CN109899832B - 用于燃气涡轮机燃烧器的轴向燃料分级系统 - Google Patents

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Abstract

本公开提供一种用于燃气涡轮机燃烧器的轴向燃料分级系统。所述燃烧器包括：头端，所述头端包括一次燃料喷嘴；衬里，所述衬里限定位于所述头端附近的一次燃烧区域以及下游二次燃烧区域；前壳体，所述前壳体位于所述衬里的至少一部分的径向外部并且围绕所述衬里的至少一部分；以及所述轴向燃料分级系统。所述轴向燃料分级系统包括多个燃料喷射组件。每个燃料喷射组件包括安装到所述衬里的套管组件，以及附接到所述前壳体的喷射器单元。所述套管组件的套管延伸穿过所述衬里中的套管孔。

Description

用于燃气涡轮机燃烧器的轴向燃料分级系统
技术领域
本公开大体上涉及用在发电燃气涡轮机中的燃气涡轮机燃烧器，并且更确切地说，涉及与所述燃烧器相关联的轴向燃料分级(axial fuel staging，AFS)系统。
背景技术
至少一些已知的燃气涡轮机组件用于发电。所述燃气涡轮机组件包括压缩机、燃烧器和涡轮。气体(例如，环境空气)流动通过压缩机，其中在所述压缩机中，所述气体被压缩，然后输送到一个或多个燃烧器。在每个燃烧器中，所述压缩空气与燃料组合并且点燃以产生燃烧气体。所述燃烧气体沿管道从每个燃烧器输送到并且输送通过涡轮，从而驱动所述涡轮，所述涡轮又为连接到所述涡轮的发电机提供动力。所述涡轮还可以通过公共轴或转子来驱动所述压缩机。
在一些燃烧器中，燃烧气体的产生发生在两个轴向间隔开的级中，以减少排放并且/或者提供在减小负载(通常称为“调低(turndown)”)下操作燃气涡轮机的能力。所述燃烧器在本说明书中是指包括将燃料和氧化剂输送到燃烧器头端下游的一个或多个燃料喷射器的“轴向燃料分级”(AFS)系统。在具有AFS系统的燃烧器中，燃烧器上游端处的一个或多个一次燃料喷嘴沿轴向方向将燃料和空气(或燃料/空气混合物)喷射到一次燃烧区域中，并且位于一个或多个一次燃料喷嘴下游位置处的一个或多个AFS燃料喷射器将燃料和空气(或二次燃料/空气混合物)以横流的形式通过衬里喷射到所述一次燃烧区域下游的二次燃烧区域中。所述横流大体上横向于来自所述一次燃烧区域的燃烧产物流。
在某些情况下，对所述AFS喷射器的燃料供应已经被传送通过附接到所述燃烧器衬里并且位于所述燃烧器壳体内的燃料管线。所述配置可能引起组装问题并且难以检测泄漏。此外，由于燃烧室壳体可能发生泄漏，高反应性燃料的使用已经限于或者约束在具有AFS喷射器的现有燃烧室中，因为泄漏的高反应性燃料可能在燃烧器壳体的高压高温环境中燃烧。
发明内容
根据本说明书中所提供的第一方面，一种用于发电燃气涡轮机的燃烧器包括：头端，所述头端包括一次燃料喷嘴；衬里，所述衬里连接到所述头端并且限定位于所述头端附近的一次燃烧区域以及位于所述一次燃烧区域下游的二次燃烧区域；前壳体，所述前壳体位于所述衬里的至少一部分的径向外部并且围绕所述衬里的至少一部分；以及轴向燃料分级系统(axial fuel staging system)。所述轴向燃料分级系统包括第一燃料喷射组件，所述第一燃料喷射组件包括：第一套管组件(a first thimble assembly)和第一喷射器单元。所述第一套管组件安装到所述衬里并且包括第一套管(first thimble)，所述第一套管延伸穿过所述衬里中的第一套管孔。所述第一喷射器单元附接到所述前壳体并且延伸穿过所述前壳体，使得所述第一喷射器单元的一部分设置在所述第一套管内，并且主燃料入口设置在所述前壳体的外部。所述第一燃料喷射组件将燃料流引入流动通过所述第一套管的空气流中，使得燃料和空气沿横向于来自所述一次燃烧区域的燃烧产物流的方向喷射到所述二次燃烧区域中。
根据本说明书中所提供的第二方面，一种用于发电燃气涡轮机的燃烧器包括：头端，所述头端包括一次燃料喷嘴；衬里，所述衬里连接到所述头端并且限定位于所述头端附近的一次燃烧区域以及位于所述一次燃烧区域下游的二次燃烧区域；前壳体，所述前壳体位于所述衬里的至少一部分的径向外部并且围绕所述衬里的至少一部分；以及轴向燃料分级系统。所述轴向燃料分级系统包括多个燃料喷射组件。每个燃料喷射组件包括套管组件和喷射器单元。所述套管单元安装到所述衬里并且包括套管，所述套管延伸穿过所述衬里中的套管孔。所述喷射器单元附接到所述前壳体并且延伸穿过所述前壳体，使得所述喷射器单元的一部分设置在所述套管内，并且所述喷射器单元的燃料管线配件(fuel linefitting)设置在所述前壳体的外部。所述喷射器单元将燃料流引入流动通过所述套管的空气流中，使得燃料和空气沿横向于来自所述一次燃烧区域的燃烧产物流的方向喷射到所述二次燃烧区域中。
根据本公开的另一方面，提供一种用于燃气涡轮机燃烧器的喷射组件，所述喷射组件具有限定燃烧区域和二次燃烧区域的衬里以及沿周向围绕所述衬里的至少一部分的前壳体。所述喷射组件包括套管组件和喷射器单元。所述套管组件包括安装到所述衬里的套管凸台(thimble boss)以及套管(thimble)，所述套管延伸穿过所述套管凸台和所述衬里中的套管开口。安装到并且延伸穿过所述前壳体的所述喷射器单元包括延伸到所述套管中的喷射器叶片。所述喷射组件将燃料流引入流动通过所述套管的空气流中，使得燃料和空气沿横向于来自所述一次燃烧区域的燃烧产物流的方向喷射到所述二次燃烧区域中。
根据本公开的又一方面，提供一种用于燃气涡轮机燃烧器的喷射组件，所述喷射组件具有限定燃烧区域和二次燃烧区域的衬里以及沿周向围绕所述衬里的至少一部分的前壳体。所述喷射组件包括套管组件和喷射器单元。安装到所述衬里的所述套管组件包括套管，所述套管延伸穿过所述衬里中的套管开口。安装到并且延伸穿过所述前壳体的所述喷射器单元包括延伸到所述套管中的喷射器叶片。所述喷射组件将燃料流引入流动通过所述套管的空气流中，使得燃料和空气沿横向于来自所述一次燃烧区域的燃烧产物流的方向喷射到所述二次燃烧区域中。
根据本公开的另一方面，提供一种用于引导流体流通过燃烧器衬里的套管组件。所述套管组件包括套管凸台和套管。所述套管凸台安装到所述燃烧器衬里的外表面并且围绕所述燃烧器衬里中的套管孔，从而限定穿过所述套管凸台的通道。所述套管设置成穿过所述通道和所述燃烧器衬里中的所述套管孔。所述套管包括从所述套管的入口部分延伸到出口开口的套管壁，所述入口部分的直径大于所述出口开口。所述套管壁的内表面限定从所述入口部分到所述出口开口的弧形形状，并且所述弧形形状限定椭圆形的四分之一。
根据本公开的再一方面，提供一种用于引导流体流通过燃烧器衬里的套管组件。所述套管组件包括套管凸台和套管。所述套管凸台安装到所述燃烧器衬里的外表面并且围绕所述燃烧器衬里中的开口，从而限定穿过所述套管凸台的通道。所述套管设置成穿过所述通道和所述燃烧器衬里中的所述开口。所述套管包括从所述套管的入口部分延伸到出口的套管壁。直径大于所述出口的所述入口部分限定入口平面以及平行于所述入口平面的中间平面。所述入口部分还限定具有与所述套管的喷射轴线重合的中心的椭圆形状。限定成平行于所述中间平面的终端平面(terminal plane)包括点阵列(an array of points)，所述点阵列距离限定所述中间平面的对应点阵列最远。所述套管壁具有不均匀长度，使得所述套管的所述出口以相对于所述终端平面的斜角定向。
本公开的技术方案1提供一种燃烧器，包括：头端，所述头端包括一次燃料喷嘴；连接到所述头端的衬里，所述衬里限定靠近所述头端的一次燃烧区域以及位于所述一次燃烧区域下游的二次燃烧区域；前壳体，所述前壳体位于所述衬里的至少一部分的径向外部并且围绕所述衬里的至少一部分；轴向燃料分级系统，所述轴向燃料分级系统包括第一燃料喷射组件，所述第一燃料喷射组件包括：第一套管组件，所述第一套管组件安装到所述衬里并且包括第一套管，所述第一套管延伸穿过所述衬里中的第一套管孔；以及第一喷射器单元，所述第一喷射器单元附接到所述前壳体并且延伸穿过所述前壳体，使得所述第一喷射器单元的一部分设置在所述第一套管内，并且主燃料入口设置在所述前壳体的外部；其中所述第一燃料喷射组件将燃料流引入流动通过所述第一套管的空气流中，使得燃料和空气沿横向于来自所述一次燃烧区域的燃烧产物流的方向喷射到所述二次燃烧区域中。
技术方案2：根据技术方案1所述的燃烧器，其中所述轴向燃料分级系统包括：多个轴向燃料喷射组件，每个轴向燃料喷射组件包括相应套管组件，所述相应套管组件安装到所述衬里并且包括延伸穿过所述衬里中的相应套管孔的相应套管；以及喷射器单元，所述喷射器单元附接到所述前壳体并且延伸穿过所述前壳体，使得每个相应喷射器单元的一部分设置在对应的相应套管内，并且相应燃料管线配件设置在所述前壳体的外部。
技术方案3：根据技术方案1所述的燃烧器，其中所述轴向燃料分级系统包括：第二燃料喷射组件，所述第二燃料喷射组件沿第一周向方向背离所述第一燃料喷射组件设置；以及第三燃料喷射组件，所述第三燃料喷射组件沿第二相反周向方向背离所述第一燃料喷射组件设置；并且其中第一燃料供应管线将所述第一燃料喷射组件流体连通到所述第二燃料喷射组件，并且第二燃料供应管线将所述第一燃料喷射组件流体连通到所述第三燃料喷射组件，所述第一燃料供应管线和所述第二燃料供应管线设置在所述前壳体的外部。
技术方案4：根据技术方案3所述的燃烧器，其中所述轴向燃料分级系统包括第四燃料喷射组件，所述第四燃料喷射组件沿所述第二周向方向背离所述第三燃料喷射组件设置；并且其中第三燃料供应管线将所述第三燃料喷射组件流体连通到所述第四燃料喷射组件，所述第三燃料供应管线设置在所述前壳体的外部。
技术方案5：根据技术方案3所述的燃烧器，其中所述第一燃料喷嘴组件包括将所述第一燃料供应管线固定到其上的第一燃料管线配件，以及将所述第二燃料供应管线固定到其上的第二燃料管线配件。
技术方案6：根据技术方案1所述的燃烧器，进一步包括径向设置在所述衬里与所述前壳体之间的外套筒，所述外套筒围绕所述衬里的至少一部分并且限定喷射器开口，所述喷射器开口与所述衬里中的所述第一套管孔对准，并且所述第一燃料喷射组件穿过所述喷射器开口突起。
技术方案7：根据技术方案6所述的燃烧器，其中所述衬里与所述外套筒之间的第一环形空间沿第一方向输送空气，所述外套筒与所述前壳体之间的第二环形空间沿第二相反方向输送空气，沿所述第二相反方向行进的空气被引导通过所述喷射器开口并且进入所述套管中。
技术方案8：根据技术方案1所述的燃烧器，进一步包括：过渡件，所述过渡件沿轴向设置在所述衬里的下游并且以密封方式连接到所述衬里；压缩机排气壳体，所述压缩机排气壳体沿周向围绕所述过渡件和所述衬里的后端，所述压缩机排气壳体包括CDC法兰。
技术方案9：根据技术方案8所述的燃烧器，其中所述前壳体的下游部分包括第一法兰，所述第一法兰定位成邻近并且连接到所述CDC法兰。
技术方案10：根据技术方案9所述的燃烧器，其中所述前壳体包括上游壳体部分以及与所述上游壳体部分隔开的下游壳体部分，所述下游壳体部分包括所述第一法兰以及与所述第一法兰轴向间隔开的第二法兰；并且其中所述第一轴向燃料分级喷射单元安装到所述第一法兰与所述第二法兰之间的所述下游壳体部分。
技术方案11：根据技术方案10所述的燃烧器，其中所述上游壳体部分包括第三法兰，所述第三法兰连接到所述下游壳体部分的所述第二法兰。
本公开技术方案12提供一种燃烧器，包括：头端，所述头端包括一次燃料喷嘴；连接到所述头端的衬里，所述衬里限定靠近所述头端的一次燃烧区域以及位于所述一次燃烧区域下游的二次燃烧区域；前壳体，所述前壳体位于所述衬里的至少一部分的径向外部并且围绕所述衬里的至少一部分；轴向燃料分级系统，所述轴向燃料分级系统包括多个燃料喷射组件，每个燃料喷射组件包括：套管组件，所述套管组件安装到所述衬里并且包括套管，所述套管延伸穿过所述衬里中的套管孔；以及喷射器单元，所述喷射器单元附接到所述前壳体并且延伸穿过所述前壳体，使得所述喷射器单元的一部分设置在所述套管内，并且所述喷射器单元的燃料管线配件设置在所述前壳体的外部；其中所述喷射器单元将燃料流引入流动通过所述套管的空气流中，使得燃料和空气沿横向于来自所述一次燃烧区域的燃烧产物流的方向喷射到所述二次燃烧区域中。
技术方案13：根据技术方案12所述的燃烧器，其中所述多个燃料喷射组件包括第一燃料喷射组件、沿第一周向方向背离所述第一燃料喷射组件设置的第二燃料喷射组件、以及沿第二相反周向方向背离所述第一燃料喷射组件设置的第三燃料喷射组件；并且其中所述第一燃料喷射组件的第一喷射器单元包括用于所述轴向燃料分级系统的主燃料入口，所述主燃料入口位于所述前壳体的径向外部。
技术方案14：根据技术方案13所述的燃烧器，进一步包括：第一燃料供应管线，所述第一燃料供应管线将所述第一燃料喷射组件的所述第一燃料喷射器单元流体连通到所述第二燃料喷射组件的第二燃料喷射器单元；以及第二燃料供应管线，所述第二燃料供应管线将所述第一燃料喷射组件的所述第一燃料喷射器单元连接到所述第三燃料喷射组件的第三燃料喷射器单元。
技术方案15：根据技术方案14所述的燃烧器，其中每个燃料喷射组件包括将相应燃料供应管线固定到其上的至少一个燃料管线配件。
技术方案16：根据技术方案12所述的燃烧器，进一步包括径向设置在所述衬里与所述前壳体之间的外套筒，所述外套筒围绕所述衬里的至少一部分并且限定与所述衬里中的相应套管孔对准的多个喷射器开口，每个燃料喷射组件穿过所述多个喷射器开口中的相应一个喷射器开口突起。
技术方案17：根据技术方案12所述的燃烧器，进一步包括：过渡件，所述过渡件沿轴向设置在所述衬里的下游并且以密封方式连接到所述衬里；以及压缩机排气壳体，所述压缩机排气壳体沿周向围绕所述过渡件和所述衬里的后端，所述压缩机排气壳体包括CDC法兰。
技术方案18：根据技术方案17所述的燃烧器，其中所述前壳体的下游部分包括第一法兰，所述第一法兰定位成邻近并且连接到所述CDC法兰。
19.根据权利要求18所述的燃烧器，其中所述前壳体包括上游壳体部分以及与所述上游壳体部分隔开的下游壳体部分，所述下游壳体部分包括所述第一法兰以及与所述第一法兰轴向间隔开的第二法兰；并且其中所述第一轴向燃料分级喷射单元安装到所述第一法兰与所述第二法兰之间的所述下游壳体部分。
技术方案20：根据技术方案19所述的燃烧器，其中所述上游壳体部分包括第三法兰，所述第三法兰连接到所述下游壳体部分的所述第二法兰。
附图说明
本说明书针对所属领域中的普通技术人员阐述本发明产品和方法的完整且可实现公开内容，包括其最佳使用模式。本说明书参照附图，其中：
图1是可以使用本说明书中所述的本发明轴向燃料分级系统及其相关燃料喷射组件的发电燃气涡轮机组件的示意图；
图2是根据本说明书中所提供的第一方面的包括本发明轴向燃料分级系统的燃烧罐的截面侧视图；
图3是图2所示燃烧罐的一部分的透视图，其中所述燃烧罐包括本发明轴向燃料分级系统的燃料喷射组件；
图4是图3所示燃烧罐的截面侧视图；
图5是根据本公开第二方面的燃烧罐的一部分的截面侧视图，其中所述燃烧罐包括本发明轴向燃料分级系统的燃料喷射组件；
图6是在沿向前方向看去时，从燃烧器罐的后端截取的以第一示例性配置安装在图2所示燃烧罐内的本发明燃料喷射组件的截面图；
图7是在沿向前方向看去时，从燃烧器罐的后端截取的以第二示例性配置安装在图2所示燃烧罐内的本发明燃料喷射器的截面图；
图8是本发明轴向燃料分级系统的燃料喷射组件中的一个燃料喷射组件的截面侧视图；
图9是本发明轴向燃料分级系统的燃料喷射组件中的另一个燃料喷射组件的截面侧视图；
图10是适用于图8和图9所示燃料喷射组件的喷射器叶片的示意性透视图；
图11是图8或图9的一部分的放大截面侧视图，其中示出喷射器叶片和套管组件；
图12是当沿轴向方向看去时，图8、图9和图11所示套管组件中的一个套管组件的套管的内表面的正视示意图；
图13是在从横向方向看去时，图12所示套管的侧视示意图；
图14是在从其顶面看去时，可以与图11所示套管组件一起使用的套管凸台的透视图；
图15是从其底面看去时，图14所示套管凸台的透视图；以及
图16是当套管沿轴向方向看去时，可以与图8、图9和图11所示套管组件中的一个套管组件一起使用的替代套管的内表面的正视示意图。
具体实施方式
以下详细描述以示例而非限制方式说明各种轴向燃料分级(axial fuelstaging，AFS)燃料喷射组件、它们的组成部分以及包括所述组件的AFS系统。所述描述使得所属领域中的普通技术人员能够制造和使用用于燃气涡轮机燃烧器的轴向燃料分级系统。所述描述提供燃料喷射组件的若干实施例，包括目前被认为是制造和使用燃料喷射组件的最佳模式的实施例。本发明轴向燃料分级系统在本说明书中描述成连接到重型燃气涡轮机组件的燃烧器。但是可以预期，本说明书中所述的燃料喷射组件和/或轴向燃料分级系统普遍适用于除发电之外的各种领域中的各种系统。
本说明书中所用的术语“第一”、“第二”以及“第三”可以互换使用以区分一个部件与另一个部件，并且这些术语并不旨在表示各个部件的位置或重要性。术语“上游”和“下游”是指相对于流体通路中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体流动的来向，并且“下游”是指流体流动的去向。部件的“前部”部分是最靠近燃烧器头端和/或压缩机的部分，而部件的“后部”部分是最靠近燃烧器出口和/或涡轮部分的部分。
本说明书中所用的术语“半径”(或其任何变体)是指从任何适当形状(例如，正方形、矩形、三角形等)的中心向外延伸的尺寸，并且不限于从圆形的中心向外延伸的尺寸。类似地，本说明书中所用的术语“周长”(或其任何变体)是指围绕任何适当形状(例如，正方形、矩形、三角形等)的中心延伸的尺寸，并且不限于围绕圆形的中心延伸的尺寸。
图1示出可以包括本公开各种实施例的示例性燃气涡轮机1000的功能方框图。如图所示，所述燃气涡轮机1000大体上包括入口部分12，所述入口部分可以包括一系列过滤器、冷却盘管、湿气分离器和/或其他装置，以便对进入燃气涡轮机1000中的工作流体(例如，空气)14进行净化或以其他方式调节。工作流体14流动到压缩机部分，其中在所述压缩机部分中，压缩机16以渐进方式向工作流体14施加动能以产生压缩工作流体18。
压缩工作流体18在一个或多个燃烧器24内与来自气体燃料供应系统的气体燃料20和/或来自液体燃料供应系统的液体燃料(未单独示出)混合，以形成可燃混合物。所述可燃混合物燃烧以产生具备高温、高压和高速度的燃烧气体26。所述燃烧气体26流动通过涡轮部分的涡轮28以产生机械功。例如，压缩机16和涡轮28包括连接到多个转子盘的旋转叶片，以使得涡轮28的旋转驱动压缩机16以产生压缩工作流体18，其中所述旋转叶片和多个转子盘一起限定空心轴层叠式转子(hollow shaft stacked rotor)30。替代地或附加地，所述层叠式转子30可以将涡轮28连接到负载32例如发电机以发电。
来自涡轮28的排气34流动通过排气部分(未示出)，所述排气部分将涡轮28连接到涡轮28下游的排气烟囱(exhaust stack)。例如，所述排气部分可以包括热回收蒸汽发生器(未示出)，以用于在将排气34释放到环境中之前从中清除并且提取额外热量。所述燃气涡轮机1000可以进一步连接或流体连通到蒸汽涡轮机，以提供联合循环发电装置。
所述燃烧器24可以是所属领域中已知的任何类型的燃烧器，并且除非在权利要求中明确列出，否则本发明不限于任何特定的燃烧器设计。例如，所述燃烧器24可以是罐型(有时称为环罐型)燃烧器。
图2是可以包括在用于重型燃气涡轮机(例如，图1中所示的燃气涡轮机1000)的环罐形燃烧系统中的燃烧器或燃烧罐24的截面侧视图。在环罐形燃烧系统中，多个(例如，8、10、12、14个或更多个)燃烧罐24定位成以环形阵列围绕将压缩机16连接到涡轮28的层叠式转子30。所述涡轮28可以(例如，通过轴30)可操作地连接到发电机32以产生电力。
在图2中，燃烧罐24包括容纳燃烧气体26并且将其输送到涡轮28的衬里40和过渡件50。衬里40可以具有包括文丘里管44的第一圆柱形衬里部分42；所述文丘里管44下游的第二圆柱形部分46；第二圆柱形部分46下游的第三圆柱形部分48。第一圆柱形衬里部分42具有第一截面直径，所述第一截面直径小于第二圆柱形衬里部分46的第二截面直径。发散部分45设置在第一圆柱形衬里部分42与第二圆柱形衬里部分46之间，以连接具有不同直径的相应部分42、46。第三圆柱形衬里部分48具有第三截面直径，所述第三截面直径小于所述第二圆柱形衬里部分46的第二截面直径。会聚部分47设置在第二圆柱形衬里部分46与第三圆柱形衬里部分48之间，以连接具有不同直径的相应部分46、48。
在一个实施例中，第一圆柱形衬里部分42的第一截面直径和第三圆柱形衬里部分46的第三截面直径可以相等。在另一个实施例中，所述第一截面直径和第三截面直径可以彼此不同，所述第一截面直径和第三截面直径这两者均小于所述第二截面直径。
所述第一圆柱形衬里部分42的文丘里管44使气体流加速进入一次燃烧区域(aprimary combustion zone)90中。所述第二圆柱形衬里部分46使燃烧气体减慢并且提供足够的停留时间以减少一氧化碳和其他挥发性有机化合物(VOC)的排放。所述燃烧气体在第二圆柱形衬里部分46中的停留时间(residence time)大于所述燃烧气体在第一圆柱形衬里部分42和文丘里管44中的停留时间。
如图2所示，第一圆柱形衬里部分42和文丘里管44可以限定衬里40的上游段，而发散部分45、第二圆柱形衬里部分46、会聚部分47和第三圆柱形衬里部分48可以限定与所述上游段分离的衬里40的下游段。(所述下游段在图4中单独示出。)在所述情况下，密封件(例如，呼拉圈密封件，未示出)可以设置在衬里40的上游段与衬里40的下游段之间。
或者，如图5所示，衬里40的相应部分以单个单元的形式连接在一起，从而消除第一圆柱形衬里部分42与第二圆柱形衬里部分46的发散部分45之间的呼拉圈密封件，并且从而避免可能发生的从所述呼啦圈密封件的空气泄漏。由于图5所示的其他元件已经参照图2描述，因此这里不需要重复对其进行描述。
无论所述衬里40是包括多个零件(如图2到图4所示)还是形成为一体式单元(如图5所示)，衬里40形成从第一圆柱形衬里部分42和文丘里管44通过发散部分45、第二圆柱形衬里部分46和会聚部分47并且通过第三圆柱形衬里部分48的连续流动通路。燃烧产物26被输送通过衬里40并且进入过渡件50所限定的体积内，所述过渡件将燃烧产物26引导到涡轮28。密封件(例如，图4和图5所示的呼拉圈密封件49)定位在衬里40与过渡件50之间。
替代地，所述衬里40可以具有联合体(unified body)(或“单体(unibody)”)结构，其中圆柱形部分48与过渡件50集成一体。因此，除非上下文另有指示，否则本说明书中对衬里40的任何讨论旨在包括具有分开的衬里和过渡件(如图所示)的常规燃烧系统和具有单体衬里的燃烧系统这两者。此外，本公开同样适用于衬里和过渡件是分开的部件，但是过渡件和涡轮的第一级喷嘴集成为单个单元，有时称为“过渡喷嘴”或“集成出口件”的燃烧系统。
参照图2和图5这两者，轴向燃料分级(AFS)系统200包括沿周向围绕衬里40的第二圆柱形部分46设置的若干个燃料喷射组件210，如本说明书中进一步讨论。所述衬里40沿周向被外套筒60环绕，所述外套筒有时称为导流套筒(flow sleeve)，沿所述衬里40的大部分轴向延伸。所述外套筒60在衬里40的径向外部间隔开，以限定位于衬里40与外套筒60之间的环形空间65。空气18从外套筒60的后端穿过环形空间65朝向头端部分70流动，从而冷却衬里40。
在一些实施例中，单独的冲击冷却套筒(未示出)可以定位在过渡件50的径向外部，以冷却过渡件50。如果使用冲击冷却套筒，则限定在过渡件50与所述冲击冷却套筒之间的环形空间与所述环形空间65对准并且流体连通，从而形成沿所述燃烧器罐24的整个轴向长度的连续冷却空气流动通路。
所述燃烧罐24的头端部分70包括一个或多个燃料喷嘴80、82，以及位于燃烧罐24的前端处的端盖74。每个燃料喷嘴80、82具有位于上游(或入口)端的燃料入口。所述燃料入口可以形成为穿过端盖74，并且燃料喷嘴80、82本身可以安装到端盖74。可以描述成一次燃料喷嘴(primary fuel nozzles)的燃料喷嘴80设置在中心燃料喷嘴82的径向外部并且围绕所述中心燃料喷嘴，其中所述中心燃料喷嘴与燃烧器24的纵向轴线共有中心线并且沿轴向在燃料喷嘴80的下游延伸。所述中心燃料喷嘴82的后(出口)端靠近第一圆柱形衬里部分42的文丘里管44。所述一次燃料喷嘴80的后端可以延伸到或延伸通过盖组件(未示出)中的开口，所述盖组件限定一次燃烧区域90的边界。
在预混合操作模式中，燃料和空气被燃料喷嘴80引入到第一圆柱形衬里部分42限定的体积中。空气流动通过混合孔41以促进燃料和空气的混合，所述燃料和空气在文丘里管44的作用下加速进入一次燃烧区域90中。类似地，燃料和空气在文丘里管44处或其略微下游被燃料喷嘴82引入到一次燃烧区域90中，其中燃料和空气燃烧以形成燃烧产物。
燃烧罐24的头端部分70至少部分被前壳体130围绕，所述前壳体设置在外套筒60的径向外部，使得环形空间135限定在外套筒60与前壳体130之间。前壳体130可以具有上游壳体部分132和下游壳体部分134，所述下游壳体部分以机械方式连接到压缩机排气壳体140的压缩机排气壳体(CDC)法兰144。在一些实施例中，如图2所示，连接法兰148可以设置在前壳体130与压缩机排气壳体140的CDC法兰144之间。
下游壳体部分134可以是螺栓连接到上游壳体部分132的连接法兰133和压缩机排气壳体140的CDC法兰144(例如，经由连接法兰148)的单独部件，如图2所示。替代地，下游壳体部分134可以与上游壳体部分132一体形成为整体式前壳体130，如图5所示。
在预期使用本发明轴向燃料分级系统200改造现有燃烧器24的情况下，使用现有前壳体130作为上游壳体部分132并且通过添加单独的下游壳体部分134来延长前壳体130的长度可能是效能价格合算并且是有利的，其中所述下游壳体部分螺栓连接在上游壳体部分132与压缩机排气壳体140之间。
所述压缩机排气壳体140(如图2中所示)流体连通到压缩机16的出口(如图1所示)，并且限定围绕燃烧罐24的至少一部分的加压空气室142。空气18从压缩机排气壳体140流动通过外套筒60的后端并且进入环形空间65中，如图2和图5中的箭头所示，从而冷却衬里40。
参照图2和图5中所示的两个燃烧器罐24，由于环形空间65流体连通到头端部分70，空气流18从外套筒60的后端向上游行进到头端部分70，其中气流18的第一部分沿径向向内引导并且改变方向以进入燃料喷嘴80、82中。流动通过环形空间65的空气18的第二部分沿径向向外引导到限定在外套筒60与前壳体130之间的环形空间135中，并且改变方向以进入轴向燃料分级系统200中，如下文将进一步描述。空气18的第三相对较小部分被引导通过混合孔41，如上文所述讨论。
如上所述，燃料喷嘴80、82将燃料和空气引入衬里40前端的一次燃烧区域90中，其中在所述一次燃烧区域中，所述燃料和空气燃烧。在一个实施例中，所述燃料和空气在燃料喷嘴80、82内(例如，在预混合燃料喷嘴中)混合。在其他实施例中，所述燃料和空气可以单独地引入一次燃烧区域90中并且在所述一次燃烧区域90内混合(例如，可以通过扩散喷嘴发生)。替代地，根据燃烧器24的操作条件，燃料喷嘴80和/或82可以配置成以扩散模式(adiffusion mode)和预混合模式操作。本说明书中提及的“第一燃料/空气混合物”应解释成描述预混合燃料/空气混合物和扩散型燃料/空气混合物这两者，其中的任一者均可以通过燃料喷嘴80、82产生。本公开不限于头端部分70中的燃料喷嘴80、82的特定类型或布置。此外，不要求使中心燃料喷嘴82沿轴向在一次燃料喷嘴80的下游延伸。
来自一次燃烧区域90的燃烧气体向下游穿过衬里40和过渡件50朝向燃烧罐24的后端52行进。如图2所示，燃烧罐24的后端52由连接到涡轮部分28的过渡件50的后框架表示。所述过渡件50是锥形部分，所述锥形部分在来自衬里40的燃烧产物26进入涡轮部分28时使得所述燃烧产物加速流动。
所述轴向燃料分级喷射系统200包括一个或多个燃料喷射组件210(如下文详细讨论)，所述一个或多个燃料喷射组件将燃料和空气引入二次燃烧区域100中，其中所述燃料和空气被一次区域燃烧气体点燃以形成组合燃烧气体产物流26。具有轴向分离的燃烧区域的所述燃烧系统被描述成具有“轴向燃料分级”(AFS)系统200，并且下游喷射组件210在本说明书中可以称为“喷射组件”、“燃料喷射组件”或“AFS喷射组件”。每个燃料喷射组件210包括喷射器单元110(安装到前壳体130)和套管组件160(安装到所述衬里)，它们在机械上彼此独立但以单个单元的形式运作。所述喷射器单元110将燃料输送到套管组件160中，其中燃料在所述套管组件中与空气混合。
所述前壳体130(确切地说，所述前壳体130的下游部分136)包括用于穿过其中安装AFS喷射组件210的相应喷射器单元110的至少一个喷射器口290(如图11中所示)。所述外套筒60包括至少一个喷射器开口62(如图8和图9中最清楚地图示)，所述至少一个喷射器开口沿轴向和周向与喷射器口290对准，并且AFS喷射组件210的相应喷射器单元110定位成穿过所述至少一个喷射器开口。类似地，所述衬里40包括至少一个对应套管孔146，其中AFS喷射组件210的相应套管组件160定位成穿过所述至少一个对应套管孔(如图8、图9和图11中最清楚地图示)。所述一个或多个喷射组件210设置成穿过前壳体130的下游部分134、所述外套筒60和衬里40(确切地说，第二圆柱形衬里部分46)。
所述喷射组件210将二次燃料/空气混合物沿横向于中心线和/或来自一次燃烧区域90的燃烧产物流的方向喷射到燃烧衬里40中，从而形成二次燃烧区域100。来自一次燃烧区域90和二次燃烧区域100的组合热气体26向下游行进穿过燃烧器罐24的后端52并且进入涡轮部分28(如图1所示)中，其中在所述涡轮部分中，燃烧气体26膨胀以驱动涡轮28。
在图2到图4所示的实施例中，下游壳体部分134是配置成安装在上游壳体部分132与压缩机排气壳体140之间的单独部件。下游壳体部分134包括圆柱形部分136，所述圆柱形部分设置在中央并且沿轴向在上游法兰137与下游法兰138之间延伸。上游法兰137和下游法兰138限定穿过其中的安装孔，以用于分别连接到互补的上游壳体部分134的法兰(即法兰133)和压缩机排气壳体140的法兰(即法兰148或法兰144)。具有单独下游壳体部分132的所述配置可以用于改造装置中，其中现有燃烧器罐24被升级成包括本发明轴向燃料分级系统200，但是所述配置也可以与新建燃烧器罐24一起使用。
如图5中所示，前壳体130是具有与头端部70相邻的上游壳体部分132以及与压缩机排气壳体140相邻的下游壳体部分134的整体式零件(unified piece)。在此实施例中，可以省略上游法兰137和连接法兰133。例如，所述配置可以用于新建燃烧器罐24，以减少零件数量和安装时间。
所述AFS喷射组件210安装成穿过下游壳体部分134的圆柱形部分136，其中安装通过喷射器单元110的安装法兰242完成(如图8所示)。每个AFS喷射组件210的燃料经由整合到AFS喷射组件210中的一个AFS喷射组件中的主燃料入口212从位于燃烧罐24和前壳体130外部的燃料供应管线(未示出)供应。为便于讨论，具有主燃料入口212的AFS喷射组件210在本说明书中称为AFS喷射组件210A。
如图3和图6中更清楚地图示，主燃料入口212流体连通到第一燃料供应管线214和第二燃料供应管线216，其中所述第一燃料供应管线连接到第二AFS喷射组件210B，所述第二AFS喷射组件沿第一方向周向地从具有主燃料入口212的第一AFS喷射组件210A设置；所述第二燃料供应管线连接到第三AFS喷射组件210C，所述第三AFS喷射组件沿第二相反方向周向地从具有主燃料入口212的第一AFS喷射组件210A设置。所述燃料供应管线214、216可以是设置在上游法兰137和/或前壳体130的径向外部的刚性管道(如图所示)。
由于向主燃料入口212供应燃料的燃料供应管线(未示出)以及喷射组件210A、210B和210C之间的燃料供应管线214、216位于燃烧罐24的外部(即，位于前壳体130的径向外侧)，因此能够便于检查泄漏检测或其他损坏。此外，所述压缩机排气壳体140的高压室142内的燃料泄漏可能性显著降低。结果，可能发生的任何燃料泄漏消散到大气中，从而消除高压室142内发生点燃的可能性。
此外，由于外部燃料管线使与非预期燃料泄漏相关联的点燃风险降至最低，因此本发明的AFS系统200非常适用于各种燃料，包括高反应性燃料。通过将燃料供应管线214、216热隔离在前壳体130的外部，燃料受热变化(variance in fuel heating)(即，压力比率和修改的沃泊指数(Modified Wobbe Index))减小。此外，由于传递到燃料供应管线214、216的热量减少，因此当以液体燃料操作时，燃料供应管线214、216内的焦化倾向(propensity of coking)减小。
可以替代地使用将燃料输送到AFS喷射组件210的其他方法，包括从环形集管、或者从位于前壳体130和/或压缩机排放壳体140外部的燃料源延伸的各个燃料供应管线来供应燃料。还应理解，可以使用三个以上喷射组件210，包括具有四个喷射组件210的示例性实施例，如图7所示。通过使燃料接口位于燃烧罐24的径向外部，得以消除对燃烧器外壳内的燃料密封件的需要，从而提高可靠性并且便于检查和维护。
如图4到图6和图8所示，燃料喷射组件210A包括喷射器单元110A和套管组件160。所述喷射器单元110A包括主燃料入口212，所述主燃料入口将燃料引导到喉部区域213中。所述喉部区域213流体连通到中间导管219(如图6中所示)，所述中间导管定向成横向于所述喉部区域213。所述中间导管219限定流体连通到L形(90度)燃料管线配件220、222的一对相对设置的燃料通道215、217。所述喉部区域213还将燃料输送到设置在燃料喷射组件210的主体240内的燃料室230。燃料从燃料室230进入喷射器叶片250中，所述喷射器叶片包括将燃料输送到套管260中的若干个燃料喷射口252(以及视情况而定，254)，其中在所述套管中，燃料与空气混合。
如图3中最清楚地图示，L形燃料管线配件220、222中的每一者的一个支路设置成垂直于燃料通道215、217并且定向为朝向燃烧器22的前端70。所述燃料供应管线214的第一端224连接到燃料管线配件220。类似地，所述燃料供应管线216的第一端226连接到燃料管线配件222。
另外如图3所示，所述燃料供应管线214、216具有方括号形或方块C形。所述燃料供应管线214、216的第一端224、226大体上与燃料供应管线214、216的中心部分正交，使得所述中心部分沿轴向偏离所述喷射组件210。所述燃料供应管线214具有第二端234，所述第二端与所述中心部分正交并且定向在与第一端224(即，朝向燃烧器的后端的开口)相同的方向上，所述第二端234连接到燃料喷射组件210B的单个L形配件320。类似地，尽管附图中未图示，但是所述燃料供应管线216具有第二端，所述第二端与所述中心部分正交并且定向在与第一端226(即，朝向燃烧器的后端开口)相同的方向上，所述第二端连接到燃料喷射组件210C(如图6中所示)的L形配件322。
如图7所示，四个燃料喷射组件210的配置采用与燃料喷射组件210C的第一L形配件322相对的第二L形配件324。所述第一配件322和第二配件324可以使用中间导管319以与燃料喷射组件210A所用方式类似的方式彼此间隔开。第三燃料供应管线218在第一端处连接到第二导管324并且在第二端处连接到第四燃料喷射组件210D的燃料管线配件326。尽管喷射组件210A、210B、210C和210D图示成沿周向方向均匀间隔开，但是所述间隔不是必要的。
此外，在图6中所示的具有三个燃料喷射组件210的配置或者图7中所示的具有四个燃料喷射组件的配置中的任一者中，燃料喷射组件210可以定向在相同的轴向平面中(如图所示)或不同的轴向平面中(根据燃料供应管线214、216和/或218的形状和/或尺寸根据需要进行调节，以实现燃料喷射组件210之间的流体连通)。应理解，可以在本发明轴向燃料分级系统200中采用任何数量的燃料喷射组件210，并且本公开不限于本说明书中所示的特定配置。
从图6和图7中可以看出，每个套管260具有出口264，所述出口相对于所述套管260的入口成角度，如参照图12和图13更详细地讨论。所述成角度的出口264提供关于燃料喷射组件210所产生的流动方向的更高可预测性，并且每个套管260的出口264的角度定向在相同方向上。如图所示，套管260从衬里46径向向内突出，因此延伸到源自一次燃烧区域90的燃烧产物流场中，以用于在二次燃烧区域100中产生额外的燃烧产物。
图8和图9分别示出燃料喷射组件210A和210B。如图6和图8所示，喷射器单元110A包括主燃料入口212，所述主燃料入口将燃料引导到喷射器单元110A的喉部区域213中。所述喉部区域213流体连通到中间导管219，所述中间导管包括相对设置的燃料通道215、217，所述燃料通道连接到L形燃料管线配件220、222。所述喉部区域213还将燃料输送到设置在燃料喷射组件210A的主体240内的燃料室230。所述燃料室230延伸到喷射器叶片250中，所述喷射器叶片包括将燃料输送到套管260中的燃料喷射口252，其中在所述套管中，燃料与空气混合。
如图6中所示，第一燃料供应管线214连接到燃料管线配件220并且将燃料从燃料通道215输送到第二燃料喷射组件210B。如图9所示，燃料喷射组件210B包括接纳第一燃料供应管线214(未示出)的燃料管线配件320。燃料从燃料管线配件320穿过喷射器单元110B的喉部区域313和主体340流动到喷射器叶片250。所述主体340包括安装法兰342，以便于组装到前壳体130的下游端136。
如图8到图10所示，喷射器叶片250包括设置在其一个或多个表面251、253上的若干个(例如，四个)燃料喷射口252。同等数量(例如，四个)的燃料喷射口可以设置在喷射器叶片250的相对表面251、253上。其他数量的燃料喷射口252可以用在一个或这两个表面上，并且燃料喷射口252可以设置在单个平面(如图所示)中或设置在两个或更多个平面中。第一表面251上的燃料口252可以与第二表面253上的燃料口252对准或交错(偏置)。
附加地，一个或多个燃料喷射口254可以限定成通过喷射器叶片250的第一边缘256和/或第二边缘258。所述第一边缘256可以视作环形空间135中相对于空气流18的前缘，而第二边缘258可以视作环形空间135中相对于空气流18的后缘。所述燃料喷射口252、254相对于通过套管260的空气流18设置在喷射器叶片250的终端边缘259的上游。
燃料喷射口252、254可以从单个燃料源或多个燃料源供应燃料。所述燃料喷射口252、254可以供应气体燃料或液体燃料(包括用水乳化(emulsified with water)的液体燃料)。例如，所述燃料喷射口252和燃料喷射口254这两者均可以连接到单个燃料源。替代地，燃料喷射口252可以连接到气体燃料源，而燃料喷射口254可以连接到液体燃料源(包括用水乳化或与水混合的液体燃料源)。在使用单独燃料源的情况下，向主燃料入口212进料的导管(未示出)可以是同心管中管式导管，并且燃料供应管线214、216可以是管中管式导管。可以为每种燃料源和/或类型提供单独的燃料室。替代地，可以对液体燃料和气体燃料使用单独燃料管线，所述燃料管线中的一些或全部燃料管线位于前壳体130的外部。
在另一个变型(未单独示出)中，液体燃料可以通过套管260的主体引入，经由内部燃料导管或者液体燃料导管径向通过前壳体130中的喷射器口290引入，或者通过标题为“用在燃气涡轮机燃烧器中的双燃料喷射器和方法(Dual Fuel Injectors and Methodsof Use in Gas Turbine Combustor)”的序列号为15/593,543的共同转让美国专利申请所述的内部燃料导管引入。
图11到图13示出包括套管260的套管组件160，所述套管为由喷射器叶片250输送的空气和燃料提供混合室。套管260具有从其入口朝向其出口的大体锥形形状(如下文更详细地讨论)。套管260可以通过三维印刷(有时称为“增材制造”)进行机械加工、铸造或制造。
套管260的入口261设置在外套筒60中的喷射器开口62的径向内部，并且套管260的出口开口264设置在衬里46的径向内部。具有弓形形状的风挡(air shield)64安装到外套筒60的径向内表面，以引导空气流18围绕套管260流动，从而将由环形空间65中的套管260产生的流动扰动(flow disturbance)减至最小。
套管260通过套管凸台270(在图14和图15中单独示出)支撑在延伸穿过衬里46中的套管孔146的位置。如图14所示，例如，套管凸台270具有由外周边271、顶面282(靠近外套筒60)和底面284(与衬里46的外表面接触)限定的椭圆形(卵形)形状。内周边273限定通过套管凸台270的通道或孔275。内周边273略大于套管260的相应截面直径。
再次参照图11，套管260的外表面包括向外突出的肋条(rib)269，所述肋条围绕套管260的周边的至少一部分延伸并且沿所述套管凸台270的内周边273与对应的搁架(shelf)272接合/配合(engage)。所述套管凸台270安装到衬里46，使得所述底面284靠近所述衬里46的外表面并且与之接触。
如上所述，套管260从衬里46径向向内突出，因此延伸到源自一次燃烧区域90的燃烧产物流场中。所述配置促使二次燃料/空气混合物与来自一次燃烧区域90的燃烧产物混合，并且推动二次燃烧区域100中的燃烧产物流背离衬里46流动。
所述套管260由流动通过衬里46与外套筒60之间的环形空间65的空气18冷却，所述空气渗透通过形成在套管凸台270的与衬里相邻的底面274上的空气流动通道274。空气18从空气流动通道274流动通过衬里46中的套管孔146，并且沿套管260的外表面流动。在不堵塞空气流动通道274的情况下完成套管凸台270的安装(例如，通过点焊)。
空气18沿上游方向(相对于燃烧产物流)流动通过衬里46与外套筒60之间的环形空间65。如图2所示，在头端70处，空气流18分流，并且空气18的第一部分被引导到头端70中的燃料喷嘴80、82，并且空气18的第二部分被引导到外套筒60与前壳体130之间的环形空间135。流动通过环形空间135的空气流动通过外套筒60中的开口62并且进入套管260中，在其中所述空气18与来自喷射器叶片250的燃料混合以形成从套管出口264排出并且进入二次燃烧区域100中的二次燃料/空气混合物。
所述喷射器叶片250限定轴向长度L1(相对于燃烧器24的纵向轴线的“轴向”)，并且套管260限定大于所述轴向长度L1的轴向长度L2。这些尺寸促使空气围绕喷射器叶片250流动，并且将来自套管260内的喷射器叶片250的空气和燃料进行混合。如图所示，当喷射组件210可操作时，喷射器叶片250和套管260沿公共喷射轴线268(如图8和图9所示)居中。当喷射组件210是热的时，部件的热膨胀致使所述喷射器叶片250和套管260沿所述喷射轴线268对准。但是在安装期间，当硬件是冷的时，喷射器单元110(包括叶片250)和套管260具有与彼此和/或喷射轴线268偏离的纵向轴线。
图12示出套管260的内表面轮廓，如上所述。所述套管260的内表面轮廓具有特定形状，以实现使燃料和空气流充分渗透到燃烧区域100中所需的速度。确切地说，所述套管260的内表面附近的燃料和空气流被加速到高于湍流火焰速度的速度。所述椭圆形形状还使所述流保持附着到套管260的内表面，从而使火焰稳定(flame holding)和回火(flashback)减至最小。
套管260的入口部分261限定围绕喷射轴线268的椭圆形(卵形)，所述椭圆形定向成垂直于轴线268并且沿轴线268从入口平面267轴向延伸到中间平面262。套管260的形状和尺寸在入口平面267和中间平面262处是相同的，使得入口平面267与中间平面262之间的套管壁限定均匀的截面。套管260在入口平面267和中间平面262处的椭圆形状各自包括限定椭圆形状的点阵列。
所述套管260包括与入口部分261相对的出口开口264，所述出口开口264位于出口平面265中(图13)。限定椭圆形状的终端平面266平行于中间平面262并且包括点阵列，所述点阵列包括距离限定中间平面262的椭圆形状的对应点最远的点。在限定出口开口264的点阵列中也存在此最远点。所述出口开口264以相对于终端平面266的斜角“θ”(θ)设置在出口平面265中，如图13所示，以产生喷射到二次燃烧区域100中的燃料和空气可预测性更高的流动方向。
在垂直于喷射轴线268的相应平面中截取的套管260的每个截面(即，通过套管260的流动方向)也是椭圆形的。各个椭圆各自具有与喷射轴线268重合的中心。各个平面椭圆适配到连续弧形400，所述连续弧形限定虚椭圆的一个象限(one quadrant of animaginary ellipse)，所述椭圆具有长度为“A”的半长轴(semi-major axis)和长度为“B”的半短轴(semi-minor axis)，其中长度A限定套管260的高度并且长度B限定中间平面262与套管260的出口平面266之间的锥形几何形状。术语“半长轴”是指长轴的一半，术语“半短轴”是指短轴的一半，其中所述半长轴和半短轴这两者均从所述中心穿过焦点(focus)延伸到虚椭圆的周边。
已经发现，在1.5:1到30:1(包括1.5:1和30:1)的范围内的A与B之间的比率非常适用于实现预期性能。在另一方面中，所述A与B之间的比率可以在1.5:1到5:1的范围内，或者在另一个方面中，在3:1到5:1的范围内。在又一方面中，所述A与B之间的比率可以大于3:1并且小于30:1。所述弧形400可以具有处于限定设置在中间平面262中的虚椭圆的点阵列中的任何点中的第一端点，以及处于限定终端平面266的虚椭圆的点阵列中的任何对应点中的第二端点。在一个实施例中，设置在中间平面262中的虚椭圆的每个点是弧形400的第一端点，所述第一端点连接到所述终端平面266上的对应第二端点。
在数学上，将弧形400限定成虚椭圆的一个象限的公式可以表示如下，其中所述椭圆的长轴A平行于喷射轴线268：
Figure BDA0001898434000000241
其中x是非零数字(即x≠0)，y大于零(即y>0)，并且M是介于1.5与30之间的数字，包括1.5和30(即1.5≤M≤30)。
沿弧形400限定并且定向成垂直于喷射轴线268的截面椭圆的有效面积从中间平面262向终端平面266减小。
图13示出套管260的侧视图。如上所讨论，所述出口开口264沿相对于所述终端平面266倾斜(不平行)的出口平面265设置，使得在出口平面265与终端平面266之间限定角度“θ”(θ)。所述终端平面266和中间平面262以及限定入口261的平面彼此平行。
图16示出替代套管1260的内表面轮廓。套管1260的入口部分1261限定围绕喷射轴线1268的椭圆形(卵形)，所述椭圆形定向成垂直于轴线1268并且沿轴线1268从入口平面1267轴向延伸到中间平面1262。套管1260的形状和尺寸在入口平面1267和中间平面1262处是相同的，使得入口平面1267与中间平面1262之间的套管壁限定均匀的截面。套管1260在入口平面1267和中间平面1262处的椭圆形状各自包括限定相应椭圆形状的点阵列。
所述套管1260包括与入口部分1261相对的出口开口1264，所述出口开口1264位于出口平面(如图13中所示)中。限定椭圆形状的终端平面1266平行于中间平面1262并且包括点阵列，所述点阵列包括距离限定中间平面1262的椭圆形状的对应点最远的点。在限定出口开口1264的点阵列中也存在此最远点。所述出口开口1264以相对于终端平面1266的斜角“θ”(θ)设置在出口平面1265中，如图13所示。
在垂直于喷射轴线1268的相应平面中截取的套管1260的每个截面(即，通过套管1260的流动方向)也是椭圆形的。各个椭圆各自具有与喷射轴线1268重合的中心。长度“y”限定套管1260的高度，长度“x”限定套管1260的中间平面1262与出口平面1266之间的锥形几何形状。
各个平面椭圆适配到在中间平面1262中的任何点与终端平面1266中的任何对应点之间延伸的线段1400，其中所述线段是由以下等式定义的线的一部分：
y＝Mx，
其中M是介于1.5与30之间的数字，包括端点(即1.5≤M≤30)。在一个方面中，M是介于1.5与5之间、或者介于3与5之间，或者大于3并且小于30的数字。
再次参照图2和图5，具有轴向燃料分级系统200的燃烧罐24的组装是以从外部向内工作的方式完成的。所述前壳体130(或下游壳体部分134)经由下游法兰138附接到压缩机排气壳体140的法兰144(或连接到CDC法兰144的中间法兰148，如图2所示)。所述衬里40从燃烧罐24的前端朝向压缩机排气壳体140安装。所述套管凸台270预先安装到衬里40的外表面，从而限定穿过衬里40的套管开口146的周边。一旦所述衬里40就位，就将套管260插入套管开口146中并且与套管凸台270接合。所述外套筒60从燃烧罐24的后端朝向头端70安装到所述衬里40与前壳体130之间的空间中。所述风挡64预先安装在外套筒60的内表面上，靠近限定成穿过外套筒60的喷射器开口62。所述喷射器开口62和套管开口146轴向和周向对准。所述过渡件50安装在所述衬里40的第三圆柱形部分48及其呼拉圈密封件49上。
所述喷射器单元110安装到前壳体130，使得所述喷射器叶片250延伸到套管260中。在安装期间，喷射器单元110具有从对应套管260的纵向轴线偏移的纵向轴线。但是在发动机操作期间，当部件是热的时，喷射器单元110和套管260的纵向轴线沿每个喷射组件210的相应喷射轴线268彼此对准。在喷射器单元110固定到前壳体130之后，燃料供应管线214、216连接，并且主燃料供应管线(未示出)连接到燃料喷射组件210A的主燃料入口212。
本说明书中所述的本发明燃料喷射组件促使燃烧器中的燃料和压缩气体进行增强混合，同时实现轴向分级燃烧以减少排放。因此，本发明燃料喷射系统和AFS系统促使提高燃烧器例如燃气涡轮机组件中的燃烧器的整体操作效率。这增加了输出并且降低了与操作燃烧器，例如在重型陆基发电燃气涡轮机组件中使用的燃烧器相关联的成本。
此外，当燃烧器被关闭并且喷射器单元未供给燃料时，所述套管组件将空气流引导到燃烧器衬里的下游部分中，从而促进来自一次燃烧区域的燃烧产物完全燃烧。已经发现，所述套管组件及其成角度出口之间的间隔防止可能由于冷却空气被引入热燃烧产物中而形成冷层。因此，被套管组件引入的较冷空气对燃烧罐的出口温度分布的影响减至最小。已经发现，无论喷射器单元是否被供给燃料，出口温度分布均保持一致，从而提高涡轮机及其部件的耐久性。
以上详细描述了燃料喷射器及其使用方法的示例性实施例。本说明书中所描述的方法和系统并不限于本说明书中描述的特定实施例；相反，所述方法和系统的部件可以独立于本说明书中所描述的其他部件单独分开使用。例如，如本说明书中所述，本说明书中所描述的方法和系统可以具有不限于与涡轮机组件一起实践的其他应用。相反，本说明书中所描述的方法和系统可以结合各种其他行业来实施和使用。
尽管已就各种具体实施例来描述技术进步，但是所属领域中的技术人员将认识到，所述技术进步可以在权利要求书的精神和范围内以做出修改的形式来实践。

Claims (22)

1.一种燃烧器，包括：
头端，所述头端包括一次燃料喷嘴；
连接到所述头端的衬里，所述衬里限定靠近所述头端的一次燃烧区域以及位于所述一次燃烧区域下游的二次燃烧区域；
前壳体，所述前壳体位于所述衬里的至少一部分的径向外部并且围绕所述衬里的至少一部分；
轴向燃料分级系统，所述轴向燃料分级系统包括第一燃料喷射组件，所述第一燃料喷射组件包括：
第一套管组件，所述第一套管组件安装到所述衬里并且包括第一套管，所述第一套管延伸穿过所述衬里中的第一套管孔；以及
第一喷射器单元，所述第一喷射器单元附接到所述前壳体并且延伸穿过所述前壳体，使得所述第一喷射器单元的一部分设置在所述第一套管内，并且主燃料入口设置在所述前壳体的外部；
其中，所述第一燃料喷射组件将燃料流引入流动通过所述第一套管的空气流中，使得燃料和空气沿横向于来自所述一次燃烧区域的燃烧产物流的方向喷射到所述二次燃烧区域中，并且
所述第一套管包括：
入口部分；
出口开口，所述出口开口与所述入口部分相对；和
内表面，所述内表面具有各中心与所述第一套管的喷射轴线重合的椭圆形截面，并且所述内表面限定了从所述入口部分到所述出口开口的连续弧形，
其中，所述入口部分的椭圆形截面大于所述出口开口的椭圆形截面，并且
所述连续弧形限定了虚椭圆的一个象限的至少一部分，所述虚椭圆的半长轴平行于所述第一套管的喷射轴线，所述虚椭圆的半短轴垂直于所述第一套管的喷射轴线。
2.根据权利要求1所述的燃烧器，其中限定所述第一套管的所述出口开口的平面被设置成相对于限定所述第一套管的所述入口部分的平面成不平行的倾斜角度。
3.根据权利要求1所述的燃烧器，其中所述轴向燃料分级系统包括：多个轴向燃料喷射组件，每个轴向燃料喷射组件包括相应套管组件，所述相应套管组件安装到所述衬里并且包括延伸穿过所述衬里中的相应套管孔的相应套管；以及喷射器单元，所述喷射器单元附接到所述前壳体并且延伸穿过所述前壳体，使得每个相应喷射器单元的一部分设置在对应的相应套管内，并且相应燃料管线配件设置在所述前壳体的外部。
4.根据权利要求1所述的燃烧器，其中所述轴向燃料分级系统包括：第二燃料喷射组件，所述第二燃料喷射组件沿第一周向方向背离所述第一燃料喷射组件设置；以及第三燃料喷射组件，所述第三燃料喷射组件沿第二相反周向方向背离所述第一燃料喷射组件设置；并且
其中第一燃料供应管线将所述第一燃料喷射组件流体连通到所述第二燃料喷射组件，并且第二燃料供应管线将所述第一燃料喷射组件流体连通到所述第三燃料喷射组件，所述第一燃料供应管线和所述第二燃料供应管线设置在所述前壳体的外部。
5.根据权利要求4所述的燃烧器，其中所述轴向燃料分级系统包括第四燃料喷射组件，所述第四燃料喷射组件沿所述第二相反周向方向背离所述第三燃料喷射组件设置；并且
其中第三燃料供应管线将所述第三燃料喷射组件流体连通到所述第四燃料喷射组件，所述第三燃料供应管线设置在所述前壳体的外部。
6.根据权利要求4所述的燃烧器，其中所述第一燃料喷射组件包括将所述第一燃料供应管线固定到其上的第一燃料管线配件，以及将所述第二燃料供应管线固定到其上的第二燃料管线配件。
7.根据权利要求1所述的燃烧器，进一步包括径向设置在所述衬里与所述前壳体之间的外套筒，所述外套筒围绕所述衬里的至少一部分并且限定喷射器开口，所述喷射器开口与所述衬里中的所述第一套管孔对准，并且所述第一燃料喷射组件穿过所述喷射器开口突起。
8.根据权利要求7所述的燃烧器，其中所述衬里与所述外套筒之间的第一环形空间沿第一方向输送空气，所述外套筒与所述前壳体之间的第二环形空间沿第二相反方向输送空气，沿所述第二相反方向行进的空气被引导通过所述喷射器开口并且进入所述套管中。
9.根据权利要求1所述的燃烧器，进一步包括：过渡件，所述过渡件沿轴向设置在所述衬里的下游并且以密封方式连接到所述衬里；压缩机排气壳体(CDC)，所述CDC沿周向围绕所述过渡件和所述衬里的后端，所述CDC包括CDC法兰。
10.根据权利要求9所述的燃烧器，其中所述前壳体的下游部分包括第一法兰，所述第一法兰定位成邻近并且连接到所述CDC法兰。
11.根据权利要求10所述的燃烧器，其中所述前壳体包括上游壳体部分以及与所述上游壳体部分隔开的下游壳体部分，所述下游壳体部分包括所述第一法兰以及与所述第一法兰轴向间隔开的第二法兰；并且
其中所述第一喷射器单元安装到所述第一法兰与所述第二法兰之间的所述下游壳体部分。
12.根据权利要求11所述的燃烧器，其中所述上游壳体部分包括第三法兰，所述第三法兰连接到所述下游壳体部分的所述第二法兰。
13.一种燃烧器，包括：
头端，所述头端包括一次燃料喷嘴；
连接到所述头端的衬里，所述衬里限定靠近所述头端的一次燃烧区域以及位于所述一次燃烧区域下游的二次燃烧区域；
前壳体，所述前壳体位于所述衬里的至少一部分的径向外部并且围绕所述衬里的至少一部分；
轴向燃料分级系统，所述轴向燃料分级系统包括多个燃料喷射组件，每个燃料喷射组件包括：
套管组件，所述套管组件安装到所述衬里并且包括套管，所述套管延伸穿过所述衬里中的套管孔；以及
喷射器单元，所述喷射器单元附接到所述前壳体并且延伸穿过所述前壳体，使得所述喷射器单元的一部分设置在所述套管内，并且所述喷射器单元的燃料管线配件设置在所述前壳体的外部；
其中所述喷射器单元将燃料流引入流动通过所述套管的空气流中，使得燃料和空气沿横向于来自所述一次燃烧区域的燃烧产物流的方向喷射到所述二次燃烧区域中，
位于所述燃料喷射组件之间的燃料供应管线在所述燃烧器的外部，主燃料入口与所述燃料供应管线中的第一燃料供应管线流体连通，所述空气从所述头端流过环形空间，所述环形空间被限定在所述前壳体和与所述前壳体向内径向隔开的外套筒之间，并且
所述套管包括：
入口部分；
出口开口，所述出口开口与所述入口部分相对；和
内表面，所述内表面具有各中心与所述套管的喷射轴线重合的椭圆形截面，并且所述内表面限定了从所述入口部分到所述出口开口的连续弧形，
其中，所述入口部分的椭圆形截面大于所述出口开口的椭圆形截面，并且
所述连续弧形限定了虚椭圆的一个象限的至少一部分，所述虚椭圆的半长轴平行于所述套管的喷射轴线，所述虚椭圆的半短轴垂直于所述套管的喷射轴线。
14.根据权利要求13所述的燃烧器，其中限定所述套管的所述出口开口的平面被设置成相对于限定所述套管的所述入口部分的平面成不平行的倾斜角度。
15.根据权利要求13所述的燃烧器，其中所述多个燃料喷射组件包括第一燃料喷射组件、沿第一周向方向背离所述第一燃料喷射组件设置的第二燃料喷射组件、以及沿第二相反周向方向背离所述第一燃料喷射组件设置的第三燃料喷射组件；并且其中所述第一燃料喷射组件的第一喷射器单元包括用于所述轴向燃料分级系统的所述主燃料入口，所述主燃料入口位于所述前壳体的径向外部。
16.根据权利要求15所述的燃烧器，进一步包括：所述第一燃料供应管线，所述第一燃料供应管线将所述第一燃料喷射组件的所述第一喷射器单元流体连通到所述第二燃料喷射组件的第二喷射器单元；以及第二燃料供应管线，所述第二燃料供应管线将所述第一燃料喷射组件的所述第一喷射器单元连接到所述第三燃料喷射组件的第三喷射器单元。
17.根据权利要求16所述的燃烧器，其中每个燃料喷射组件包括将相应燃料供应管线固定到其上的至少一个燃料管线配件。
18.根据权利要求13所述的燃烧器，进一步包括径向设置在所述衬里与所述前壳体之间的所述外套筒，所述外套筒围绕所述衬里的至少一部分并且限定与所述衬里中的相应套管孔对准的多个喷射器开口，每个燃料喷射组件穿过所述多个喷射器开口中的相应一个喷射器开口突起。
19.根据权利要求15所述的燃烧器，进一步包括：过渡件，所述过渡件沿轴向设置在所述衬里的下游并且以密封方式连接到所述衬里；以及压缩机排气壳体(CDC)，所述CDC沿周向围绕所述过渡件和所述衬里的后端，所述CDC包括CDC法兰。
20.根据权利要求19所述的燃烧器，其中所述前壳体的下游部分包括第一法兰，所述第一法兰定位成邻近并且连接到所述CDC法兰。
21.根据权利要求20所述的燃烧器，其中所述前壳体包括上游壳体部分以及与所述上游壳体部分隔开的下游壳体部分，所述下游壳体部分包括所述第一法兰以及与所述第一法兰轴向间隔开的第二法兰；并且
其中所述第一燃料喷射组件安装到所述第一法兰与所述第二法兰之间的所述下游壳体部分。
22.根据权利要求21所述的燃烧器，其中所述上游壳体部分包括第三法兰，所述第三法兰连接到所述下游壳体部分的所述第二法兰。
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Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11248789B2 (en) 2018-12-07 2022-02-15 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine with integral combustion liner and turbine nozzle
KR102164620B1 (ko) * 2019-06-19 2020-10-12 두산중공업 주식회사 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈
US11828467B2 (en) 2019-12-31 2023-11-28 General Electric Company Fluid mixing apparatus using high- and low-pressure fluid streams
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
US20210301722A1 (en) * 2020-03-30 2021-09-30 General Electric Company Compact turbomachine combustor
US11846426B2 (en) * 2021-06-24 2023-12-19 General Electric Company Gas turbine combustor having secondary fuel nozzles with plural passages for injecting a diluent and a fuel
US11898753B2 (en) * 2021-10-11 2024-02-13 Ge Infrastructure Technology Llc System and method for sweeping leaked fuel in gas turbine system
CN114353121B (zh) * 2022-01-18 2022-12-20 上海交通大学 一种用于燃气轮机的多喷嘴燃料注入方法
KR20240084316A (ko) * 2022-12-06 2024-06-13 두산에너빌리티 주식회사 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2236938A2 (en) * 2009-03-13 2010-10-06 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Gas turbine combustor
CN103727534A (zh) * 2012-10-10 2014-04-16 通用电气公司 用于延迟贫油喷射燃烧器系统的空气管理装置以及输送空气流的方法
EP2829707A1 (en) * 2013-07-22 2015-01-28 Rolls-Royce plc A fuel manifold and fuel injector arrangement for a combustion chamber
WO2015023863A1 (en) * 2013-08-16 2015-02-19 United Technologies Corporation Cooled fuel injector system for a gas turbine engine
EP2902708A1 (en) * 2014-06-12 2015-08-05 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Multi-fuel-supporting gas-turbine combustor
EP3214374A1 (en) * 2016-03-04 2017-09-06 General Electric Company Axial fuel staging system for a gas turbine combustor
EP3217097A1 (en) * 2014-11-05 2017-09-13 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Burner, combustor, and gas turbine

Family Cites Families (67)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB791617A (en) * 1953-12-11 1958-03-05 Rolls Royce Improvements in or relating to combustion equipment for gas-turbine engines
US2926495A (en) 1955-12-29 1960-03-01 Gen Electric Fuel injection nozzle
GB1055234A (en) 1963-04-30 1967-01-18 Hitachi Ltd Ultra-high temperature combustion chambers
DE1252470B (de) 1964-08-14 1967-10-19 Bordes Joseph Szydlowski (Frankreich) Ringförmige Brennkammer, insbesondere für Gasturbinentriebwerke
FR1424457A (fr) 1964-11-30 1966-01-14 Perfectionnements apportés aux chambres de combustion des moteurs à turbine à gaz
FR2221621B1 (zh) * 1973-03-13 1976-09-10 Snecma
US3958416A (en) 1974-12-12 1976-05-25 General Motors Corporation Combustion apparatus
US4112676A (en) 1977-04-05 1978-09-12 Westinghouse Electric Corp. Hybrid combustor with staged injection of pre-mixed fuel
US4926630A (en) 1988-12-12 1990-05-22 Sundstrand Corporation Jet air cooled turbine shroud for improved swirl cooling and mixing
US5749219A (en) 1989-11-30 1998-05-12 United Technologies Corporation Combustor with first and second zones
FR2674317B1 (fr) 1991-03-20 1993-05-28 Snecma Chambre de combustion de turbomachine comportant un reglage du debit de comburant.
US5845480A (en) * 1996-03-13 1998-12-08 Unison Industries Limited Partnership Ignition methods and apparatus using microwave and laser energy
US6047550A (en) 1996-05-02 2000-04-11 General Electric Co. Premixing dry low NOx emissions combustor with lean direct injection of gas fuel
JP2000356345A (ja) 1999-06-16 2000-12-26 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器及びガスタービン燃焼器の燃焼方法
FR2826102B1 (fr) 2001-06-19 2004-01-02 Snecma Moteurs Perfectionnements apportes aux chambres de combustion de turbine a gaz
US6868676B1 (en) 2002-12-20 2005-03-22 General Electric Company Turbine containing system and an injector therefor
FR2899315B1 (fr) 2006-03-30 2012-09-28 Snecma Configuration d'ouvertures de dilution dans une paroi de chambre de combustion de turbomachine
US7886545B2 (en) 2007-04-27 2011-02-15 General Electric Company Methods and systems to facilitate reducing NOx emissions in combustion systems
US8375726B2 (en) 2008-09-24 2013-02-19 Siemens Energy, Inc. Combustor assembly in a gas turbine engine
US8112216B2 (en) 2009-01-07 2012-02-07 General Electric Company Late lean injection with adjustable air splits
US8707707B2 (en) * 2009-01-07 2014-04-29 General Electric Company Late lean injection fuel staging configurations
US8689559B2 (en) * 2009-03-30 2014-04-08 General Electric Company Secondary combustion system for reducing the level of emissions generated by a turbomachine
US8991192B2 (en) 2009-09-24 2015-03-31 Siemens Energy, Inc. Fuel nozzle assembly for use as structural support for a duct structure in a combustor of a gas turbine engine
US8752386B2 (en) 2010-05-25 2014-06-17 Siemens Energy, Inc. Air/fuel supply system for use in a gas turbine engine
US8769955B2 (en) 2010-06-02 2014-07-08 Siemens Energy, Inc. Self-regulating fuel staging port for turbine combustor
US9010123B2 (en) 2010-07-26 2015-04-21 Honeywell International Inc. Combustors with quench inserts
US8745987B2 (en) * 2010-10-28 2014-06-10 General Electric Company Late lean injection manifold
US9010120B2 (en) 2011-08-05 2015-04-21 General Electric Company Assemblies and apparatus related to integrating late lean injection into combustion turbine engines
US8407892B2 (en) 2011-08-05 2013-04-02 General Electric Company Methods relating to integrating late lean injection into combustion turbine engines
US8919137B2 (en) 2011-08-05 2014-12-30 General Electric Company Assemblies and apparatus related to integrating late lean injection into combustion turbine engines
EP2742291B1 (en) 2011-08-11 2020-07-08 General Electric Company System for injecting fuel in a gas turbine engine
US9303872B2 (en) 2011-09-15 2016-04-05 General Electric Company Fuel injector
DE112011105655B4 (de) * 2011-09-22 2023-05-25 General Electric Company Brenner und Verfahren zur Brennstoffzufuhr zu einem Brenner
US8904796B2 (en) * 2011-10-19 2014-12-09 General Electric Company Flashback resistant tubes for late lean injector and method for forming the tubes
US20130104553A1 (en) 2011-11-01 2013-05-02 General Electric Company Injection apparatus
US9170024B2 (en) * 2012-01-06 2015-10-27 General Electric Company System and method for supplying a working fluid to a combustor
US9097424B2 (en) 2012-03-12 2015-08-04 General Electric Company System for supplying a fuel and working fluid mixture to a combustor
US9151500B2 (en) * 2012-03-15 2015-10-06 General Electric Company System for supplying a fuel and a working fluid through a liner to a combustion chamber
US9038395B2 (en) 2012-03-29 2015-05-26 Honeywell International Inc. Combustors with quench inserts
US9200808B2 (en) * 2012-04-27 2015-12-01 General Electric Company System for supplying fuel to a late-lean fuel injector of a combustor
US9133722B2 (en) 2012-04-30 2015-09-15 General Electric Company Transition duct with late injection in turbine system
US8677753B2 (en) 2012-05-08 2014-03-25 General Electric Company System for supplying a working fluid to a combustor
FR2994217B1 (fr) 2012-08-06 2018-05-04 Safran Helicopter Engines Rampe d'injection modulaire a double circuit
AU2013219140B2 (en) 2012-08-24 2015-10-08 Ansaldo Energia Switzerland AG Method for mixing a dilution air in a sequential combustion system of a gas turbine
US9222673B2 (en) 2012-10-09 2015-12-29 General Electric Company Fuel nozzle and method of assembling the same
US9291098B2 (en) 2012-11-14 2016-03-22 General Electric Company Turbomachine and staged combustion system of a turbomachine
US9534790B2 (en) 2013-01-07 2017-01-03 General Electric Company Fuel injector for supplying fuel to a combustor
US9366443B2 (en) 2013-01-11 2016-06-14 Siemens Energy, Inc. Lean-rich axial stage combustion in a can-annular gas turbine engine
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
US9316155B2 (en) * 2013-03-18 2016-04-19 General Electric Company System for providing fuel to a combustor
US20150027126A1 (en) * 2013-07-24 2015-01-29 General Electric Company System for providing fuel to a combustor
US20150107255A1 (en) * 2013-10-18 2015-04-23 General Electric Company Turbomachine combustor having an externally fueled late lean injection (lli) system
US20150159877A1 (en) 2013-12-06 2015-06-11 General Electric Company Late lean injection manifold mixing system
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
WO2016032436A1 (en) 2014-08-26 2016-03-03 Siemens Energy, Inc. Cooling system for fuel nozzles within combustor in a turbine engine
US10094566B2 (en) 2015-02-04 2018-10-09 General Electric Company Systems and methods for high volumetric oxidant flow in gas turbine engine with exhaust gas recirculation
US10480792B2 (en) * 2015-03-06 2019-11-19 General Electric Company Fuel staging in a gas turbine engine
US20160265782A1 (en) 2015-03-10 2016-09-15 General Electric Company Air shield for a fuel injector of a combustor
US20160265781A1 (en) 2015-03-10 2016-09-15 General Electric Company Air shield for a fuel injector of a combustor
US20180187563A1 (en) 2015-07-24 2018-07-05 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine transition duct with late lean injection having reduced combustion residence time
US9938903B2 (en) * 2015-12-22 2018-04-10 General Electric Company Staged fuel and air injection in combustion systems of gas turbines
US20170254540A1 (en) 2016-03-04 2017-09-07 General Electric Company Spacers and conduit assemblies having the same
US10436450B2 (en) * 2016-03-15 2019-10-08 General Electric Company Staged fuel and air injectors in combustion systems of gas turbines
US20170268786A1 (en) * 2016-03-18 2017-09-21 General Electric Company Axially staged fuel injector assembly
US10513987B2 (en) * 2016-12-30 2019-12-24 General Electric Company System for dissipating fuel egress in fuel supply conduit assemblies
US10865992B2 (en) * 2016-12-30 2020-12-15 General Electric Company Fuel injectors and methods of use in gas turbine combustor
US10851999B2 (en) * 2016-12-30 2020-12-01 General Electric Company Fuel injectors and methods of use in gas turbine combustor

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2236938A2 (en) * 2009-03-13 2010-10-06 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Gas turbine combustor
CN103727534A (zh) * 2012-10-10 2014-04-16 通用电气公司 用于延迟贫油喷射燃烧器系统的空气管理装置以及输送空气流的方法
EP2829707A1 (en) * 2013-07-22 2015-01-28 Rolls-Royce plc A fuel manifold and fuel injector arrangement for a combustion chamber
WO2015023863A1 (en) * 2013-08-16 2015-02-19 United Technologies Corporation Cooled fuel injector system for a gas turbine engine
EP2902708A1 (en) * 2014-06-12 2015-08-05 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Multi-fuel-supporting gas-turbine combustor
EP3217097A1 (en) * 2014-11-05 2017-09-13 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Burner, combustor, and gas turbine
EP3214374A1 (en) * 2016-03-04 2017-09-06 General Electric Company Axial fuel staging system for a gas turbine combustor

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