装置
CN101625122A (zh) * 2008-07-09 2010-01-13 通用电气公司 一种用于涡轮发动机的预混合装置
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
EP2657483A2 (en) * 2012-04-25 2013-10-30 General Electric Company System for supplying fuel to a combustor
US20140075953A1 (en) * 2010-01-25 2014-03-20 General Electric Company System and method for detecting and controlling flashback and flame holding within a combustor
US20140116054A1 (en) * 2012-10-31 2014-05-01 General Electric Company Radial flow fuel nozzle for a combustor of a gas turbine
JP5507947B2 (ja) * 2008-10-14 2014-05-28 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 燃焼器内に希釈流を導入する方法及び装置
CN104913340A (zh) * 2014-03-12 2015-09-16 通用电气公司 用于控制燃烧系统中的燃烧动力的系统及方法
CN104047726B (zh) * 2013-03-15 2018-02-06 通用电气公司 在燃气涡轮发动机中使用的方法
CN108870442A (zh) * 2017-05-12 2018-11-23 通用电气公司 双燃料喷射器和在燃气涡轮燃烧器中的使用方法

Family Cites Families (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3668869A (en) 1971-01-28 1972-06-13 Westinghouse Electric Corp Fuel spray ignition atomizer nozzle
US3730438A (en) * 1971-06-03 1973-05-01 Shell Oil Co Fuel burner nozzle
US4833878A (en) 1987-04-09 1989-05-30 Solar Turbines Incorporated Wide range gaseous fuel combustion system for gas turbine engines
US5205117A (en) * 1989-12-21 1993-04-27 Sundstrand Corporation High altitude starting two-stage fuel injection
FR2706588B1 (fr) 1993-06-16 1995-07-21 Snecma Système d'injection de carburant pour chambre de combustion.
US5408825A (en) 1993-12-03 1995-04-25 Westinghouse Electric Corporation Dual fuel gas turbine combustor
US5657632A (en) 1994-11-10 1997-08-19 Westinghouse Electric Corporation Dual fuel gas turbine combustor
US5722230A (en) 1995-08-08 1998-03-03 General Electric Co. Center burner in a multi-burner combustor
US6598383B1 (en) 1999-12-08 2003-07-29 General Electric Co. Fuel system configuration and method for staging fuel for gas turbines utilizing both gaseous and liquid fuels
US6813889B2 (en) * 2001-08-29 2004-11-09 Hitachi, Ltd. Gas turbine combustor and operating method thereof
EP1389713A1 (en) * 2002-08-12 2004-02-18 ALSTOM (Switzerland) Ltd Premixed exit ring pilot burner
US20090014561A1 (en) 2007-07-15 2009-01-15 General Electric Company Components capable of transporting liquids manufactured using injection molding
US8136359B2 (en) 2007-12-10 2012-03-20 Power Systems Mfg., Llc Gas turbine fuel nozzle having improved thermal capability
US9188341B2 (en) 2008-04-11 2015-11-17 General Electric Company Fuel nozzle
US8209986B2 (en) * 2008-10-29 2012-07-03 General Electric Company Multi-tube thermal fuse for nozzle protection from a flame holding or flashback event
US8522554B2 (en) 2010-01-05 2013-09-03 General Electric Company Fuel nozzle for a turbine engine with a passive purge air passageway
US8123150B2 (en) * 2010-03-30 2012-02-28 General Electric Company Variable area fuel nozzle
US8671691B2 (en) 2010-05-26 2014-03-18 General Electric Company Hybrid prefilming airblast, prevaporizing, lean-premixing dual-fuel nozzle for gas turbine combustor
JP5470662B2 (ja) * 2011-01-27 2014-04-16 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器
US9388987B2 (en) * 2011-09-22 2016-07-12 General Electric Company Combustor and method for supplying fuel to a combustor
US9366440B2 (en) 2012-01-04 2016-06-14 General Electric Company Fuel nozzles with mixing tubes surrounding a liquid fuel cartridge for injecting fuel in a gas turbine combustor
US9217570B2 (en) 2012-01-20 2015-12-22 General Electric Company Axial flow fuel nozzle with a stepped center body
US9261279B2 (en) 2012-05-25 2016-02-16 General Electric Company Liquid cartridge with passively fueled premixed air blast circuit for gas operation
US8904798B2 (en) * 2012-07-31 2014-12-09 General Electric Company Combustor
JP6018714B2 (ja) 2012-11-21 2016-11-02 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ コーキング防止液体燃料カートリッジ
US9476592B2 (en) 2013-09-19 2016-10-25 General Electric Company System for injecting fuel in a gas turbine combustor
US10107499B2 (en) 2014-07-31 2018-10-23 General Electric Company Fuel plenum for a fuel nozzle and method of making same

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2462704A (en) * 1945-02-07 1949-02-22 John S Zink Burner and burner nozzle
CN1183826A (zh) * 1995-05-09 1998-06-03 能源研究发展有限公司 液体燃料喷射系统
CN1576698A (zh) * 2003-07-02 2005-02-09 通用电气公司 用于操作燃气涡轮发动机燃烧室的方法和装置
CN101625122A (zh) * 2008-07-09 2010-01-13 通用电气公司 一种用于涡轮发动机的预混合装置
JP5507947B2 (ja) * 2008-10-14 2014-05-28 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 燃焼器内に希釈流を導入する方法及び装置
US20140075953A1 (en) * 2010-01-25 2014-03-20 General Electric Company System and method for detecting and controlling flashback and flame holding within a combustor
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
EP2657483A2 (en) * 2012-04-25 2013-10-30 General Electric Company System for supplying fuel to a combustor
US20140116054A1 (en) * 2012-10-31 2014-05-01 General Electric Company Radial flow fuel nozzle for a combustor of a gas turbine
CN104047726B (zh) * 2013-03-15 2018-02-06 通用电气公司 在燃气涡轮发动机中使用的方法
CN104913340A (zh) * 2014-03-12 2015-09-16 通用电气公司 用于控制燃烧系统中的燃烧动力的系统及方法
CN108870442A (zh) * 2017-05-12 2018-11-23 通用电气公司 双燃料喷射器和在燃气涡轮燃烧器中的使用方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
倪金刚: "《GE航空发动机百年史话》", 30 April 2015 *
符寒光等: "自蔓延高温合成陶瓷内衬复合钢管制造技术的进展", 《长安大学学报(自然科学版)》 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112856483A (zh) * 2021-01-12 2021-05-28 哈尔滨工业大学 一种加湿微混燃烧器
CN112856483B (zh) * 2021-01-12 2022-07-15 哈尔滨工业大学 一种加湿微混燃烧器

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Publication number Publication date
CN109114592B (zh) 2022-08-02
US20180363551A1 (en) 2018-12-20
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