CN109708146B - 蜗壳驻涡燃烧器组件 - Google Patents

蜗壳驻涡燃烧器组件 Download PDF

Info

Publication number
CN109708146B
CN109708146B CN201811241275.9A CN201811241275A CN109708146B CN 109708146 B CN109708146 B CN 109708146B CN 201811241275 A CN201811241275 A CN 201811241275A CN 109708146 B CN109708146 B CN 109708146B
Authority
CN
China
Prior art keywords
wall
volute
partially
combustor
extends
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.)
Active
Application number
CN201811241275.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109708146A (zh
Inventor
G·A·博德曼
P·奈克
C·S·库珀
J·泽利纳
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.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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 General Electric Co filed Critical General Electric Co
Priority to CN202111083887.1A priority Critical patent/CN113790463B/zh
Publication of CN109708146A publication Critical patent/CN109708146A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109708146B publication Critical patent/CN109708146B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • 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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
    • 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
    • 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
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/425—Combustion chambers comprising a tangential or helicoidal arrangement of the flame tubes
    • 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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/58—Cyclone or vortex type combustion chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • 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
    • F23R2900/00015—Trapped vortex combustion chambers
    • 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
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • 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
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Gas Burners (AREA)

Abstract

大体上提供了一种燃烧器组件。燃烧器组件包括环形地围绕燃烧器中心线延伸的蜗壳壁。蜗壳壁至少部分地围绕燃烧器中心线从周向参考线作为螺旋曲线延伸。蜗壳壁在其内限定了燃烧室。环形内壁至少部分地沿纵向从蜗壳壁延伸。环形外壁至少部分地沿纵向从蜗壳壁延伸。内壁和外壁分别沿径向与燃烧器中心线分开。主流动通路限定在内壁与外壁之间来与燃烧室流体连通。

Description

蜗壳驻涡燃烧器组件
技术领域
本主题大体上涉及燃烧组件。更具体而言，本主题涉及驻涡燃烧器组件(trappedvortex combustor assemblies)。
背景技术
燃气涡轮发动机大体上包括燃烧区段，压缩空气在燃烧区段中与燃料混合并点燃来生成高压高温燃烧气体，该气体然后向下游流动并膨胀，以驱动联接到压缩机区段、风扇区段和/或负载装置上的涡轮区段。常规燃烧区段燃烧各种热值的多种燃料是有挑战的。常规燃烧区段减少排放(如，氮氧化物、未燃烃和烟)同时还穿过较宽范围的燃料/空气比、空气流速和入口压力保持或改善燃烧稳定性也是有挑战的。更进一步，常规燃烧区段实现这些标准中的任何或所有，同时保持或减小纵向和/或径向尺寸和/或零件数量是有挑战的。
因此，存在的需要在于一种穿过较宽范围的燃料/空气比、空气流速和入口压力改善排放输出和改善燃烧稳定性同时还减小燃烧区段尺寸的燃烧区段。
发明内容
本发明的各方面和优势将部分地在以下描述中阐述，或可从所述描述显而易见，或可通过本发明的而得知。
大体上提供了一种燃烧器组件。燃烧器组件包括环形地围绕燃烧器中心线延伸的蜗壳壁。蜗壳壁至少部分地围绕燃烧器中心线从周向参考线作为螺旋曲线延伸。蜗壳壁限定其内的燃烧室。环形内壁至少部分地从蜗壳壁沿纵向延伸。环形外壁至少部分地从蜗壳壁沿纵向延伸。内壁和外壁分别沿径向与燃烧器中心线分开。主流动通路限定在内壁与外壁之间来与燃烧室流体连通。
在各种实施例中，燃烧器组件还包括主燃料喷射器。蜗壳壁限定一个或多个燃料开口，主燃料喷射器经由燃料喷射开口至少部分地延伸入燃烧室。在一个实施例中，参考弦从蜗壳壁限定。主燃料喷射器相对于参考弦成锐角至少部分地延伸入燃烧室。在另一个实施例中，主燃料喷射器相对于蜗壳壁和燃烧器中心线成切角至少部分地延伸入燃烧室。
在另外的各种实施例中，蜗壳壁的一部分和外壁的一部分一起限定其间的次级流动通路。蜗壳壁和外壁一起限定燃烧室附近且与其流体连通的一个或多个次级出口开口。在各种实施例中，外壁限定与次级流动通路和次级出口开口流体连通的一个或多个次级入口开口。在一个实施例中，次级流动通路限定从大致次级入口开口到大致次级出口开口的减小的横截面积。在另一个实施例中，燃烧器组件还包括经由次级入口开口至少部分地延伸入次级流动通路中的次级燃料喷射器。
在一个实施例中，蜗壳壁从大致设置在次级出口开口处的第一半径延伸至大致设置在内壁处的第二半径。第一半径大于第二半径。
在另一个实施例中，次级流动通路至少部分地相对于燃烧器中心线环形地延伸。
在又一个实施例中，次级流动通路壁延伸至一起限定次级流动通路的蜗壳壁的部分和外壁的部分。次级流动通路壁限定围绕燃烧器中心线成相邻周向布置的两个或更多个离散次级流动通路。
在各种实施例中，外壁限定主流动通路附近的穿过外壁的三级开口。在一个实施例中，燃烧器组件还包括至少部分地延伸穿过外壁处的三级开口的三级燃料喷射器。在另一个实施例中，三级燃料喷射器至少部分地相对于外壁和燃烧器中心线成切角延伸。
在其它各种实施例中，蜗壳壁限定穿过其中与燃烧室流体连通的一个或多个蜗壳壁开口。在一个实施例中，蜗壳壁限定延伸至蜗壳壁开口的蜗壳壁通路，蜗壳壁通路从压力增压室延伸，压力增压室包绕蜗壳壁、内壁和外壁。在另一个实施例中，第二参考弦从蜗壳壁限定。蜗壳壁限定相对于参考弦成锐角的蜗壳壁通路。
在一个实施例中，燃烧器组还包括扩散器壳，其包绕蜗壳壁、内壁和外壁。扩散器壳包括内扩散器壁，其沿径向限定在内壁和蜗壳壁内侧。外扩散器壁沿径向限定在外壁和蜗壳壁外侧。扩散器壳至少部分地沿纵向延伸。扩散器壳限定压力增压室，压力增压室包绕蜗壳壁、外壁和内壁。
在另一个实施例中，燃烧器组件还包括沿径向设置在内壁内侧的第二内壁。第二内壁至少部分地沿纵向延伸，且内冷却流动通路限定在第二内壁与内壁之间。
在又一个实施例中，燃烧器组件还包括沿径向设置在外壁外侧的第二外壁，第二外壁至少部分地沿纵向延伸，且外冷却流动通路限定在外壁与第二外壁之间。
技术方案1.一种燃烧器组件，所述燃烧器组件包括：
环形地围绕燃烧器中心线延伸的蜗壳壁，所述蜗壳壁至少部分地围绕所述燃烧器中心线从周向参考线作为螺旋曲线延伸，并且所述蜗壳壁在其内限定了燃烧室；
至少部分地沿纵向从所述蜗壳壁延伸的环形内壁；以及
至少部分地沿所述纵向从所述蜗壳壁延伸的环形外壁，其中所述内壁和所述外壁沿径向与所述燃烧器中心线分开，并且其中主流动通路限定在所述内壁与所述外壁之间，以与所述燃烧室流体连通。
技术方案2.根据技术方案1所述的燃烧器组件，还包括主燃料喷射器，其中所述蜗壳壁限定了一个或多个燃料喷射开口，所述主燃料喷射器经由所述开口至少部分地延伸入所述燃烧室。
技术方案3.根据技术方案2所述的燃烧器组件，其中从所述蜗壳壁限定有参考弦，并且所述主燃料喷射器相对于所述参考弦成锐角地至少部分延伸入所述燃烧室。
技术方案4.根据技术方案2所述的燃烧器组件，其中所述主燃料喷射器相对于所述蜗壳壁和所述燃烧器中心线成切角地至少部分延伸入燃烧室。
技术方案5.根据技术方案1所述的燃烧器组件，其中所述蜗壳壁的一部分和所述外壁的一部分一起在其间限定了次级流动通路，并且所述蜗壳壁和所述外壁一起限定了靠近所述燃烧室且与所述燃烧室流体连通的一个或多个次级出口开口。
技术方案6.根据技术方案5所述的燃烧器组件，其中所述外壁限定与所述次级流动通路和所述次级出口开口流体连通的一个或多个次级入口开口。
技术方案7.根据技术方案6所述的燃烧器组件，其中所述次级流动通路限定大致从所述次级入口开口到所述次级出口开口的减小的横截面积。
技术方案8.根据技术方案6所述的燃烧器组件，还包括穿过所述次级入口开口至少部分地延伸入所述次级流动通路的次级燃料喷射器。
技术方案9.根据技术方案5所述的燃烧器组件，其中所述蜗壳壁从大致设置在所述次级出口开口处的第一半径延伸至大致设置在所述内壁处的第二半径，并且其中所述第一半径大于所述第二半径。
技术方案10.根据技术方案5所述的燃烧器组件，其中所述次级流动通路至少部分地相对于所述燃烧器中心线环形地延伸。
技术方案11.根据技术方案5所述的燃烧器组件，其中次级流动通路壁延伸至一起限定了所述次级流动通路的所述蜗壳壁的部分和所述外壁的部分，其中所述次级流动通路壁限定了围绕所述燃烧器中心线沿周向相邻布置的两个或更多个离散的次级流动通路。
技术方案12.根据技术方案1所述的燃烧器组件，其中所述外壁限定了在所述主流动通路附近处穿过所述外壁的三级开口。
技术方案13.根据技术方案12所述的燃烧器组件，还包括至少部分地延伸穿过所述外壁处的所述三级开口的三级燃料喷射器。
技术方案14.根据技术方案13所述的燃烧器组件，其中所述三级燃料喷射器至少部分地相对于所述外壁和所述燃烧器中心线成切角地延伸。
技术方案15.根据技术方案1所述的燃烧器组件，其中所述蜗壳壁限定了穿过其中来与所述燃烧室流体连通的一个或多个蜗壳壁开口。
技术方案16.根据技术方案15所述的燃烧器组件，其中所述蜗壳壁限定了延伸至所述蜗壳壁开口的蜗壳壁通路，所述蜗壳壁通路从压力增压室延伸，所述压力增压室包绕所述蜗壳壁、所述内壁和所述外壁。
技术方案17.根据技术方案16所述的燃烧器组件，其中从所述蜗壳壁限定有第二参考弦，并且所述蜗壳壁限定了相对于所述第二参考弦成锐角的所述蜗壳壁通路。
技术方案18.根据技术方案1所述的燃烧器组件，还包括扩散器壳，所述扩散器壳包绕所述蜗壳壁、所述内壁和所述外壁，所述扩散器壳包括沿所述径向限定在所述内壁和所述蜗壳壁的内侧的内扩散器壁，以及沿所述径向限定在所述外壁和所述蜗壳壁的外侧的外扩散器壁，其中所述扩散器壳至少部分地沿纵向延伸，所述扩散器壳限定了压力增压室，所述压力增压室包绕所述蜗壳壁、所述外壁和所述内壁。
技术方案19.根据技术方案1所述的燃烧器组件，还包括沿所述径向设置在所述内壁内侧的第二内壁，其中所述第二内壁至少部分地沿所述纵向延伸，并且有内冷却流动通路限定在其间。
技术方案20.根据技术方案1所述的燃烧器组件，还包括沿所述径向设置在所述外壁外侧的第二外壁，其中所述第二外壁至少部分地沿所述纵向延伸，并且有外冷却流动通路限定在其间。
参考以下描述和所附权利要求书，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解。并入于本说明书中且构成本说明书的一部分的附图说明本发明的实施例，且连同所述描述一起用于解释本发明的原理。
附图说明
本说明书中针对所属领域的技术人员来阐述本发明的完整和启发性公开内容，包括其最佳模式，本说明书参考了附图，在附图中：
图1是包括燃烧器组件的示例性实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性横截面视图；
图2是大体上在图1中提供的燃气涡轮发动机的燃烧区段的燃烧器组件的示例性实施例的轴向横截面视图；
图3是大体上在图1中提供的燃气涡轮发动机的燃烧区段的燃烧器组件的示例性实施例的一部分的透视图；以及
图4是大体上在图1中提供的燃气涡轮发动机的燃烧区段的燃烧器组件的另一个示例性实施例的轴向横截面视图。
在本说明书和图中附图标记的重复使用意图表示本发明的相同或相似特征或元件。
具体实施方式
现将详细参考本发明的实施例，在图中说明本发明的实施例的一个或多个示例。每个示例是为了解释本发明而提供，而非限制本发明。实际上，所属领域的技术人员将清楚，在不脱离本发明的范围或精神的情况下可在本发明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一部分的特征可与另一实施例一起使用以产生再一实施例。因此，希望本发明涵盖此类修改和变化，所述修改和变化处于所附权利要求书及其等效物的范围内。
如本文中所使用，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，而并非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”是指流体流出的方向，而“下游”是指流体流到的方向。
大体上提供了可改善排放输出和燃烧稳定性的蜗壳燃烧器组件的实施例。本文中大体上提供的蜗壳燃烧器组件实施例大体上限定驻涡燃烧器。各种实施例还限定双级环面稳定的主燃烧区，其至少部分地与一个或多个次级和三级燃料喷射器产生的一个或多个下游燃烧区隔离。燃烧器组件的蜗壳壁将主燃烧区与限定在主燃烧区下游的一个或多个燃烧区至少部分地分隔开。蜗壳燃烧器组件大体上可提供更紧凑的燃烧器组件，从而减小总体燃气涡轮发动机尺寸和重量，并改善燃气涡轮发动机效率和性能。蜗壳燃烧器组件还可改善燃气涡轮发动机中的下调或部分负载性能，且减少排放，如，氮氧化物、二氧化碳或颗粒(例如，烟)。
现在参看附图，图1是可包括本公开内容的多种实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性局部横截面侧视图，燃气涡轮发动机限定了本文中称为“发动机10”的高旁通涡扇发动机(high by-pass turbofanengine)10。尽管下文进一步参考涡扇发动机进行描述，但本公开还可应用到一般来说包括诸如涡轮喷气、涡轮螺旋桨和涡轮轴燃气涡轮发动机的涡轮机械的燃气涡轮发动机，包括船舶和工业涡轮发动机和辅助电力单元。本公开内容还适用于包括火箭、导弹等的设备的推进系统，如，冲压式喷气发动机、超音速燃烧冲压喷气发动机等。发动机10大体上限定了轴向A、为了参考目的而延伸穿过其间的相对于轴向中心轴线12的径向R1，以及相对于中心轴线12延伸的周向C1。一般来说，发动机10可包括风扇组件14和设置在风扇组件14下游的核心发动机16。
核心发动机16可大体上包括限定了环形入口20的基本上为管状的外壳18。外壳18包围或至少部分地形成具有串流关系的：压缩机区段，其具有增压器或低压(LP)压缩机22和高压(HP)压缩机24；燃烧区段26；涡轮区段31，其包括高压(HP)涡轮28、低压(LP)涡轮30；以及喷气排气喷嘴区段32。高压(HP)转子轴34将HP涡轮28传动地连接到HP压缩机24。低压(LP)转子轴36将LP涡轮30传动地连接到LP压缩机22。LP转子轴36还可连接到风扇组件14的风扇轴38。在特定实施例中，如图1所示出，LP转子轴36可借助于例如呈间接传动或齿轮传动构造的减速齿轮40连接到风扇轴38。在其它实施例中，发动机10可进一步包括可随中压轴一起旋转的中压(intermediate pressure，IP)压缩机和涡轮。
如图1所示出，风扇组件14包括多个风扇叶片42，所述多个风扇叶片42联接到风扇轴38并且从风扇轴38径向向外延伸。环形风扇壳或机舱44周向地包围风扇组件14和/或核心发动机16的至少一部分。在一个实施例中，机舱44可由多个周向隔开的出口导流轮叶或撑杆46相对于核心发动机16支承。此外，机舱44的至少一部分可在核心发动机16的外部部分上方延伸，以便在其间限定旁路空气流通路48。
现在参看图2，大体上提供了燃烧区段26的燃烧器组件50的轴向横截面视图。燃烧器组件50包括环形地围绕燃烧器中心线11延伸的蜗壳壁100。蜗壳壁100至少部分地围绕燃烧器中心线11从周向参考线95作为螺旋曲线延伸。蜗壳壁100限定蜗壳壁100内侧的燃烧室62。环形内壁110至少部分地沿纵向L从蜗壳壁100延伸。环形外壁120至少部分地沿纵向L从蜗壳壁100延伸。内壁110和外壁120沿径向R2与燃烧器中心线11分开。主流动通路70限定在内壁110与外壁120之间来与燃烧室62流体连通。
应认识到，在多种实施例中，燃烧器中心线11可与发动机10的轴向中心线12相同。然而，在其它实施例中，燃烧器中心线11可设置成相对于轴向中心线12成锐角。更进一步，燃烧器中心线11可设置成相对于轴向中心线12相切。因此，在多种实施例中，纵向L可与轴向A相同，或大体上共向或共面。然而，在其它实施例中，纵向L相对于燃烧器中心线11的设置限定，如，共向，这可限定在相对于发动机10的轴向A的不同方向上。
在多种实施例中，燃烧器组件50还包括主燃料喷射器210。蜗壳壁100限定一个或多个喷射开口103，主燃料喷射器210经由开口103至少部分地延伸入燃烧室62中。在一个实施例中，参考弦96从蜗壳壁100限定。主燃料喷射器210相对于参考弦96成锐角97地至少部分延伸入燃烧室62。
在另一个实施例中，主燃料喷射器210相对于蜗壳壁100和燃烧器中心线11成切角地(at a tangent angle)至少部分延伸入燃烧室62。例如，主燃料喷射器210可设置成切角，使得液态或气态燃料流相对于燃烧室62内的燃烧器中心线11(图3中所示)至少部分地沿周向C2沉积入燃烧室62中。
在其它多种实施例中，主燃料喷射器210可至少部分地相对于燃烧室62成轴向、径向和方位分量的复合角延伸入燃烧室62。
在多种实施例中，主燃料喷射器210将液态或气态燃料流沉积入燃烧室62，以限定燃烧室62内的主燃烧区61。在其它多种实施例中，主燃料喷射器210和燃烧室62限定环形驻涡或环面稳定的主燃烧区61。可将驻涡主燃烧区61化学计量地限定为贫或富。在一个实施例中，来自主燃料喷射器210的燃烧室62处的燃料可与氧化剂预混。在另一个实施例中，燃料和氧化剂可分开(即，扩散)。在又一些实施例中，扩散器和预混燃料/氧化剂的组合可进入限定在燃烧室62中的主燃烧区61。
现在参看图3，大体上提供了图2的燃烧器组件50的一部分的透视图。参看图2-3，蜗壳壁100的一部分101和外壁120的一部分121一起在其间限定次级流动通路105。蜗壳壁100和外壁120一起限定燃烧室62附近的一个或多个次级出口开口106。次级出口开口106与主流动通路70流体连通。在一个实施例中，次级出口开口106更具体地是与燃烧室62流体连通。外壁120还限定与次级流动通路105和次级出口开口106流体连通的一个或多个次级入口开口107。
在燃烧器组件50的一个实施例中，次级流动通路105至少部分地相对于燃烧器中心线11环形地延伸。在其它实施例中，如图3中大体上所示，次级流动通路壁122延伸至蜗壳壁100的部分101和外壁120的部分121。次级流动通路壁122、蜗壳壁100的一部分101和外壁120的部分121一起将次级流动通路105限定为离散通路。次级流动通路壁122限定围绕燃烧器中心线11成周向相邻布置的两个或更多个离散次级流动通路105。
在一个实施例中，燃烧室62内的环形驻涡主燃烧区61相对于内壁110与外壁120之间延伸的主流动通路70大体上沿径向R2向外设置。例如，燃烧室62大体上层叠，且通过延伸来限定次级流动通路105的蜗壳壁100和外壁120的部分101、121至少部分地与主流动通路70分隔开。
回头参看图2，在多种实施例中，次级流动通路105限定大致从次级入口开口107到次级出口开口106减小的横截面积。减小的横截面积可大体上限定加速流体穿过次级流动通路105到燃烧室62的流动的喷嘴。在多种实施例中，流体流是液态或气态燃料(下文进一步描述)、氧化剂(例如，空气)流，或惰性气流或它们的组合。
在一个实施例中，次级流动通路105至少部分地提供氧化剂流，以有助于限定将氧化剂流提供至蜗壳燃烧室62的至少一个通路，以有助于驱动燃烧室62处的主燃烧区61的驻涡或环面稳定。
在另一个实施例中，如下文进一步所述，燃烧器组件50还限定燃烧室62处的主燃烧区61下游的一个或多个燃料喷射位置，如，驻涡主燃烧区61与燃烧器组件50的下游出口之间。类似于主燃料喷射器210和主燃烧区61，一个或多个下游燃料喷射位置可限定为化学计量的贫或富，或它们的组合。更进一步，一个或多个燃料喷射位置可限定扩散或预混燃料和氧化剂，或它们的组合。在多种实施例中，下文进一步论述的下游燃料喷射器位置可被界定为流出燃烧器组件50的燃烧气体的主动控制的燃料稀释。在其它多种实施例中，主燃料喷射器210、下游燃料喷射器(例如，次级燃料喷射器220、三级燃料喷射器230)中的一个或多个，或它们的组合可控制成选择性地提供燃料或燃料/氧化剂混合物至燃烧室62、主流动通路70或两者，以在形成燃烧气体86时提供期望的燃料/氧化剂混合物停留时间。
现在参看图4，大体上提供了燃烧区段26的轴向横截面视图。在图4中所示的实施例中，燃烧器组件50还可包括经由次级入口开口107至少部分的延伸入次级流动通路105中的次级燃料喷射器220。次级燃料喷射器220构造成将液态或气态燃料流沉积到次级流动通路105中来进入燃烧室62。因此，与主流动通路70，或更具体地是燃烧室62，流体连通的次级流动通路105限定大体上在主燃料喷射器210下游(沿主流动通路70)的次级燃料/氧化剂喷射端口。次级流动通路105可使燃料进入燃烧室62来混合且点燃，以限定主燃烧区61下游的次级燃烧区，如，在圆66处示意性所示。
仍参看图4，在燃烧器组件50的多种实施例中，蜗壳壁100从大致设置在次级出口开口106处的第一半径91延伸至大致设置在内壁110处的第二半径92。第二半径92大体上大于第一半径91。因此，蜗壳壁100可大体上限定涡旋壁，涡旋壁限定环形蜗壳燃烧室62。
现在参看图2和4，燃烧器组件50可进一步限定穿过外壁120的三级开口123。三级开口123限定在主流动通路70附近。例如，三级开口123大体上在燃烧室62下游。更确切地说，三级开口123可穿过外壁120限定在次级出口开口106下游。
在多种实施例中，燃烧器组件50还包括至少部分地延伸穿过外壁120处的三级开口123的三级燃料喷射器230。在一个实施例中，三级燃料喷射器230至少部分地相对于外壁120和燃烧器中心线11成切角延伸，以便相对于燃烧器中心线11至少部分地沿周向C2(图3中所示)沉积液态或气态燃料流。三级燃料喷射器230可使燃料流进入主流动通路70来混合和点燃，以形成主燃烧区61下游的三级燃烧区，如圆67处示意性所示。
现在参看图2-4，在多种实施例中，蜗壳壁100限定穿过其中的一个或多个蜗壳壁开口102来与燃烧室62流体连通。蜗壳壁开口102允许氧化剂流入燃烧室62来驱动其内的驻涡。在一个实施例中，涡流驱动的氧化剂可和与主燃料喷射器210分开的燃料预混，以便在燃烧室62中产生至少部分预混的混合驻涡区。
现在参看图4，在其它多种实施例中，蜗壳壁100限定延伸至蜗壳壁开口102的蜗壳壁通路104。蜗壳壁通路104从扩散器腔或压力增压室64(例如，压缩机出口压力或P3)延伸，压力增压室64包绕蜗壳壁100、内壁110和外壁120。在一个实施例中，第二参考弦93从蜗壳壁100限定。蜗壳壁100限定相对于参考弦96成锐角94的蜗壳壁通路104。在另一个实施例中，蜗壳壁通路104可限定从压力增压室64到燃烧室62减小的横截面积，以便加速氧化剂流入燃烧室62。加速的氧化剂流和/或氧化剂流进入燃烧室62所成的锐角94可进一步促进燃烧室62内的主燃烧区61处的燃烧气体的环面稳定。
仍参看图4，燃烧器组件50还可包括沿径向R2设置在内壁110内侧的第二内壁115。第二内壁115至少部分地沿纵向L延伸。内冷却流动通路117限定在第二内壁115与内壁110之间。内冷却流动通路117提供从压力增压室64到燃烧器组件50下游的氧化剂流。例如，内冷却流动通路117可提供从压力增压室64到涡轮区段31的涡轮喷嘴的氧化剂流。内冷却流动通路117可进一步限定翅片或喷嘴，或变化的横截面积，以便限定朝下游端加速氧化剂流的导流器。加速的氧化剂流可向内壁110、第二内壁115或发动机10的下游部件(例如，涡轮喷嘴、涡轮转子、涡轮次级流径等)中的至少一个提供热衰减或热传递。
在另一个实施例中，燃烧器组件50还可包括沿径向R2设置在外壁120外侧的第二外壁125。第二外壁125至少部分地沿纵向L延伸。外冷却流动通路127限定在外壁120与第二外壁125之间。类似关于内冷却流动通路117所述，外冷却流动通路127提供从压力增压室64朝燃烧器组件50下游的氧化剂流。例如，外冷却流动通路127可提供从压力增压室64到涡轮区段31的涡轮喷嘴的氧化剂流。外冷却流动通路127可进一步限定翅片或喷嘴，或变化的横截面积，以便限定朝下游端加速氧化剂流的导流器。
在多种实施例中，蜗壳壁100或内壁110、外壁120中的一个或多个可包括穿过其中的多个孔口，以允许氧化剂的一部分分别从次级流动通路105、内冷却通路117或外冷却通路127、或压力增压室64流入主流动通路70，以便调整或影响出口温度轮廓，或其周向分布(例如，图案因数)。孔口可限定稀释射流、冷却块或百叶窗、孔或蒸腾。在其它各种实施例中，多个孔口可向蜗壳壁100、内壁110或外壁120中的一个或多个提供热衰减(例如，冷却)。
仍参看图4，燃烧器组件50还可包括压力容器或扩散器壳80，其包绕蜗壳壁100、内壁110和外壁120。扩散器壳80包括沿径向R2限定在内壁110和蜗壳壁100内侧的内扩散器壁81。外扩散器壁82沿径向R2限定在外壁120和蜗壳壁100外侧。扩散器壳80至少部分地沿纵向L或沿轴向A延伸。扩散器壳80限定压力增压室64，其包绕蜗壳壁100、外壁120和内壁110。
在如图1-4中共同所示的发动机10的操作期间，如由箭头74示意性指出的一定量的空气经由机舱44和/或风扇组件14的相关联的入口76进入发动机10。当空气74穿过风扇叶片42时，如由箭头78所示意性指示的空气的一部分被导向或导引进旁路空气流通路48中，而如由箭头180所示意性指示的空气的另一部分被导向或导引进LP压缩机22中。空气180在朝向燃烧区段26流动穿过LP压缩机22和HP压缩机24时被逐渐压缩。
如图2中所示，如箭头182示意性指出的现在被压缩的空气流过燃烧器组件50。液态或气态燃料经由主燃料喷射器210沉积到燃烧室62中。燃料和压缩空气182混合且燃烧来产生燃烧气体86(图1中所示)。更具体而言，燃料和空气在主燃烧区61处在燃烧室62中混合并点燃，且经由压缩空气182来环面地稳定，压缩空气182经由次级流动通路105、蜗壳壁开口102或两者进入燃烧室62中。在多种实施例中，如图3中所示，次级燃料喷射器220经由次级流动通路105提供附加燃料，以在主燃烧区61下游进一步与空气和燃烧气体混合。燃烧气体然后朝涡轮区段31流过主流动通路70。在多种实施例中，包括三级燃料喷射器230的燃烧器组件50将燃料进一步沉积至主流动通路70，以在主燃烧区61下游与燃烧气体86混合。
仍参看图1-4，在燃烧室62中生成的燃烧气体86从蜗壳壁100流入HP涡轮28，因此引起HP转子轴34旋转，从而支持HP压缩机24的操作。如图1所示出，燃烧气体86接着被导引穿过LP涡轮30，因此使LP转子轴36旋转，由此支持LP压缩机22的操作和/或风扇轴38的旋转。燃烧气体86接着被排出穿过核心发动机16的喷气排气喷嘴区段32以提供推进力。
应认识到，在多种实施例中，本文中大体上限定的开口(如但不限于蜗壳壁开口102、次级出口开口106、次级入口开口107)和一个或多个通路(如但不限于蜗壳壁通路104和次级流动通路105、内冷却流动通路117和外冷却流动通路127)可分别限定一个或多个横截面积，包括但不限于跑道形、圆形、椭圆或卵形、矩形、星形、多边形或长方形，或它们的组合。更进一步，上述通路可限定可变横截面积，如，减小、增大或它们的组合，如，会聚/发散。可变横截面积可限定提供加速流、压力变化或流动定向变化(如，沿周向、径向或轴向，或它们的组合)的特征。
燃烧器组件的全部或一部分可为单个整体部件的一部分，且可由本领域的技术人员公知的任何数量的工艺制造。这些制造工艺包括(但不限于)被称为“增材制造”或“3D打印”的那些工艺。此外，任何数量的铸造、加工、焊接、钎焊或烧结工艺、或它们的任何组合可用于单独地或与燃烧区段26的一个或多个其它部分整合地构造燃烧器组件50。此外，燃烧器组件50可以构成机械连结的一个或多个单独部件(例如，通过使用螺栓，螺母，铆钉或螺钉，或焊接或钎焊工艺，或其组合)或定位在空间中以实现基本上类似的几何、气动或热力结果，就像制造或组装成一个或多个部件一样。适合的材料的非限制性实例包括高强度钢、镍和钴基合金、和/或金属或陶瓷基复合材料、或其组合。
本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳方式，并且还使所属领域的技术人员能够实施本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何并入的方法。本发明的可获专利的范围由权利要求书限定，且可包括所属领域的技术人员所想到的其它示例。如果此类其它示例包括并非不同于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质差异的等效结构要素，那么它们既定在权利要求范围内。

Claims (17)

1.一种燃烧器组件，所述燃烧器组件包括：
环形地围绕燃烧器中心线延伸的蜗壳壁，所述蜗壳壁至少部分地围绕所述燃烧器中心线从周向参考线作为螺旋曲线延伸，并且所述蜗壳壁在其内限定了燃烧室；
至少部分地沿纵向从所述蜗壳壁延伸的环形内壁；以及
至少部分地沿所述纵向从所述蜗壳壁延伸的环形外壁，其中所述内壁和所述外壁沿径向与所述燃烧器中心线分开，并且其中主流动通路限定在所述内壁与所述外壁之间，以与所述燃烧室流体连通，并且其中，所述蜗壳壁的一部分和所述外壁的一部分一起在所述蜗壳壁和所述外壁之间限定了次级流动通路，并且所述蜗壳壁和所述外壁一起限定了靠近所述燃烧室且与所述燃烧室流体连通的一个或多个次级出口开口，其中所述外壁限定与所述次级流动通路和所述次级出口开口流体连通的一个或多个次级入口开口；
主燃料喷射器，以及
位于所述主燃料喷射器下游的次级燃料喷射器，其中所述次级燃料喷射器穿过所述次级入口开口至少部分地延伸入所述次级流动通路。
2.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其中所述蜗壳壁限定了一个或多个燃料喷射开口，所述主燃料喷射器经由所述燃料喷射开口至少部分地延伸入所述燃烧室。
3.根据权利要求2所述的燃烧器组件，其中在垂直于所述燃烧器组件的周向方向且平行于所述燃烧器组件的纵向方向的平面内，从所述蜗壳壁限定有参考弦，并且所述主燃料喷射器相对于所述参考弦成锐角地至少部分延伸入所述燃烧室。
4.根据权利要求2所述的燃烧器组件，其中所述主燃料喷射器相对于所述蜗壳壁和所述燃烧器中心线成切角地至少部分延伸入燃烧室。
5.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其中所述次级流动通路限定大致从所述次级入口开口到所述次级出口开口的减小的横截面积。
6.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其中所述蜗壳壁从大致设置在所述次级出口开口处的第一半径延伸至大致设置在所述内壁处的第二半径，并且其中所述第一半径大于所述第二半径。
7.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其中所述次级流动通路至少部分地相对于所述燃烧器中心线环形地延伸。
8.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其中次级流动通路壁延伸至一起限定了所述次级流动通路的所述蜗壳壁的部分和所述外壁的部分，其中所述次级流动通路壁限定了围绕所述燃烧器中心线沿周向相邻布置的两个或更多个离散的次级流动通路。
9.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其中所述外壁限定了在所述主流动通路附近处穿过所述外壁的三级开口。
10.根据权利要求9所述的燃烧器组件，还包括至少部分地延伸穿过所述外壁处的所述三级开口的三级燃料喷射器。
11.根据权利要求10所述的燃烧器组件，其中所述三级燃料喷射器至少部分地相对于所述外壁和所述燃烧器中心线成切角地延伸。
12.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其中所述蜗壳壁限定了穿过其中来与所述燃烧室流体连通的一个或多个蜗壳壁开口。
13.根据权利要求12所述的燃烧器组件，其中所述蜗壳壁限定了延伸至所述蜗壳壁开口的蜗壳壁通路，所述蜗壳壁通路从压力增压室延伸，所述压力增压室包绕所述蜗壳壁、所述内壁和所述外壁。
14.根据权利要求13所述的燃烧器组件，其中从所述蜗壳壁限定有第二参考弦，并且所述蜗壳壁限定了相对于所述第二参考弦成锐角的所述蜗壳壁通路。
15.根据权利要求1所述的燃烧器组件，还包括扩散器壳，所述扩散器壳包绕所述蜗壳壁、所述内壁和所述外壁，所述扩散器壳包括沿所述径向限定在所述内壁和所述蜗壳壁的内侧的内扩散器壁，以及沿所述径向限定在所述外壁和所述蜗壳壁的外侧的外扩散器壁，其中所述扩散器壳至少部分地沿纵向延伸，所述扩散器壳限定了压力增压室，所述压力增压室包绕所述蜗壳壁、所述外壁和所述内壁。
16.根据权利要求1所述的燃烧器组件，还包括沿所述径向设置在所述内壁的内侧的第二内壁，其中所述第二内壁至少部分地沿所述纵向延伸，并且有内冷却流动通路限定在其间。
17.根据权利要求1所述的燃烧器组件，还包括沿所述径向设置在所述外壁的外侧的第二外壁，其中所述第二外壁至少部分地沿所述纵向延伸，并且有外冷却流动通路限定在其间。
CN201811241275.9A 2017-10-25 2018-10-24 蜗壳驻涡燃烧器组件 Active CN109708146B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111083887.1A CN113790463B (zh) 2017-10-25 2018-10-24 蜗壳驻涡燃烧器组件

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/793,104 2017-10-25
US15/793,104 US10976052B2 (en) 2017-10-25 2017-10-25 Volute trapped vortex combustor assembly

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111083887.1A Division CN113790463B (zh) 2017-10-25 2018-10-24 蜗壳驻涡燃烧器组件

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109708146A CN109708146A (zh) 2019-05-03
CN109708146B true CN109708146B (zh) 2021-10-08

Family

ID=66169261

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111083887.1A Active CN113790463B (zh) 2017-10-25 2018-10-24 蜗壳驻涡燃烧器组件
CN201811241275.9A Active CN109708146B (zh) 2017-10-25 2018-10-24 蜗壳驻涡燃烧器组件

Family Applications Before (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111083887.1A Active CN113790463B (zh) 2017-10-25 2018-10-24 蜗壳驻涡燃烧器组件

Country Status (2)

Country Link
US (2) US10976052B2 (zh)
CN (2) CN113790463B (zh)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10976052B2 (en) * 2017-10-25 2021-04-13 General Electric Company Volute trapped vortex combustor assembly
US10976053B2 (en) * 2017-10-25 2021-04-13 General Electric Company Involute trapped vortex combustor assembly
US10808934B2 (en) 2018-01-09 2020-10-20 General Electric Company Jet swirl air blast fuel injector for gas turbine engine
US11181269B2 (en) 2018-11-15 2021-11-23 General Electric Company Involute trapped vortex combustor assembly
CN110486751A (zh) * 2019-09-25 2019-11-22 江苏恒军动力科技有限公司 一种微型燃气轮发电机单极燃烧的燃烧室
CN114608032B (zh) * 2022-03-01 2023-04-07 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种拓宽稳定性边界的燃烧室
US11828469B2 (en) * 2022-03-03 2023-11-28 General Electric Company Adaptive trapped vortex combustor
US20230280035A1 (en) * 2022-03-07 2023-09-07 General Electric Company Bimodal combustion system

Family Cites Families (81)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB719380A (en) * 1950-11-17 1954-12-01 Power Jets Res & Dev Ltd Improvements in combustion chambers
GB825124A (en) * 1955-09-14 1959-12-09 Reginald Percy Fraser Improvements relating to combustion chambers and to the production of clean gaseous combustion products
US3309866A (en) * 1965-03-11 1967-03-21 Gen Electric Combustion process and apparatus
US3667221A (en) * 1969-04-17 1972-06-06 Gen Electric Fuel delivery apparatus
DE2209727C3 (de) * 1972-03-01 1975-06-12 Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen Umkehr-Ringbrennkammer für Gasturbinentriebwerke
US3811278A (en) * 1973-02-01 1974-05-21 Gen Electric Fuel injection apparatus
US4586328A (en) * 1974-07-24 1986-05-06 Howald Werner E Combustion apparatus including an air-fuel premixing chamber
US4563875A (en) * 1974-07-24 1986-01-14 Howald Werner E Combustion apparatus including an air-fuel premixing chamber
US4040251A (en) * 1975-06-04 1977-08-09 Northern Research And Engineering Corporation Gas turbine combustion chamber arrangement
US4151709A (en) * 1975-09-19 1979-05-01 Avco Corporation Gas turbine engines with toroidal combustors
FR2492507A1 (fr) * 1980-10-21 1982-04-23 Uniflux Inc Bruleur a gaz a grande puissance
US4702073A (en) * 1986-03-10 1987-10-27 Melconian Jerry O Variable residence time vortex combustor
US4845941A (en) 1986-11-07 1989-07-11 Paul Marius A Gas turbine engine operating process
US4928481A (en) 1988-07-13 1990-05-29 Prutech Ii Staged low NOx premix gas turbine combustor
US4910957A (en) 1988-07-13 1990-03-27 Prutech Ii Staged lean premix low nox hot wall gas turbine combustor with improved turndown capability
US4996838A (en) * 1988-10-27 1991-03-05 Sol-3 Resources, Inc. Annular vortex slinger combustor
US5261224A (en) * 1989-12-21 1993-11-16 Sundstrand Corporation High altitude starting two-stage fuel injection apparatus
US5111655A (en) * 1989-12-22 1992-05-12 Sundstrand Corporation Single wall combustor assembly
FR2670869B1 (fr) * 1990-12-19 1994-10-21 Snecma Chambre de combustion comportant deux enceintes successives.
FR2672667B1 (fr) * 1991-02-13 1994-12-09 Snecma Chambre de combustion pour turboreacteur a faible niveau d'emissions polluantes.
FR2673455A1 (fr) * 1991-02-28 1992-09-04 Snecma Chambre de combustion a premelange pauvre munie d'une enceinte a contre-courant destinee a stabiliser la flamme du premelange.
US5165226A (en) 1991-08-09 1992-11-24 Pratt & Whitney Canada, Inc. Single vortex combustor arrangement
EP0540167A1 (en) 1991-09-27 1993-05-05 General Electric Company A fuel staged premixed dry low NOx combustor
US5406799A (en) * 1992-06-12 1995-04-18 United Technologies Corporation Combustion chamber
DE4238602C2 (de) * 1992-11-16 1996-01-25 Gutehoffnungshuette Man Brennkammergehäuse einer Gasturbine
US5402634A (en) * 1993-10-22 1995-04-04 United Technologies Corporation Fuel supply system for a staged combustor
US5619855A (en) 1995-06-07 1997-04-15 General Electric Company High inlet mach combustor for gas turbine engine
US6220035B1 (en) 1997-09-15 2001-04-24 Alliedsignal Inc. Annular combustor tangential injection flame stabilizer
GB9813972D0 (en) * 1998-06-30 1998-08-26 Rolls Royce Plc A combustion chamber
GB9825504D0 (en) * 1998-11-21 1999-01-13 Heap Roland G An engine
US6295801B1 (en) 1998-12-18 2001-10-02 General Electric Company Fuel injector bar for gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity
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
GB9915770D0 (en) 1999-07-07 1999-09-08 Rolls Royce Plc A combustion chamber
US8272219B1 (en) 2000-11-03 2012-09-25 General Electric Company Gas turbine engine combustor having trapped dual vortex cavity
US7003961B2 (en) 2001-07-23 2006-02-28 Ramgen Power Systems, Inc. Trapped vortex combustor
US7416108B2 (en) 2002-01-24 2008-08-26 Siemens Power Generation, Inc. High strength diffusion brazing utilizing nano-powders
US6735949B1 (en) 2002-06-11 2004-05-18 General Electric Company Gas turbine engine combustor can with trapped vortex cavity
US6886342B2 (en) 2002-12-17 2005-05-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Vortex fuel nozzle to reduce noise levels and improve mixing
GB2398863B (en) 2003-01-31 2007-10-17 Alstom Combustion Chamber
US7419086B2 (en) 2003-07-14 2008-09-02 Honeywell International Inc. Low cost brazes for titanium
EP1561536A1 (de) 2004-02-03 2005-08-10 Siemens Aktiengesellschaft Reparatur-Lotverfahren zum Reparieren eines Bauteils, welches ein Basismaterial mit einer gerichteten Mikrostruktur umfasst
US7260936B2 (en) 2004-08-27 2007-08-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor having means for directing air into the combustion chamber in a spiral pattern
ATE537928T1 (de) 2005-07-22 2012-01-15 Siemens Ag Verfahren zum reparieren eines mit einer gerichteten mikrostruktur umfassenden bauteils, durch einstellung während der elektron- oder der laser-wärmeeinwirkung eines temperaturgradient
EP1759806B1 (de) 2005-09-06 2011-10-26 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur Reparatur eines Risses mittels Hartlöten
DE102006026704A1 (de) 2006-06-08 2007-12-13 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zur Herstellung oder Reparatur von Turbinen- oder Triebwerksbauteilen, sowie Bauteil, nämlich Turbinen- oder Triebwerksbauteil
US10422534B2 (en) * 2006-06-26 2019-09-24 Joseph Michael Teets Fuel air premix chamber for a gas turbine engine
US8701416B2 (en) * 2006-06-26 2014-04-22 Joseph Michael Teets Radially staged RQL combustor with tangential fuel-air premixers
JP4931024B2 (ja) 2006-10-20 2012-05-16 株式会社Ｉｈｉ ガスタービン燃焼器
US7942006B2 (en) 2007-03-26 2011-05-17 Honeywell International Inc. Combustors and combustion systems for gas turbine engines
US7886539B2 (en) 2007-09-14 2011-02-15 Siemens Energy, Inc. Multi-stage axial combustion system
US8206133B2 (en) * 2008-08-12 2012-06-26 GM Global Technology Operations LLC Turbocharger housing with integral inlet and outlet openings
US8745989B2 (en) 2009-04-09 2014-06-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Reverse flow ceramic matrix composite combustor
CN102686849B (zh) * 2009-09-13 2015-09-02 贫焰公司 用于燃烧设备的入口预混合器
US8776525B2 (en) 2009-12-29 2014-07-15 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine and combustor
US8464538B2 (en) * 2010-12-17 2013-06-18 General Electric Company Trapped vortex combustor and method of operating thereof
US8864492B2 (en) 2011-06-23 2014-10-21 United Technologies Corporation Reverse flow combustor duct attachment
CH705327A1 (de) 2011-07-19 2013-01-31 Alstom Technology Ltd Lot zum Hochtemperaturlöten und Verfahren zum Reparieren bzw. Herstellen von Bauteilen unter Verwendung dieses Lotes.
US9222674B2 (en) 2011-07-21 2015-12-29 United Technologies Corporation Multi-stage amplification vortex mixture for gas turbine engine combustor
DE102011108887A1 (de) 2011-07-28 2013-01-31 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenzentripetalringbrennkammer sowie Verfahren zur Strömungsführung
US9074773B2 (en) 2012-02-07 2015-07-07 General Electric Company Combustor assembly with trapped vortex cavity
US20130213046A1 (en) 2012-02-16 2013-08-22 General Electric Company Late lean injection system
CN202544933U (zh) * 2012-03-02 2012-11-21 湖南航翔燃气轮机有限公司 燃气导流蜗壳
CN103273156B (zh) 2013-06-14 2015-09-16 沈阳飞机工业（集团）有限公司 一种提高钎焊焊接强度的方法
US9227274B1 (en) 2013-08-09 2016-01-05 Metna Co Joining via nano-scale reinforced bonding media: materials, procedures and applications thereof
US9828913B2 (en) * 2013-08-16 2017-11-28 Wescast Industries, Inc. Turbine housing
CN103486618B (zh) * 2013-09-29 2015-07-01 北京动力机械研究所 用于航空燃气涡轮发动机的旋流器
US9625156B2 (en) 2013-10-30 2017-04-18 Honeywell International Inc. Gas turbine engines having fuel injector shrouds with interior ribs
US20150128600A1 (en) 2013-11-13 2015-05-14 Krishna C. Miduturi Fuel injection system for a turbine engine
US9689571B2 (en) * 2014-01-15 2017-06-27 Delavan Inc. Offset stem fuel distributor
US9528705B2 (en) 2014-04-08 2016-12-27 General Electric Company Trapped vortex fuel injector and method for manufacture
US10012387B2 (en) 2014-12-05 2018-07-03 General Electric Company Fuel supply system for a gas turbine engine
FR3035481B1 (fr) * 2015-04-23 2017-05-05 Snecma Chambre de combustion de turbomachine comportant un dispositif de guidage de flux d'air de forme specifique
US10465907B2 (en) * 2015-09-09 2019-11-05 General Electric Company System and method having annular flow path architecture
EP3384141A4 (en) * 2015-12-04 2018-11-14 Jetoptera, Inc. Micro-turbine gas generator and propulsive system
US20170261964A1 (en) 2016-03-10 2017-09-14 Siemens Energy, Inc. Method and computer-readable model for additively manufacturing ducting arrangement for a combustion system in a gas turbine engine
CN106439787A (zh) * 2016-08-25 2017-02-22 鞍山嘉晟生物质科技发展有限公司 一种旋转炉盘
CN106271214B (zh) 2016-09-26 2019-03-05 北京工业大学 一种钎焊不锈钢用Ag-Cu/W纳米多层膜钎料的制备方法
US11073286B2 (en) * 2017-09-20 2021-07-27 General Electric Company Trapped vortex combustor and method for operating the same
US10976053B2 (en) * 2017-10-25 2021-04-13 General Electric Company Involute trapped vortex combustor assembly
US10976052B2 (en) * 2017-10-25 2021-04-13 General Electric Company Volute trapped vortex combustor assembly
US10808934B2 (en) * 2018-01-09 2020-10-20 General Electric Company Jet swirl air blast fuel injector for gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
CN109708146A (zh) 2019-05-03
US10976052B2 (en) 2021-04-13
US11906168B2 (en) 2024-02-20
US20190120491A1 (en) 2019-04-25
US20210293412A1 (en) 2021-09-23
CN113790463A (zh) 2021-12-14
CN113790463B (zh) 2023-06-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109708146B (zh) 蜗壳驻涡燃烧器组件
CN109708147B (zh) 渐开线式驻涡燃烧器组件
US11067280B2 (en) Centerbody injector mini mixer fuel nozzle assembly
CN110220213B (zh) 用于燃气涡轮发动机的燃料喷射器组件
CN108019777B (zh) 多点中心体喷射器小型混合燃料喷嘴组件
US10465909B2 (en) Mini mixing fuel nozzle assembly with mixing sleeve
AU2021257969B2 (en) Fuel nozzle assembly
CN110017502B (zh) 用于燃气涡轮发动机的射流旋流空气喷射燃料喷射器
CN111197764B (zh) 环形同心燃料喷嘴组件
US11592182B1 (en) Swirler ferrule plate having pressure drop purge passages
CN110494693B (zh) 单腔捕获涡流燃烧器
US10816210B2 (en) Premixed fuel nozzle
US11221143B2 (en) Combustor and method of operation for improved emissions and durability

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
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant