CN109312923B - 涡轮发动机的燃烧器组件 - Google Patents

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Abstract

一种用于燃气涡轮发动机的富燃‑淬熄‑贫燃燃烧器组件包括燃料喷嘴和拱顶，燃料喷嘴附接到拱顶。燃烧器组件附加包括附接到拱顶或与拱顶一体地形成的衬里，衬里和拱顶至少部分地一起限定燃烧室。另外，衬里在前端和后端之间延伸。衬里包括定位在前端和后端之间的多个淬熄空气喷射器并且限定从淬熄空气喷射器延伸至拱顶的前区段。拱顶和衬里的前区段被构造成基本上由冲击冷却或对流冷却之一或两者冷却。

Description

涡轮发动机的燃烧器组件
技术领域
本主题大体上涉及一种燃气涡轮发动机，或者更具体地涉及用于燃气涡轮发动机的燃烧器组件。
背景技术
燃气涡轮发动机大体上包括布置成彼此流动连通的风扇和核心。另外，燃气涡轮发动机的核心大体上包括串联顺序的压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。在操作中，空气被从风扇提供至压缩机区段的入口，在那里，一个或多个轴向压缩机渐进地压缩空气，直到空气到达燃烧区段。燃料与压缩空气混合并在燃烧区段内燃烧以提供燃烧气体。燃烧气体被从燃烧区段导引至涡轮区段。通过涡轮区段的燃烧气体的流驱动涡轮区段，然后被导引通过排气区段，例如至大气环境。
传统上，燃烧区段包括燃烧器，其用于接收压缩空气和燃料并使混合物燃烧，以向涡轮区段提供燃烧气体。燃料和空气通常具有约1:1的当量比，从而进行基本上化学计量的燃烧。然而，这可导致相对高的峰值温度，并且进一步导致不可取的量的NOx形成物。
因此，能够避免这些问题的燃气涡轮发动机的燃烧区段将是有用的。更具体地，在有效地燃烧所有燃料的同时能够生成具有减少的量的NOx的燃烧气体的燃烧区段将是特别有益的。
发明内容
本发明的方面和优点将部分地在下面的描述中提出，或者可由该描述显而易见，或者可通过实施本发明来了解。
本公开的一个示例性实施例中，提供了一种用于限定轴向方向和周向方向的燃气涡轮发动机的富燃-淬熄-贫燃燃烧器组件。燃烧器组件包括燃料喷嘴和拱顶，燃料喷嘴附接到拱顶。燃烧器组件附加地包括附接到拱顶或与拱顶一体地形成的衬里，衬里和拱顶至少部分地一起限定燃烧室。另外，衬里在前端和后端之间延伸。衬里包括定位在前端和后端之间的多个淬熄空气喷射器并且限定从淬熄空气喷射器延伸至拱顶的前区段。拱顶和衬里的前区段被构造成基本上由冲击冷却或对流冷却之一或两者冷却。
在本公开的另一个示例性实施例中，提供了一种燃气涡轮发动机，该燃气涡轮发动机限定轴向方向和周向方向。燃气涡轮发动机包括以串流顺序布置的压缩机区段和涡轮区段。燃气涡轮发动机还包括燃烧器组件。燃烧器组件包括燃料喷嘴和拱顶，燃料喷嘴附接到拱顶。燃烧器组件附加地包括附接到拱顶或与拱顶一体地形成的衬里，衬里和拱顶至少部分地一起限定燃烧室。另外，衬里在前端和后端之间延伸。衬里包括定位在前端和后端之间的多个淬熄空气喷射器并且限定从淬熄空气喷射器延伸至拱顶的前区段。拱顶和衬里的前区段被构造成基本上由冲击冷却或对流冷却之一或两者冷却。
参考下面的描述和所附的权利要求，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解。被包括到该说明书中并组成其一部分的附图展示了本发明的实施例，并且与该描述一起用来说明本发明的原理。
附图说明
本发明的完全和充分的公开，包括其对于本领域普通技术人员而言的最佳模式，在参考附图的该说明书中被阐述，在附图中：
图1是根据本主题的各种实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性剖视图。
图2是根据本公开的一个示例性实施例的燃烧器组件的近距离剖视图。
图3是根据本公开的一个示例性实施例的燃料喷嘴的近距离剖面图。
图4是图2的示例性燃烧器组件的一部分的近距离剖视图。
图5是图2的示例性燃烧器组件的一区段的透视图，其中流动套管为清楚起见而被移除。
图6是根据本公开的一个示例性方面的图2的示例性燃烧器组件的初级空气喷射器的近距离侧剖视图。
图7是图6的示例性初级空气喷射器的近距离外部视图。
图8是根据本公开的一个示例性方面的图2的示例性燃烧器组件的燃烧室、拱顶和外部衬里的从后向前视图。
图9是根据本公开的另一个示例性实施例的燃烧器组件的燃烧室、拱顶和外部衬里的从后向前视图。
图10是根据本公开的一个示例性方面的用于操作燃烧器组件的方法的流程图。
具体实施方式
现在将详细参照本发明的当前实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标记来指代附图中的特征。在附图和描述中相似或类似的标记用于指代本发明相同或相似的部件。如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用以区分一部件与另一部件而并非意图表示各个部件的位置或重要性。术语“前”和“后”是指在燃气涡轮发动机内的相对位置，其中前是指更靠近发动机入口的位置，而后是指更靠近发动机喷嘴或排气口的位置。术语“上游”和“下游”是指相对于流体通道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。
现在参看附图，其中贯穿附图相同的标记指示相同的元件，图1是根据本公开的一个示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性剖视图。更具体地讲，对于图1的实施例来说，燃气涡轮发动机为高涵道比涡扇喷气发动机10，其在本文中被称为“涡扇发动机10”。如图1所示，涡扇发动机10限定轴向方向A(平行于提供用于参考的纵向轴线12延伸)、径向方向R和周向方向C(即，围绕轴向方向A延伸的方向；未描绘)。通常，涡扇10包括风扇区段14和设置在风扇区段14下游的核心涡轮发动机16。
所描绘的示例性核心涡轮发动机16大体包括基本上管状的外部壳体18，其限定环形入口20。外部壳体18以串流关系包封：压缩机区段，其包括增压器或低压(LP)压缩机22和高压(HP)压缩机24；燃烧区段26；涡轮区段，其包括高压(HP)涡轮28和低压(LP)涡轮30；以及喷气排气喷嘴区段32。高压(HP)轴或转轴34将HP涡轮28传动地连接到HP压缩机24。低压(LP)轴或转轴36将LP涡轮30传动地连接到LP压缩机22。
对于所描绘的实施例，风扇区段14包括变距风扇38，其具有以间隔开的方式联接到盘42的多个风扇叶片40。如所描绘的，风扇叶片40大体上沿着径向方向R从盘42向外延伸。每个风扇叶片40能够围绕桨距轴线P相对于盘42旋转，原因是风扇叶片40操作性地联接到合适的致动构件44，该致动构件被构造成联合地共同改变风扇叶片40的桨距。风扇叶片40、盘42和致动构件44能够通过横跨动力齿轮箱46的LP轴36围绕纵向轴线12一起旋转。动力齿轮箱46包括多个齿轮，以用于将LP轴36的旋转速度逐步降低至更高效的旋转风扇速度。
仍然参看图1的示例性实施例，盘42由可旋转的前舱体48覆盖，前舱体48成空气动力学轮廓以促进空气流通过所述多个风扇叶片40。另外，示例性风扇区段14包括环形风扇壳体或外部舱体50，其周向地围绕风扇38和/或核心涡轮发动机16的至少一部分。对于所描绘的实施例，舱体50由多个周向间隔开的出口导向静叶52相对于核心涡轮发动机16被支撑，并且舱体50的下游区段54延伸经过核心涡轮发动机16的外部部分，以便限定两者间的旁路空气流通道56。
在涡扇发动机10的操作期间，一定体积的空气58通过舱体50和/或风扇区段14的相关联的入口60进入涡扇10。当该体积的空气58经过风扇叶片40时，由箭头62指示的空气58的第一部分被导向或导引进旁路空气流通道56中，并且由箭头64指示的空气58的第二部分被导向或导引进LP压缩机22中。空气的第一部分62和空气的第二部分64之间的比率通常称为旁通比。在其被导引通过高压(HP)压缩机24并进入燃烧区段26时，空气的第二部分64的压力接着增加，在燃烧区段26处，空气与燃料混合并燃烧以提供燃烧气体66。
燃烧气体66被导引通过HP涡轮28，在那里，来自燃烧气体66的热能和/或动能的一部分经由联接到外部壳体18的HP涡轮定子静叶68和联接到HP轴或转轴34的HP涡轮转子叶片70的顺序的级被抽取，由此导致HP轴或转轴34旋转，从而支持HP压缩机24的操作。燃烧气体66接着被导引通过LP涡轮30，在那里，来自燃烧气体66的热能和动能的第二部分经由联接到外部壳体18的LP涡轮定子静叶72和联接到LP轴或转轴36的LP涡轮转子叶片74的顺序的级被抽取，由此导致LP轴或转轴36旋转，从而支持LP压缩机22的操作和/或风扇38的旋转。
燃烧气体66随后被导引通过核心涡轮发动机16的喷气排气喷嘴区段32以提供推进力。同时，当空气的第一部分62在从涡扇10的风扇喷嘴排气区段76抽出之前被导引通过旁路空气流通道56时，空气的第一部分62的压力显著增加，从而也提供推进力。HP涡轮28、LP涡轮30和喷气排气喷嘴区段32至少部分地限定热气体路径78，以用于将燃烧气体66导引通过核心涡轮发动机16。
然而，应当理解，图1中仅以举例方式描绘了示例性涡扇发动机10，并且在其它示例性实施例中，涡扇发动机10可具有任何其它合适的构型。另外，应当理解，在其它实施例中，本公开的方面可以并入任何其它合适的燃气涡轮发动机中，例如，合适的航空燃气涡轮发动机(例如，涡轴式、涡轮螺桨式、涡轮喷气式等)、陆基燃气涡轮发动机(例如，功率发生燃气涡轮发动机)、航改燃气涡轮发动机(例如，船舶应用)等。
现在参看图2，提供了根据本公开的一个示例性实施例的富燃-淬熄-贫燃(“RQL”)燃烧器组件(“燃烧器组件100”)的近距离剖视图。在某些实施例中，例如，图2的燃烧器组件100可以被定位在图1的示例性涡扇发动机10的燃烧区段26中。然而，备选地，它可以被定位在任何其它合适的燃气涡轮发动机中。例如，在其它实施例中，燃烧器组件100可以并入涡轴发动机、涡轮螺桨发动机、涡轮喷气发动机、用于功率发生的陆基燃气涡轮发动机、航改或船舶燃气涡轮发动机等中的一者或多者。
如图所示，燃烧器组件100大体包括大体上沿着轴向方向A在后端104和前端106之间延伸的内部衬里102以及同样大体上沿着轴向方向A在后端110和前端112之间延伸的外部衬里108。内部衬里102和外部衬里108各自附接到拱顶114或与拱顶114一体地形成。更具体地讲，对于所描绘的实施例，内部衬里102和外部衬里108各自与拱顶114一体地形成，使得内部衬里102、外部衬里108和拱顶114形成一体式燃烧器衬里，该燃烧器衬里连续地从内部衬里102的后端104至内部衬里102的前端106、横跨拱顶114、至外部衬里108的前端112并且延伸至外部衬里108的后端110。虽然在图2中未描绘，但一体式燃烧器衬里可以附加地沿着周向方向C延伸。在某些实施例中，一体式燃烧器衬里可以连续地沿着周向方向C延伸，或者备选地，燃烧器组件100可包括沿着周向方向C布置的多个一体式燃烧器衬里。此外，如下文将更详细地讨论的，内部衬里102和外部衬里108和拱顶114一起至少部分地限定燃烧室116，燃烧室116具有延伸穿过其中的中心线118。
对于所描绘的实施例，内部衬里102、外部衬里108和拱顶114各自由陶瓷基质复合(CMC)材料形成，该材料是具有耐高温能力的非金属材料。用于这样的衬里102、108和拱顶114的示例性的CMC材料可包括碳化硅、硅、二氧化硅或氧化铝基质材料以及它们的组合。陶瓷纤维可以嵌入基质内，例如，氧化稳定的增强纤维，包括如蓝宝石和碳化硅(例如，Textron的SCS-6)的单丝；以及粗纱和纱线，包括碳化硅(例如，Nippon Carbon的
Figure GDA0003057725950000061
Ube Industries的
Figure GDA0003057725950000062
和Dow Corning的
Figure GDA0003057725950000064
)、硅酸铝(例如，Nextel的440和480)；以及短切的腮须和纤维(例如，Nextel的440和
Figure GDA0003057725950000063
)和可选地陶瓷颗粒(例如，Si、Al、Zr、Y以及它们的组合的氧化物)和无机填充剂(例如，叶蜡石、硅灰石、云母、滑石、蓝晶石和蒙脱石)。然而，应当理解，在其它实施例中，内部衬里102、外部衬里108和拱顶114中的一者或多者可以由任何其它合适的材料形成，例如传统的合金。
仍然参看图2，燃烧器组件100还包括封闭内部衬里102、外部衬里108和拱顶114的流动套管120。流动套管120大体包括外部部分122、内部部分124和前部部分126。对于所描绘的实施例，燃烧器组件100安装在燃气涡轮发动机的外部壳体内，并且更具体地讲，流动套管120利用一个或多个安装特征130安装到燃气涡轮发动机的外部燃烧器壳体128。对于所描绘的实施例，所述一个或多个安装特征130附接到流动套管120的外部部分122。另外，虽然未描绘，但燃烧器组件100可包括多个这样的安装特征130，其附接到流动套管120的外部部分122并且沿着周向方向C间隔开。
对于所描绘的示例性流动套管120，外部部分122、前部部分126和内部部分124一体地形成为连续地延伸的一体式流动套管。另外，虽然未描绘，但流动套管120可以附加地沿着周向方向C连续地延伸。然而，在其它实施例中，外部部分122、前部部分126和内部部分124中的一者或多者可以单独地形成并以任何合适的方式附接。另外，在其它实施例中，流动套管120可以由沿着周向方向C间隔开的多个单独的流动套管120形成。
如在图2中另外描绘的，燃烧器组件100被定位在燃气涡轮发动机的扩散器132的下游。扩散器132被定位在燃气涡轮发动机的燃烧区段的后端，以用于将压缩空气134从燃烧区段提供至燃烧器组件100。燃烧器组件100还包括燃料喷嘴135，用于接收压缩空气134的一部分，将压缩空气134的接收部分与燃料混合，并且将这样的燃料空气混合物提供至燃烧室116。如下文将更详细地示出和讨论的，所描绘的燃料喷嘴135被构造为预混合燃料喷嘴，并且燃烧器组件100还包括沿着周向方向C基本上均匀地间隔开的多个燃料喷嘴135(参见例如图5、8)。另外，应当理解，在某些实施例中，燃料可以是天然气(例如甲烷)、LNG、丙烷、稀甲烷、高H2含量燃料、石油馏分(例如，2号馏分燃料)、煤油、重燃料油、船舶柴油燃料、或任何其它合适的燃料。
现在简单地参看图3，提供了根据本公开的一个或多个实施例的预混合燃料喷嘴135的近距离透视剖视图，其可以并入图2的示例性燃烧器组件100中。
图3的燃料喷嘴135大体包括中心体136和大体围绕中心体136的外部套管138。外部套管138包括形成径向旋流器142的一个或多个径向静叶140。内部套管144设置在中心体136和外部套管138之间。内部套管144包括在后端处的波状的护罩146，该套管的至少一部分大体设置在径向旋流器142的上游。一般来讲，波状的护罩146成空气动力学轮廓以促进液体或气体燃料和空气的混合。例如，波状的护罩146包括多个凸瓣148。
此外，径向旋流器142设置在波状的护罩146和燃料喷射口150的径向外侧。燃料喷射口150限定在内部套管144和外部套管138的一部分之间，并且有助于燃料从由燃料喷嘴135限定的燃料回路(未描绘)流出。如图所示，至少一个燃料喷射口150设置在波状的护罩146的上游或前方。
径向旋流器142到波状的护罩146和燃料喷射口150的定位使得通过径向旋流器142进入的压缩空气(例如，来自扩散器132的压缩空气134的一部分(参见图2))会聚并与离开燃料喷射口150的液体或气体燃料混合。波状的护罩146可以有助于将离开燃料喷射口150的燃料定位成使得空气126通过径向旋流器142的会聚可以提供高水平的燃料-空气混合。
在燃料喷嘴135中，波状的护罩146、中心体136的外表面152和内部套管144的内表面154的大体上上游处，包括形成轴向旋流器158的多个轴向定向的静叶156。轴向旋流器158可具有在中心体136的至少一个外表面152和内部套管144的至少一个内表面154之间的任何几何形状，并且不限于任何特定的几何形状，除非另外指明。中心体136或内部套管144都不一定是用于其整个结构的一个直径值。此外，中心体136和后续的周围特征可具有其它径向横截面形状，例如，椭圆形或多边形径向横截面。
要注意的是，外部套管138与中心体136的关系形成基本上沿着中心体136的长度的环形回路160。在图3所示实施例中，环形回路160在第一位置的径向横截面积比在第一位置下游的第二位置大。因此，当其沿着中心轴线162向下游延伸时，环形回路160可能收敛。更具体而言，随着内表面154向下游延伸，外部套管138的内表面154朝中心轴线162不断收敛；同时中心体136的外表面152从中心轴线162不断发散。然而，在其它实施例中，外部套管138的内表面154相对于中心体136的外表面152可具有任何其它合适的形状。
仍然参看图3的示例性燃料喷嘴135，中心体136包括第一中心体回路164、第二中心体回路166和第三中心体回路168，它们通往至少一个回路出口170以排出流体(例如，液体或气体燃料、空气、惰性气体或它们的组合)。第二中心体回路166和第三中心体回路168被定位成与第一中心体回路164大体同轴。在另一个实施例中，第二中心体回路166或第三中心体回路168可以是在中心体内的隧道(即，不是环形腔体)，其从第一中心体回路164径向向外。在通过中心体出口170退出之前，中心体回路164、166、168的任何组合可以朝中心体136的下游端流体连接。在另一个实施例中，任何中心体回路164、166、168或它们的组合可以独立于回路出口170退出，而不存在流体互连。示例性燃料喷嘴135可以被构造用于在每个中心体回路164、166、168内独立的可变流量。本领域技术人员应当显而易见的是，附加的中心体回路(第四、第五…第N)可以以与本文所述第一回路164、第二回路166和第三回路168基本上相似的方式安装和布置。
图3中描绘和本文所述的示例性燃料喷嘴135可以允许燃料喷嘴135在燃烧器组件100操作期间将燃料和空气的基本上均匀的混合物提供至燃烧室116。如本文所用，“基本上均匀的”表示比不均匀更充分地混合，即，具有大于百分之五十(50％)的混合度。例如，在某些实施例中，燃料喷嘴135可以被构造成将具有至少约百分之七十(70％)的混合度的燃料和空气的混合物提供至燃烧室116。更具体而言，在某些实施例中，燃料喷嘴135可以被构造成将具有至少约百分之八十(80％)的混合度的燃料和空气的混合物提供至燃烧室116。应当理解，如本文所用，诸如“约”或“大约”的近似术语是指在百分之十(10％)的误差范围内。
此外，如本文所用，就燃料和空气的混合物而言，术语“混合度”是指一个计算量，该计算量用于确定一种燃料类型在一个表面上如何变化。混合度可以大体上利用下式计算：
Figure GDA0003057725950000091
其中，σf为混合分数的标准偏差，
Figure GDA0003057725950000092
为混合分数的质量加权平均数。每个值均可以按下述方式计算。
混合分数f以原子质量分数来定义，原子质量分数可以表达如下：
Figure GDA0003057725950000093
其中，xi为元素的元素质量分数，xi,ox表示氧化剂，xi,fuel表示在燃料流中的值。
此外，在表面上的混合分数的标准偏差σf利用下式计算：
Figure GDA0003057725950000094
更进一步地，混合分数的质量加权平均数
Figure GDA0003057725950000101
通过将值混合分数与面面积(facetarea)和动量向量的点积的绝对值的乘积的和除以面面积和动量向量的点积的绝对值的和来计算，如下式所示：
Figure GDA0003057725950000102
根据上述方法计算的混合度可以提供在燃料喷嘴的出口处的混合度。
此外，应当理解，在其它示例性实施例中，燃烧器组件100可具有任何其它合适的燃料喷嘴，并且本申请不限于图3中描绘和上文所述的示例性燃料喷嘴135，除非权利要求书如此专门地限制。
现在重新参看图2，如所述，燃烧器组件100被构造为RQL燃烧器组件100(即，提供富燃料燃烧、淬熄空气和随后贫燃料燃烧的燃烧器组件)。为了实现初始的富燃料燃烧，燃料喷嘴135还被构造成将具有至少1.5的当量比的燃料和空气的混合物提供至燃烧室116。更具体而言，对于所描绘的实施例，燃料喷嘴135被构造成为燃烧室116提供具有至少约二(2)的当量比的燃料和空气的混合物。要注意的是，如本文所用，“当量比”是指燃料与空气的比率。
如所描绘的，燃烧室116包括初级燃烧区172和次级燃烧区174。具有至少1.5的当量比的燃料和空气的基本上均匀的混合物在初级燃烧区172中燃烧。然而，给定燃料和空气的这样的混合物的相对高的当量比，发生不完全燃烧(即，低于化学计量燃烧)。为了使燃烧过程彻底，燃烧器组件100被构造成在初级燃烧区172下游引入附加量的空气，从而形成次级燃烧区174。更具体而言，燃烧器组件100的内部衬里102包括定位在前端106和后端104之间的多个淬熄空气喷射器176，并且类似地，燃烧器组件100的外部衬里108包括定位在前端112和后端110之间的多个淬熄空气喷射器176。
应当理解，来自扩散器132的大部分压缩空气134被燃烧器组件100接收以进行燃烧(即，“用于燃烧的压缩空气134A”)，而在至少某些实施例中，来自扩散器132的一部分压缩空气134在下游分流以用于冷却操作(未示出)。为了实现所需的当量比以及提供至燃烧室116的燃料和空气混合物的所需混合度，大部分用于燃烧的压缩空气134A通过内部衬里102和外部衬里108的所述多个淬熄空气喷射器176引入燃烧室116中。更具体而言，在至少某些实施例中，用于燃烧的压缩空气134A中的至少约百分之六十(60％)通过内部衬里102和外部衬里108的淬熄空气喷射器176引入到燃烧室116，并且成为淬熄空气流134B。例如，在某些实施例中，用于燃烧的压缩空气134A中的至少约百分之七十(70％)作为淬熄空气流134B通过内部衬里102和外部衬里108的淬熄空气喷射器176引入到燃烧室116。
通过内部衬里102和外部衬里108的淬熄空气喷射器176引入的淬熄空气流134B可以与来自初级燃烧区172的燃烧气体在次级燃烧区174中混合。通过淬熄空气喷射器176的淬熄空气流134B和来自初级燃烧区172的燃烧气体的混合可以导致在次级燃烧区174内的贫燃料燃烧混合物。例如，燃料和空气的这样的混合物可具有至少约0.75的当量比。更具体而言，在至少某些实施例中，次级燃烧区174可以限定小于约0.65的当量比。
对于图2中描绘的实施例，内部衬里102和外部衬里108的淬熄空气喷射器176各自分别被定位在沿着内部衬里102和外部衬里108的长度的大约半途中(即，在相应的前端106、112和后端104、110之间的约半途处)。要注意的是，所描绘的示例性燃烧室116在初级燃烧区172后方收敛，并且内部衬里102和外部衬里108的淬熄空气喷射器176被定位在收敛处。更具体而言，所描绘的示例性燃烧器组件100在外部衬里108和内部衬里102的所述多个淬熄空气喷射器176前方的位置处限定在外部衬里108和内部衬里102之间的燃烧室116内的前高度178。另外，燃烧器组件100在外部衬里108和内部衬里102的所述多个淬熄空气喷射器176后方的位置处限定在外部衬里108和内部衬里102之间的燃烧室116内的后高度180。前高度178与后高度180的比率为至少约1.75:1。例如，在某些实施例中，前高度178与后高度180的比率可以为至少约2:1。
如本文所用，前高度178被限定在垂直于燃烧室116的中心线118延伸的方向上且与燃气涡轮发动机的纵向轴线(例如，图1的轴线12)相交。类似地，后高度180被限定在垂直于燃烧室116的中心线118延伸的方向上且与燃气涡轮发动机的纵向轴线相交。此外，前高度178和后高度180均是指在相应的方向上的最大高度，并且更具体地讲，对于所描绘的实施例，分别是指内部衬里102和外部衬里108的淬熄空气喷射器176的紧邻的前方和紧邻的后方的高度。
简而言之，还应当理解，对于所描绘的实施例，内部衬里102和外部衬里108的所述多个淬熄空气喷射器176各自被定位在沿着燃烧室116的中心线118的大约相同的位置处，即，使得它们对齐。然而，在其它实施例中，内部衬里102的淬熄空气喷射器176可以与外部衬里108的淬熄空气喷射器176沿着中心线118错开。例如，在某些实施例中，内部衬里102的淬熄空气喷射器176可以被定位在外部衬里108的淬熄空气喷射器176前方，或者备选地，内部衬里102的淬熄空气喷射器176可以被定位在外部衬里108的淬熄空气喷射器176后方。
现在还将对图4和5进行参考。图4提供了图2的示例性燃烧器组件100的一区段的近距离剖视图，图5提供了图2的示例性燃烧器组件100的一区段的透视图，其中流动套管120为清楚起见而被移除。
如此前所讨论的，由燃料喷嘴135提供至燃烧室116的初级燃烧区172的燃料和空气的混合物限定相对高的当量比。为了维持所需的当量比，燃烧器组件100被构造成使得基本上没有冷却空气进入内部衬里102和外部衬里108的淬熄空气喷射器176前方的燃烧室116。更具体地讲，对于所描绘的实施例，内部衬里102限定在淬熄空气喷射器176和拱顶114之间延伸的前区段184，并且外部衬里108类似地限定在淬熄空气喷射器176和拱顶114之间延伸的前区段182。对于所描绘的实施例，内部衬里102的前区段184、外部衬里108的前区段182和拱顶114各自被构造成防止冷却空气流进入燃烧室116，并且还被构造成基本上通过冲击冷却或对流冷却中的一者或两者冷却。更具体地讲，对于所描绘的实施例，内部衬里102的前区段184、外部衬里108的前区段182和拱顶114中的每一个不具有任何冷却孔，并且被构造成通过冲击空气向相应的部件的外表面186上的流动来冷却。
此外，对于所描绘的实施例，用于冷却外部衬里108的前区段182、内部衬里102的前区段184和拱顶114的冲击空气通过由流动套管120限定的冲击冷却孔188提供。穿过流动套管120的冲击冷却孔188均定位在内部衬里102和外部衬里108的淬熄空气喷射器176前方。在操作期间，未通过燃料喷嘴135提供至燃烧室116的用于燃烧的压缩空气134A的一部分流过由流动套管120限定的冲击冷却孔188，通过室190(限定在流动套管120和外部衬里108、拱顶114和内部衬里102之间)直接流到外部衬里108的前区段182、内部衬里102的前区段184和拱顶114的外表面186上以用于冷却这样的部件。要注意的是，虽然这样的冷却方法可能不提供通过包括穿过内部衬里102和外部衬里108和/或拱顶114的冷却孔(如上文所讨论的)可实现的冷却水平，但内部衬里102和外部衬里108和拱顶114可以由CMC材料形成。另外，由于燃烧器组件100被构造用于在初级燃烧区中的不完全燃烧，靠近内部衬里102和外部衬里108的前区段184、182的燃烧室116内的温度可能降低。因此，就这样的实施例而言，部件可能能够经受在不包括冷却孔的情况下操作所需的温度。
此外，仍然参看图4和5，对于所描绘的实施例，外部衬里108的淬熄空气喷射器176和内部衬里102的淬熄空气喷射器176各自被构造成两级构型。更具体地讲，首先参看外部衬里108的淬熄空气喷射器176，淬熄空气喷射器176包括多个初级空气喷射器192和多个次级空气喷射器194。所述多个初级空气喷射器192各自沿着轴向方向A和沿着中心线118与所述多个次级空气喷射器194间隔开。
此外，对于所描绘的实施例，所述多个初级空气喷射器192各自被构造为相对大的空气喷射器，而所述多个次级空气喷射器194各自被构造为相对小的空气喷射器。例如，所述多个初级空气喷射器192中的每一个限定横截面积196(参见图4中的近距离剖视图)，并且所述多个次级空气喷射器194中的每一个还限定横截面积198(参见图5中的近距离剖视图)。对于所描绘的实施例，初级空气喷射器192的横截面积196大于次级喷射器的横截面积198。例如，在至少某些实施例中，初级空气喷射器192的横截面积196与次级空气喷射器194的横截面积198的比率可以为至少约1.75:1，例如，至少约2:1或至少约2.25:1。应当理解，对于其中初级空气喷射器192和/或次级空气喷射器194的横截面变化(例如，沿着周向方向C(参见例如图9))的实施例，横截面积196和横截面积198是指平均横截面积。
除了尺寸不同之外，所描绘的示例性燃烧器组件100包括相比初级空气喷射器192更多数量的次级空气喷射器194。更具体地讲，对于所描绘的实施例，燃烧器组件100限定至少约1.5:1的次级空气喷射器194的数量与初级空气喷射器192的数量的比率。例如，在某些实施例中，燃烧器组件100可以限定至少约1.75:1、至少约2:1或至少约2.25:1的次级空气喷射器194的数量与初级空气喷射器192的数量的比率。
此外，至少对于所描绘的实施例，初级空气喷射器192的数量与燃料喷嘴135的数量相关。例如，在所描绘的实施例中，燃烧器组件100限定至少约1.5:1的初级空气喷射器192的数量与燃料喷嘴135的数量的比率。更具体地讲，在某些实施例中，燃烧器组件100可以限定至少约1.75:1、至少约2:1或至少约2.25:1的初级空气喷射器192的数量与燃料喷嘴135的数量的比率。
更进一步地，如上文简单提及的，内部衬里102和外部衬里108的淬熄空气喷射器176被定位在沿着内部衬里102和外部衬里108的长度的约半途处的燃烧室116的收敛处。对于所描绘的实施例，所述多个初级空气喷射器192被定位在收敛处的前端，并且所述多个次级空气喷射器194被定位在收敛处的后端。另外，初级空气喷射器192和次级空气喷射器194可以沿着中心线118间隔开小于内部衬里102或外部衬里108的总长度的约百分之十(10％)的距离(即，沿着中心线118从一个开口的边缘至另一个开口的边缘的距离)。此外，如在图4中可以最清楚地看到的，所述多个初级空气喷射器192定向成基本上垂直于燃烧室116的中心线118(即，每个初级空气喷射器192的纵向中心线200基本上垂直于燃烧室116的局部中心线118)。相比之下，对于该实施例，所述多个次级空气喷射器194定向成相对于燃烧室116的中心线118倾斜(即，所述多个次级空气喷射器194中的每一个的纵向中心线202限定相对于燃烧室116的局部中心线118的角度)。例如，所述多个次级空气喷射器194中的每一个的中心线118可以限定小于约七十五(75)度的相对于燃烧室116的局部中心线118的角度，例如，小于约六十(60)度。然而，应当理解，在其它示例性实施例中，所述多个初级空气喷射器也可以定向成倾斜于燃烧室116的中心线118，并且进一步地，在某些实施例中，所述多个次级空气喷射器194可以定向成垂直于燃烧室116的中心线118。
要注意的是，在淬熄空气喷射器176后方，所描绘的示例性内部衬里102和外部衬里108各自包括多个膜冷却孔206。膜冷却孔206有助于冷却内部衬里102和外部衬里108的内表面(即，邻近燃烧室116的表面)。应当理解，膜冷却孔206可以是次级空气喷射器194的尺寸的至少约1/10。
现在简单地参看图6，该图提供了图4中描绘的示例性初级空气喷射器192的近距离剖视图，外部衬里108包括紧邻所述多个初级空气喷射器192的每一个的前方的入口过渡部。当用于燃烧的压缩空气134A流过外部衬里108并进入初级空气喷射器192时，入口过渡部可以减小用于燃烧的压缩空气134A与外部衬里108的间距的量。对于所描绘的实施例，入口过渡部限定至少约0.65英寸的曲率半径。例如，在某些实施例中，入口过渡部可以限定至少约0.75英寸的曲率半径。如本文所用，术语“曲率半径”是指在给定点处接触曲线并且在该点处具有相同的切线和曲率的圆的半径。
此外，现在简单地参看图7，该图提供了图4中描绘的外部衬里108的初级空气喷射器192的外部视图，示例性初级空气喷射器192限定具有大体上椭圆形形状的入口210。对于所描绘的实施例，入口的椭圆形形状包括至少约0.25英寸的小曲率半径212和至少约0.4英寸的大曲率半径214。然而，在其它实施例中，入口210的椭圆形形状也可以限定任何其它合适的大曲率半径214和/或小曲率半径212。例如，在其它实施例中，入口210的椭圆形形状可以限定至少约0.3英寸的小曲率半径212和至少约0.5英寸的大曲率半径214。另外，应当理解，在其它实施例中，初级空气喷射器192的入口可具有任何其它合适的形状，并且类似地，初级空气喷射器192的横截面可具有任何其它合适的形状。例如，虽然对于所描绘的实施例来说初级空气喷射器192的横截面为基本上椭圆的，但在其它实施例中它们可以是基本上圆形的、正方形的、三角形的、多边形的等。
相比之下，现在重新参看图5，对于所描绘的实施例，所述多个次级空气喷射器194中的每一个被构造为沿着横向方向216伸长的细长狭槽。此外，对于所描绘的实施例，细长狭槽限定相对于轴向方向A且相对于燃烧室116的中心线118的倾斜角度218(参见特别地图5中的细长狭槽的近距离视图)。例如，细长狭槽(即，横向方向216)可以限定相对于轴向方向A和中心线118至少约三十度(30°)的角度218，例如，相对于轴向方向A和中心线118至少约四十五度(45°)。然而，在其它实施例中，细长狭槽的横向方向216可以限定与轴向方向A和中心线118的任何其它合适的角度218。另外，在另一些实施例中，应当理解，次级空气喷射器194也可以是圆形形状、椭圆形形状的，或具有任何其它合适的形状。
如所述，在某些实施例中，用于燃烧的压缩空气134A中的至少约百分之六十(60％)作为淬熄空气流134B通过淬熄空气喷射器176引入到燃烧室116。包括根据本公开的所述多个初级空气喷射器192和所述多个次级空气喷射器194可以允许淬熄空气流134B在所述多个初级空气喷射器192和所述多个次级空气喷射器194之间基本上均匀地分布。例如，在某些实施例中，燃烧器组件100可以被构造成通过所述多个初级空气喷射器192提供在约百分之四十(40％)和约百分之六十(60％)之间的淬熄空气流134B并且通过所述多个次级空气喷射器194提供在约百分之四十(40％)和约百分之六十(60％)之间的淬熄空气流134B。更具体而言，在某些实施例中，燃烧器组件100可以被构造成通过所述多个初级空气喷射器192提供约百分之五十五(55％)的淬熄空气流134B，并且通过所述多个次级空气喷射器194提供约百分之四十五(45％)的淬熄空气流134B。
以这样的方式构造的所述多个淬熄空气喷射器176可以允许淬熄空气流134B横跨次级燃烧区174的整个高度到达来自初级燃烧区172的燃烧气体。更具体地讲，利用这样的构型，初级空气喷射器192可以被构造成提供淬熄空气流134B的深度渗透，而次级空气喷射器194可以被构造成提供淬熄空气流134B的相对较浅的渗透。
应当理解，虽然上文参照图4至6进行的描述涉及外部衬里108和外部衬里108的淬熄空气喷射器176，但在某些实施例中，内部衬里102的淬熄空气喷射器176可以以基本上相同的方式构造。
现在将对图8进行参考。图8提供了从后端向前看的沿着图4中描绘的燃烧室116的中心线118的视图。更具体地讲，图8提供了外部衬里108连同初级空气喷射器192和次级空气喷射器194、燃烧室116、以及所述多个燃料喷嘴135中的两个的后端的视图。如所描绘的，并且如在其它附图中可以看到的，所述多个初级空气喷射器192各自沿着周向方向C间隔开，并且类似地，所述多个次级空气喷射器194也沿着周向方向C间隔开。特别地，对于所描绘的实施例，所述多个初级空气喷射器192和所述多个次级空气喷射器194中的每一个沿着周向方向C基本上均匀地间隔开。如在图8中还可以看到的，所述多个初级空气喷射器192中的每一个是基本上相同的尺寸的(即，每个限定基本上相同的横截面积)，并且进一步地，所述多个次级空气喷射器194中的每一个也是基本上相同尺寸的(即，每个限定基本上相同的横截面积)。
然而，应当理解，在本公开的其它示例性实施例中，所述多个初级空气喷射器192或所述多个次级空气喷射器194中的一者或两者可以限定沿着周向方向C可变的间距和/或可变的尺寸。例如，现在参看图9，提供了根据本公开的另一个示例性实施例的从后端向前看的沿着燃烧器组件100的燃烧室116的中心线118的视图。
对于图9的实施例，所述多个初级空气喷射器192或多个次级空气喷射器194中的至少一个沿着周向方向C不均匀地间隔开。更具体地讲，对于图9的实施例，所述多个次级空气喷射器194沿着周向方向C不均匀地间隔开。对于所描绘的实施例，所述多个次级空气喷射器194沿着周向方向C的不均匀的间距与所述多个燃料喷嘴135的位置相关。具体而言，对于所描绘的实施例，所述多个次级空气喷射器194沿着周向方向C不均匀地间隔开，使得它们在紧邻相应的燃料喷嘴135下游处更靠近地间隔开。
此外，对于所描绘的实施例，所述多个初级空气喷射器192或多个次级空气喷射器194中的至少一个包括沿着周向方向C可变的尺寸，该尺寸对于所描绘的实施例也与所述多个燃料喷嘴135的位置相关。具体而言，对于所描绘的实施例，所述多个初级空气喷射器192包括沿着周向方向C可变的尺寸，使得位于紧邻相应的燃料喷嘴135下游处的初级空气喷射器192相比位于不紧邻相应的燃料喷嘴135下游处的初级空气喷射器192更大(即，限定更大的横截面积)。
然而，应当理解，在其它示例性实施例中，燃烧器组件100可具有任何其它合适的构型，并且以上描述并不意味着进行限制，除非权利要求书具体地提供这样的限制。
根据本公开的一个或多个实施例的燃烧器组件100可以实现具有减少的排放的更高效的燃烧器组件100。更具体地讲，根据本公开的一个或多个实施例的燃烧器组件100可以实现减少的NOx排放。例如，通过包括具有相对高的当量比的初级燃烧区172且在紧邻下游处包括具有相对低的当量比的次级燃烧区174(通过缺少前冷却孔和/或预混合喷嘴的两级淬熄空气喷射器176而提供便利)，可以使可以生成最大量的NOx的相对高的燃烧温度最小化。
此外，包括两级淬熄空气喷射器176可以允许多个初级空气喷射器192实现淬熄空气流向燃烧室116内相对深的渗透，同时所述多个次级空气喷射器194可以有助于淬熄空气流向燃烧室116内相对浅的渗透，使得可以实现淬熄空气流向次级燃烧区174的更均匀的提供。
现在参看图10，提供了用于操作燃气涡轮发动机的燃烧器组件的示例性方法(300)的流程图。在某些示例性方面中，方法(300)可以操作上文参照图2至8描述的示例性燃烧器组件中的一者或多者。因此，示例性燃烧器组件可包括附接到拱顶或与拱顶一体地形成的衬里，其中衬里包括多个淬熄空气喷射器，并且拱顶包括附接到其的燃料喷嘴。
示例性方法(300)包括在(302)中通过燃料喷嘴向燃烧室提供具有至少约1.5的当量比的燃料和空气的基本上均匀的混合物，燃烧室至少部分地由拱顶和衬里限定。在(302)中提供燃料和空气的基本上均匀的混合物可包括向燃烧室提供具有至少约百分之七十(70％)(例如至少约百分之八十(80％))的混合度的燃料和空气的混合物。
另外，示例性方法(300)包括在(304)中通过在燃料喷嘴下游的位置处的衬里的所述多个淬熄空气喷射器为燃烧室提供淬熄空气流。对于所描绘的示例性方面，示例性方法可利用燃烧器组件操作，其中，衬里为外部衬里，并且其中，燃烧器组件还包括内部衬里。外部衬里和内部衬里各自包括定位在衬里的相应的前端和后端之间的多个淬熄空气喷射器，其中每组淬熄空气喷射器包括沿着轴向方向且沿着燃烧室的中心线与多个次级空气喷射器间隔开的多个初级空气喷射器。因此，对于所描绘的示例性方面，在(304)中为燃烧室提供淬熄空气流包括在(306)中通过所述多个初级空气喷射器提供在约百分之四十(40％)和约百分之六十(60％)之间的淬熄空气流和在(308)中通过所述多个次级空气喷射器提供在约百分之四十(40％)和约百分之六十(60％)之间的淬熄空气流。
根据本文所述示例性方法操作的燃烧器组件可以允许燃烧器组件以减少的排放更高效地操作。
本书面描述用示例来公开包括最佳模式的本发明，并且还使本领域技术人员能实施本发明，包括制造和使用任何设备或系统以及执行任何包括在内的方法。本发明的可专利范围由权利要求所限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这种其它示例具有与所附权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与所附权利要求的字面语言无实质差别的等同结构元件，则这种其它示例意图在所附权利要求的范围内。

Claims (14)

1.一种用于限定轴向方向和周向方向的燃气涡轮发动机的富燃-淬熄-贫燃燃烧器组件，所述燃烧器组件包括：
燃料喷嘴；
拱顶，所述燃料喷嘴附接到所述拱顶；以及
衬里，其附接到所述拱顶或与所述拱顶一体地形成，所述衬里和所述拱顶一起至少部分地限定燃烧室，所述衬里在前端和后端之间延伸，所述衬里包括邻近所述前端设置的环形前区段、邻近所述后端设置的环形后区段、以及将所述环形前区段和所述环形后区段互连的环形会聚段，所述环形会聚段相对于所述环形前区段和所述环形后区段呈一倾斜角度设置，所述衬里包括定位在所述前端和所述后端之间的多个淬熄空气喷射器并且限定从所述淬熄空气喷射器延伸至所述拱顶的前区段，所述拱顶和所述衬里的所述前区段均不具有冷却孔并且被构造成防止冷却空气进入所述燃烧室；并且
其中，所述淬熄空气喷射器包括多个初级空气喷射器和多个次级空气喷射器，其中，所述多个初级空气喷射器被定位在所述会聚段的前端并且定向成基本上垂直于所述轴向方向，并且所述多个次级空气喷射器被定位在所述会聚段的后端并且定向成相对于所述轴向方向倾斜，使得空气相对于流经所述燃烧室的气流沿上游方向注入；以及
流动套管，其围绕所述衬里和所述拱顶延伸，所述流动套管限定多个冲击冷却孔，其尺寸和方向设计成将空气流直接导向至所述衬里的所述前区段和所述拱顶的外表面上。
2.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其中，所述拱顶和所述衬里各自由陶瓷基质复合材料形成。
3.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其中，所述拱顶和所述衬里由陶瓷基质复合材料一体地形成。
4.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其中，所述多个淬熄空气喷射器被构造成将淬熄空气流引入到所述燃烧室，并且其中，所述淬熄空气流在到达所述淬熄空气喷射器之前通过所述流动套管的所述多个冲击冷却孔提供到所述衬里的所述前区段和所述拱顶的所述外表面上。
5.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其中，所述衬里为外部衬里，其中，所述燃烧器组件还包括：
内部衬里，其附接到所述拱顶或与所述拱顶一体地形成，所述内部衬里至少部分地限定所述燃烧室，所述内部衬里在前端和后端之间延伸，所述内部衬里包括定位在所述前端和所述后端之间的多个淬熄空气喷射器，其中，所述燃烧器组件被构造成接收用于燃烧的压缩空气，其中，所述用于燃烧的压缩空气的至少百分之六十(60%)作为淬熄空气流通过所述内部衬里和所述外部衬里的所述淬熄空气喷射器被引入到所述燃烧室中。
6.根据权利要求5所述的燃烧器组件，其中，所述淬熄空气流在到达所述淬熄空气喷射器之前被导向到所述内部衬里和所述外部衬里的所述前区段和所述拱顶的外表面上。
7.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其中，所述多个初级空气喷射器各自与所述多个次级空气喷射器沿着轴向方向间隔开。
8.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其中，所述燃料喷嘴被构造为预混燃料喷嘴，以用于将燃料和空气的基本上均匀的混合物提供至所述燃烧室，并且其中，燃料和空气的所述混合物具有至少1.5的当量比。
9.根据权利要求8所述的燃烧器组件，其中，所述燃料喷嘴被构造成将具有至少百分之七十(70%)的混合度的燃料和空气的混合物提供至所述燃烧室。
10.根据权利要求8所述的燃烧器组件，其中，所述燃料喷嘴被构造成为所述燃烧室提供具有至少2的当量比的燃料和空气的混合物。
11.一种限定轴向方向和周向方向的燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括：
压缩机区段和涡轮区段，其以串流顺序布置；以及
富燃-淬熄-贫燃燃烧器组件，其被定位在所述压缩机区段和所述涡轮区段之间，所述燃烧器组件包括：
燃料喷嘴；
拱顶，所述燃料喷嘴附接到所述拱顶；以及
衬里，其附接到所述拱顶或与所述拱顶一体地形成，所述衬里和所述拱顶一起至少部分地限定燃烧室，所述衬里在前端和后端之间延伸，所述衬里包括邻近所述前端设置的环形前区段、邻近所述后端设置且平行于所述环形前区段延伸的环形后区段、以及将所述环形前区段和所述环形后区段互连的环形会聚段，所述环形会聚段相对于所述环形前区段和所述环形后区段呈一倾斜角度设置，所述衬里包括定位在所述前端和所述后端之间的多个淬熄空气喷射器并且限定从所述淬熄空气喷射器延伸至所述拱顶的前区段，所述拱顶和所述衬里的所述前区段均不具有冷却孔并且被构造成防止冷却空气进入所述燃烧室；并且
其中，所述淬熄空气喷射器包括多个初级空气喷射器和多个次级空气喷射器，其中，所述多个初级空气喷射器被定位在所述会聚段的前端并且定向成基本上垂直于所述轴向方向，并且所述多个次级空气喷射器被定位在所述会聚段的后端并且定向成相对于所述轴向方向倾斜，使得空气相对于流经所述燃烧室的气流沿上游方向注入；以及
流动套管，其围绕所述衬里和所述拱顶延伸，所述流动套管限定多个冲击冷却孔，其尺寸和方向设计成将空气流直接导向至所述衬里的所述前区段和所述拱顶的外表面上。
12.根据权利要求11所述的燃气涡轮发动机，其中，所述拱顶和所述衬里各自由陶瓷基质复合材料形成。
13.根据权利要求11所述的燃气涡轮发动机，其中，所述拱顶和所述衬里由陶瓷基质复合材料一体地形成。
14.根据权利要求11所述的燃气涡轮发动机，其中，所述多个淬熄空气喷射器被构造成将淬熄空气流引入到所述燃烧室，并且其中，所述淬熄空气流在到达所述淬熄空气喷射器之前通过所述流动套管的所述多个冲击冷却孔提供到所述衬里的所述前区段和所述拱顶的所述外表面上。
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Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11181269B2 (en) 2018-11-15 2021-11-23 General Electric Company Involute trapped vortex combustor assembly
US11543127B2 (en) * 2020-02-14 2023-01-03 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine dilution chute geometry
US11592177B2 (en) * 2021-04-16 2023-02-28 General Electric Company Purging configuration for combustor mixing assembly
US11859819B2 (en) 2021-10-15 2024-01-02 General Electric Company Ceramic composite combustor dome and liners

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0780638A2 (de) * 1995-12-20 1997-06-25 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàœNchen Gmbh Brennkammer für Gasturbinentriebwerke
US6098397A (en) * 1998-06-08 2000-08-08 Caterpillar Inc. Combustor for a low-emissions gas turbine engine
US6351949B1 (en) * 1999-09-03 2002-03-05 Allison Advanced Development Company Interchangeable combustor chute
CN101397937A (zh) * 2007-09-28 2009-04-01 通用电气公司 低排放涡轮系统和方法
CN103850796A (zh) * 2012-11-30 2014-06-11 通用电气公司 燃气涡轮发动机系统及其相关方法

Family Cites Families (68)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US780638A (en) * 1903-12-12 1905-01-24 Andrew Church Fence-post.
US4543781A (en) 1981-06-17 1985-10-01 Rice Ivan G Annular combustor for gas turbine
US4787208A (en) 1982-03-08 1988-11-29 Westinghouse Electric Corp. Low-nox, rich-lean combustor
EP0153842B1 (en) 1984-02-29 1988-07-27 LUCAS INDUSTRIES public limited company Combustion equipment
US4700544A (en) 1985-01-07 1987-10-20 United Technologies Corporation Combustors
US5207064A (en) 1990-11-21 1993-05-04 General Electric Company Staged, mixed combustor assembly having low emissions
US5289686A (en) 1992-11-12 1994-03-01 General Motors Corporation Low nox gas turbine combustor liner with elliptical apertures for air swirling
US5511375A (en) 1994-09-12 1996-04-30 General Electric Company Dual fuel mixer for gas turbine combustor
US5622054A (en) 1995-12-22 1997-04-22 General Electric Company Low NOx lobed mixer fuel injector
US5996351A (en) 1997-07-07 1999-12-07 General Electric Company Rapid-quench axially staged combustor
US6240731B1 (en) * 1997-12-31 2001-06-05 United Technologies Corporation Low NOx combustor for gas turbine engine
US6286298B1 (en) 1998-12-18 2001-09-11 General Electric Company Apparatus and method for rich-quench-lean (RQL) concept in a gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity
US6101814A (en) 1999-04-15 2000-08-15 United Technologies Corporation Low emissions can combustor with dilution hole arrangement for a turbine engine
JP3860952B2 (ja) 2000-05-19 2006-12-20 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
US6415594B1 (en) 2000-05-31 2002-07-09 General Electric Company Methods and apparatus for reducing gas turbine engine emissions
US6966186B2 (en) 2002-05-01 2005-11-22 Siemens Westinghouse Power Corporation Non-catalytic combustor for reducing NOx emissions
DE50311562D1 (de) 2003-11-17 2009-07-09 Peter Kwasny Gmbh Sprühkopf sowie Sprühdose mit einem solchen Sprühkopf
US7194382B2 (en) 2004-02-06 2007-03-20 Georgia Tech Research Corporation Systems and methods for detection of combustor stability margin
FR2875854B1 (fr) 2004-09-29 2009-04-24 Snecma Propulsion Solide Sa Melangeur pour tuyere a flux separes
US20060130486A1 (en) 2004-12-17 2006-06-22 Danis Allen M Method and apparatus for assembling gas turbine engine combustors
US7954325B2 (en) * 2005-12-06 2011-06-07 United Technologies Corporation Gas turbine combustor
FR2899315B1 (fr) * 2006-03-30 2012-09-28 Snecma Configuration d'ouvertures de dilution dans une paroi de chambre de combustion de turbomachine
EP1867925A1 (en) 2006-06-12 2007-12-19 Siemens Aktiengesellschaft Burner
US8701416B2 (en) 2006-06-26 2014-04-22 Joseph Michael Teets Radially staged RQL combustor with tangential fuel-air premixers
US7895841B2 (en) 2006-07-14 2011-03-01 General Electric Company Method and apparatus to facilitate reducing NOx emissions in turbine engines
DE102006042124B4 (de) 2006-09-07 2010-04-22 Man Turbo Ag Gasturbinenbrennkammer
US7926284B2 (en) 2006-11-30 2011-04-19 Honeywell International Inc. Quench jet arrangement for annular rich-quench-lean gas turbine combustors
US7886517B2 (en) * 2007-05-09 2011-02-15 Siemens Energy, Inc. Impingement jets coupled to cooling channels for transition cooling
US7984615B2 (en) 2007-06-27 2011-07-26 Honeywell International Inc. Combustors for use in turbine engine assemblies
US20090142548A1 (en) 2007-10-18 2009-06-04 David Bruce Patterson Air cooled gas turbine components and methods of manufacturing and repairing the same
US8127554B2 (en) * 2007-11-29 2012-03-06 Honeywell International Inc. Quench jet arrangement for annular rich-quench-lean gas turbine combustors
JP5173393B2 (ja) 2007-12-21 2013-04-03 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
US8528337B2 (en) 2008-01-22 2013-09-10 General Electric Company Lobe nozzles for fuel and air injection
EP2110601A1 (en) 2008-04-15 2009-10-21 Siemens Aktiengesellschaft Burner
EP2196734A1 (de) 2008-12-12 2010-06-16 Siemens Aktiengesellschaft Brennstofflanze für einen Brenner
US8171740B2 (en) 2009-02-27 2012-05-08 Honeywell International Inc. Annular rich-quench-lean gas turbine combustors with plunged holes
US8745989B2 (en) * 2009-04-09 2014-06-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Reverse flow ceramic matrix composite combustor
US8161751B2 (en) 2009-04-30 2012-04-24 General Electric Company High volume fuel nozzles for a turbine engine
US8910481B2 (en) 2009-05-15 2014-12-16 United Technologies Corporation Advanced quench pattern combustor
US8739546B2 (en) 2009-08-31 2014-06-03 United Technologies Corporation Gas turbine combustor with quench wake control
US8966877B2 (en) 2010-01-29 2015-03-03 United Technologies Corporation Gas turbine combustor with variable airflow
US8646277B2 (en) 2010-02-19 2014-02-11 General Electric Company Combustor liner for a turbine engine with venturi and air deflector
EP2362148A1 (en) 2010-02-23 2011-08-31 Siemens Aktiengesellschaft Fuel injector and swirler assembly with lobed mixer
US9010123B2 (en) 2010-07-26 2015-04-21 Honeywell International Inc. Combustors with quench inserts
US9435537B2 (en) 2010-11-30 2016-09-06 General Electric Company System and method for premixer wake and vortex filling for enhanced flame-holding resistance
US8973368B2 (en) 2011-01-26 2015-03-10 United Technologies Corporation Mixer assembly for a gas turbine engine
RU2550370C2 (ru) 2011-05-11 2015-05-10 Альстом Текнолоджи Лтд Центробежная форсунка с выступающими частями
EP2522912B1 (en) 2011-05-11 2019-03-27 Ansaldo Energia Switzerland AG Flow straightener and mixer
US9062884B2 (en) 2011-05-26 2015-06-23 Honeywell International Inc. Combustors with quench inserts
US9080770B2 (en) 2011-06-06 2015-07-14 Honeywell International Inc. Reverse-flow annular combustor for reduced emissions
US9322554B2 (en) 2011-07-29 2016-04-26 United Technologies Corporation Temperature mixing enhancement with locally co-swirling quench jet pattern for gas turbine engine combustor
US9297534B2 (en) * 2011-07-29 2016-03-29 General Electric Company Combustor portion for a turbomachine and method of operating a turbomachine
US9127844B2 (en) 2011-08-02 2015-09-08 General Electric Company Fuel nozzle
FR2982008B1 (fr) * 2011-10-26 2013-12-13 Snecma Paroi annulaire de chambre de combustion a refroidissement ameliore au niveau des trous primaires et de dilution
US9243801B2 (en) 2012-06-07 2016-01-26 United Technologies Corporation Combustor liner with improved film cooling
US9664390B2 (en) 2012-07-09 2017-05-30 Ansaldo Energia Switzerland AG Burner arrangement including an air supply with two flow passages
US9175857B2 (en) 2012-07-23 2015-11-03 General Electric Company Combustor cap assembly
US9400110B2 (en) 2012-10-19 2016-07-26 Honeywell International Inc. Reverse-flow annular combustor for reduced emissions
US9310082B2 (en) 2013-02-26 2016-04-12 General Electric Company Rich burn, quick mix, lean burn combustor
WO2015023339A2 (en) * 2013-05-23 2015-02-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine combustor liner panel
US9482433B2 (en) 2013-11-11 2016-11-01 Woodward, Inc. Multi-swirler fuel/air mixer with centralized fuel injection
GB201403404D0 (en) * 2014-02-27 2014-04-16 Rolls Royce Plc A combustion chamber wall and a method of manufacturing a combustion chamber wall
EP2966350B1 (en) 2014-07-10 2018-06-13 Ansaldo Energia Switzerland AG Axial swirler
US10094564B2 (en) 2015-04-17 2018-10-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor dilution hole cooling system
DE102016201452A1 (de) * 2016-02-01 2017-08-03 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammer mit Wandkonturierung
US10317085B2 (en) * 2016-02-25 2019-06-11 General Electric Company Combustor assembly
US10197279B2 (en) 2016-06-22 2019-02-05 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
US11022313B2 (en) 2016-06-22 2021-06-01 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0780638A2 (de) * 1995-12-20 1997-06-25 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàœNchen Gmbh Brennkammer für Gasturbinentriebwerke
US6098397A (en) * 1998-06-08 2000-08-08 Caterpillar Inc. Combustor for a low-emissions gas turbine engine
US6351949B1 (en) * 1999-09-03 2002-03-05 Allison Advanced Development Company Interchangeable combustor chute
CN101397937A (zh) * 2007-09-28 2009-04-01 通用电气公司 低排放涡轮系统和方法
CN103850796A (zh) * 2012-11-30 2014-06-11 通用电气公司 燃气涡轮发动机系统及其相关方法

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