CN1114732A - 自燃燃烧室的冷却方法 - Google Patents

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Abstract

在一种基本上由一个流入区(1)和一个燃烧区(2)组成的燃烧室中，在高温下流入燃烧室的工作燃气与一种燃油混合而使该燃油自燃着火，流入区(1)按照喷射冷却方式进行冷却，而燃烧区(2)则是对流冷却的，其中用于对流冷却的冷却空气(10)同时也是用于喷射冷却的冷却空气(12)。

Description

自燃燃烧室的冷却方法
本发明涉及一种自燃燃烧室的冷却方法。
在至今以来应用于燃气轮机结构中的燃烧室中，几乎可以利用全部的空气质量流来冷却燃烧室壁，避免材料温度过高，该空气质量流中只有一小部分，没有先用于冷却而进入燃烧室。在这种冷却方式下，冷却的最佳化在于沿着冷却区段(冷却级)工作时的压力损失要尽可能地小，从而不会降低燃气轮机装置的效率。
然而，对于最好在第一涡轮下游工作的自燃燃烧室来说，由于其烟气具有很高的温度，因此这种烟气自然就不能用于冷却目的。另外，这种燃烧室在流入区已经承受很高的热负荷，因此在此区域中也必须极其有效地冷却。同样在后面的燃烧区中热负荷更高，因此更需要进行有效的冷却。由此看来，就必须从工作过程中抽出很大部分的低温空气质量流来冷却这种自燃燃烧室。此时要注意，当今大功率级的燃气轮机组一般只能释放出极少的空气用于冷却目的，因为否则会大大降低其效率和比功率。因此不断有人提出建议，要求利用其它介质从外部对承受高热负荷的组件进行冷却。最突出的建议是采用蒸汽来进行冷却。如果将燃气轮机组合成一个具有蒸汽回路的联合设备，那么这种建议肯定是值得考核的。但是如果没有蒸汽或其它适于冷却的介质发生时，则只能通过牺牲效率来冷却自燃燃烧室。
对此本发明将提供补救，正如在权利要求书中的特征所表明的那样，本发明的目的在于提出一种本文开头所述的那种方法，它能用最小量的内部空气质量流达到有效的冷却。
本发明的主要优点在于能够在燃气轮机组的效率和比功率的损失极小情况下实施燃烧室的冷却。这种冷却方式适应于燃烧室中的各种燃烧特性并且用于冷却的空气质量流在做完功后以合适的方式成为该燃烧室的热燃气的组成部分。
如果该自燃燃烧室由一个流入区和一个燃烧区组成，那么前者选择喷射冷却(或称为多孔式冷却)，后者选择对流冷却。为了保证在燃烧区中预混合燃烧按要求那样产生很少的有害物质，没有采用基于控制引入该区域中的空气的冷却技术，例如薄膜式冷却。
喷射冷却涉及在烧嘴壁中设置一些相互靠近排列的孔，冷却空气从这些孔进入燃烧室内部，由此冷却燃烧室壁。在燃烧室内侧，冷却空气形成一层很薄的隔热层，它降低了壁的热负荷，并且保证冷却空气以很好的混合程度大面积地混入到主质量流中。此外，这种喷射冷却还保证火焰前沿不会从燃烧区朝上游回行，而这本身是很容易发生的，因为燃烧空气的流速，尤其是在流入区内衬处的壁边界层中的流速，具有最小值，此处存在预混合火焰向后蠕动而从燃烧区出来的潜在危险。
在燃烧区中采用的对流冷却最好按照逆流原理设计，当然也可以采用顺流冷却或者两者的组合。这种冷却的特征在于它的设计结构，按照这种设计结构，在燃烧室外壁周面上沿燃烧区纵向形成前后紧密相随的流动通道，这些通道的径向深度为冷却通道的高度，由此使承受高热负荷的燃烧室壁得到极其有效的冷却。
在按照逆流原理对燃烧区进行对流冷却时，冷却空气以最佳的流动方式被输送到流入区的一个前室中，从该前室可以进行上述喷射冷却。
采用这种方式冷却的自燃燃烧室，所需的冷却空气与流过燃烧室的质量流的比可以减小到10％以下，而不会有由于在沿着要冷却的区段上产生的压力损失而使燃烧室壁产生大机械负荷的危险。
实现本发明目的的技术方案的一些有利的和适宜的细节在从属权利要求中给出。
下面将对照附图对本发明的一个实施例进行详细说明。其中省去了所有对理解本发明所不需要的部件，介质的流动方向由箭头表示。
唯一的附图示出了一个作为燃气轮机组的后燃烧室而设计的受到冷却的燃烧室，其中的燃烧基于自燃着火。(以下涉及本发明的实施以及在工业上的应用性)。
附图中所示的燃烧室例如是可以用作燃气轮机组的第二个燃烧室，它按照自燃原理工作。该燃烧室最好基本上是沿轴向或准轴向的连续环形筒体形状，这由所示的中轴线14呈现出来。该燃烧室基本上是由一个流入区1和一个后继的燃烧区2组成。当然，该燃烧室也可以由一些轴向的、准轴向的或螺旋形设置的并且相互闭合在一起的燃烧空间组成。当该燃烧室是基于自燃而设计的情况下，那么在其上游工作的未示出的涡轮则设计成只对工作燃气8进行部分膨胀，这样工作燃气8仍然具有很高的温度。在这种工作方式和环形结构的燃烧室情况下，沿着构成燃烧室的环形筒体的周向设置了多个燃油喷管6，它们例如由一个未示出的环形管道相互连接以供给燃油。该燃烧室没有任何烧嘴，因为只要当工作燃气8具有能使燃油自燃的比温度时，就会使通过喷管6喷入到工作燃气8中的燃油自燃着火。如果燃烧室是以一种气态燃油工作的，那么为了实现自燃，从上游的涡轮来的工作燃气8的温度的典型值约为1000℃。为了保证这种按自燃设计的燃烧室工作可靠并且具有高的效率，重要的是在整个工作过程中火焰前沿13在各处保持稳定。为此目的，一方面，在燃油喷管6的上游，沿流入区1的内壁3的内侧和周向上设置一排产生涡流的部件7，它们在火焰前沿13的区域中引起一个回流区。另一方面，在火焰前沿13的一个径向平面中设有一个相对于流入区1的横截面对称的横截面跃变部分15，它的大小同时构成了燃烧区2的流动横截面。在工作期间，在该横截面跃变部分15内形成回流区，这些回流区又使火焰前沿13环形稳定。由于这种轴向设置的并且结构长度极短的燃烧室是一种高速燃烧室，其平均速度大于60米/秒，因此，产生涡流的部件7的形状必须按照流动情况来确定。由于燃烧室的热负荷很高，因此必须进行极其有效的冷却。如已经提到的那样，此时必须考虑到大功率级的燃气轮机组中一般只能释放出极少量的空气用于冷却目的，如果不想让效率和比功率显著下降的话。这种燃烧室的冷却是这样进行的：即在流入区1和燃烧区2之间采用各种各样的冷却方式。首先，燃烧区2按照逆流原理进行冷却：一定量的冷却空气10沿着由燃烧区2的内壁5和外壁4构成的冷却空气通道18流向流入区1，对燃烧室2的承受高热负荷的内壁5进行对流冷却。在燃烧区2通过以下措施达到冷却的最佳化，即冷却空气通道18具有相应匹配的高度，要冷却的内壁5具有一定的表面粗糙度，沿着冷却区段设置一些各种各样的肋，等等，其中前面提及的可以在内壁5的周向上设置一些轴向流动通道提供了良好的结果。燃烧区2的对流冷却中有时也可以加入一种冲击冷却，此时要注意，不允许让冷却空气10的压力下降太多。在完成了第一次冷却后，已承受了部分热负荷的冷却空气11流入一个前室17中，该前室沿轴向平行于流入区1，由流入区1的内壁3和已提及的外壁4构成。该冷却空气11仍然具有很大的冷却潜力，因此，对相对于燃烧区2来说承受较小热负荷的流入区1也同样得到最佳的冷却。流入区1是这样冷却的：所述的冷却空气11大部分经内壁3中的许多孔16进入流入区1内部，一小部分冷却空气11经径向壁20中的其它孔19直接进入到横截面跃变部分15中，这里有个环形稳定区，根据需要，冷却空气在此处起到冷却和强化作用。所述孔16沿流入区1的轴向和周向分布，从整体上来说覆盖了整个流入区1，保证能以极小的空气耗量使内壁3冷却。此外，该冷却空气12在流入区1的内侧，即沿着壁3的内衬形成一层薄的隔热层，它大大降低了壁3的热负荷，并且保证使参予冷却的空气以良好的混合程度大面积地混入到工作燃气8的主质量流中。这种隔热层此外还保证了所要求的预混合火焰不会在壁处的流动边界层中向上游传播到燃油喷入处，而在此处火焰会扩散式地燃烧。由此有效地促进了这种自燃着火并且有害物质少的自燃燃烧室概念。由于起初的冷却空气10绝大部分是在一个相当高的温度下从火焰前沿13的上游引入到工作燃气的质量流中，这些冷却空气在燃烧区2中为形成热燃气9同样也得到处理，由此避免了温度的不均匀性，而这种温度不均匀性会影响自燃着火，尤其是在部分负荷下运行时。射入到横截面跃变部分15中的那一小部分冷却空气不会产生不均匀性情况，相反，在该区域中这部分冷却空气会促进燃烧区2的对流冷却，该区域的冷却特别由于流动发生偏转以及在冷却空气通道18和中间室17之间的截面扩展而尤其受到削弱。在这种方式冷却的自燃燃烧室中，所需的全部冷却空气10与流过燃烧室的质量流8之间的比例可以降低到10％以下，而不会由于冷却通道18中的压力损失使内壁3和5产生值得注意的机械负荷。为了减小涡流部件7的热负荷，一个优点是将涡流部件7做成空心的，亦即它们构成流入区1内壁3的一个延伸部分，这一点由附图中作为一种变型示出的那样可以看到。流动侧的构成涡流部件的折边上同样也均匀地设置了孔16，冷却空气11经这些孔16进入流入区1内部并且在那里同样产生喷射冷却效果。壁3中这些让冷却空气通过而进入流入区1中的孔16在一定的流量比下是相对于流动方向倾斜设置的，以便使已述的在内衬上形成的冷却空气薄膜具有更强的附着性，此时孔16的倾斜设置情况取决于冷却空气薄膜形成的与流动相关的脱离现象的强度。
                        标号表1    流入区2    燃烧区3    流入区内壁4    燃烧区外壁5    燃烧区内壁6    燃油喷管7    涡流部件8    工作燃气9    热燃气10   冷却空气11   按照对流冷却的冷却空气12   用于喷射冷却的冷却空气13    火焰前沿14    中轴线15    横截面跃变部分，环形稳定区16    壁3中的孔17    中间室18    沿着燃烧区的冷却空气通道19    壁20中的孔20    径向壁

Claims (5)

1.燃气轮机组的自燃燃烧室的冷却方法，这种自燃燃烧室基本上由一个流入区和一个燃烧区组成，高温工作燃气流入燃烧室中，通过与燃油混合而使混合物自燃着火，其特征是，流入区(1)借助于一种喷射冷却进行冷却，燃烧区(2)借助于一种对流冷却进行冷却。
2.按权利要求1的方法，其特征是，燃烧区(2)先按照逆流原理进行冷却，接着将同一冷却空气(10)用于流入区(1)的喷射冷却。
3.按权利要求1的方法，其特征是，燃油(6)与工作燃气(8)的混合在流入区(1)中进行，在流入区(1)和燃烧区(2)之间的过渡处形成一个火焰前沿(13)，该火焰前沿(13)利用
燃烧区(2)的一个相对于流入区(1)横截面的横截面跃变部分(15)而得到稳定。
4.按权利要求1的方法，其特征是，在流入区(1)中燃油喷入处的上游，通过一些产生涡流的部件(7)而在火焰前沿(13)的区域中产生一个回流区。
5.按权利要求4的方法，其特征是，产生涡流的部件(7)借助了一种喷射冷却进行冷却。
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DE (1) DE59508712D1 (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104421001A (zh) * 2013-09-06 2015-03-18 通用电气公司 冷却燃气涡轮发动机的方法
CN113864061A (zh) * 2021-09-03 2021-12-31 清华大学 一种固体冲压发动机壁面冷却系统和方法
CN114636170A (zh) * 2022-03-18 2022-06-17 广州发展宝珠能源站有限公司 一种对流漩涡式壁面冷却的燃烧器

Families Citing this family (37)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19641725A1 (de) 1996-10-10 1998-04-16 Asea Brown Boveri Gasturbine mit einer sequentiellen Verbrennung
US6324827B1 (en) * 1997-07-01 2001-12-04 Bp Corporation North America Inc. Method of generating power in a dry low NOx combustion system
DE59809097D1 (de) 1998-09-30 2003-08-28 Alstom Switzerland Ltd Brennkammer für eine Gasturbine
EP0999367B1 (de) * 1998-11-06 2003-02-12 ALSTOM (Switzerland) Ltd Strömungskanal mit Querschnittssprung
DE19860583A1 (de) 1998-12-29 2000-07-06 Abb Alstom Power Ch Ag Brennkammer für eine Gasturbine
EP1072771A1 (de) 1999-07-29 2001-01-31 Asea Brown Boveri AG Gasturbine mit integriertem Rückstosstriebwerk
GB9929601D0 (en) * 1999-12-16 2000-02-09 Rolls Royce Plc A combustion chamber
US6351947B1 (en) 2000-04-04 2002-03-05 Abb Alstom Power (Schweiz) Combustion chamber for a gas turbine
DE50212871D1 (de) 2001-09-07 2008-11-20 Alstom Technology Ltd Dämpfungsanordnung zur reduzierung von brennkammerpulsationen in einer gasturbinenanlage
DE102004005477A1 (de) 2003-02-11 2004-08-19 Alstom Technology Ltd Verfahren zum Betrieb einer Gasturbogruppe
US7117676B2 (en) * 2003-03-26 2006-10-10 United Technologies Corporation Apparatus for mixing fluids
US7007486B2 (en) * 2003-03-26 2006-03-07 The Boeing Company Apparatus and method for selecting a flow mixture
US7469544B2 (en) * 2003-10-10 2008-12-30 Pratt & Whitney Rocketdyne Method and apparatus for injecting a fuel into a combustor assembly
US7127899B2 (en) * 2004-02-26 2006-10-31 United Technologies Corporation Non-swirl dry low NOx (DLN) combustor
ES2548236T3 (es) 2004-12-23 2015-10-15 Alstom Technology Ltd Procedimiento para el funcionamiento de un grupo de turbinas de gas
US7810336B2 (en) * 2005-06-03 2010-10-12 Siemens Energy, Inc. System for introducing fuel to a fluid flow upstream of a combustion area
DE102005042889B4 (de) 2005-09-09 2019-05-09 Ansaldo Energia Switzerland AG Gasturbogruppe
DE102006011727B3 (de) * 2006-03-14 2007-11-22 Webasto Ag Kombiniertes Heizungs-/Warmwassersystem für mobile Anwendungen
EP2116767B1 (en) * 2008-05-09 2015-11-18 Alstom Technology Ltd Burner with lance
US8220269B2 (en) * 2008-09-30 2012-07-17 Alstom Technology Ltd. Combustor for a gas turbine engine with effusion cooled baffle
EP2230455B1 (en) * 2009-03-16 2012-04-18 Alstom Technology Ltd Burner for a gas turbine and method for locally cooling a hot gases flow passing through a burner
GB0920094D0 (en) 2009-11-17 2009-12-30 Alstom Technology Ltd Reheat combustor for a gas turbine engine
ES2462974T3 (es) * 2010-08-16 2014-05-27 Alstom Technology Ltd Quemador de recalentamiento
CH703657A1 (de) * 2010-08-27 2012-02-29 Alstom Technology Ltd Verfahren zum betrieb einer brenneranordnung sowie brenneranordnung zur durchführung des verfahrens.
CH704829A2 (de) * 2011-04-08 2012-11-15 Alstom Technology Ltd Gasturbogruppe und zugehöriges Betriebsverfahren.
CN104541104A (zh) * 2012-08-24 2015-04-22 阿尔斯通技术有限公司 利用稀释气体混合器的连续燃烧
EP2735796B1 (en) 2012-11-23 2020-01-01 Ansaldo Energia IP UK Limited Wall of a hot gas path component of a gas turbine and method for enhancing operational behaviour of a gas turbine
JP6843513B2 (ja) * 2016-03-29 2021-03-17 三菱パワー株式会社 燃焼器、燃焼器の性能向上方法
US11994292B2 (en) 2020-08-31 2024-05-28 General Electric Company Impingement cooling apparatus for turbomachine
US11994293B2 (en) 2020-08-31 2024-05-28 General Electric Company Impingement cooling apparatus support structure and method of manufacture
US11371702B2 (en) 2020-08-31 2022-06-28 General Electric Company Impingement panel for a turbomachine
US11614233B2 (en) 2020-08-31 2023-03-28 General Electric Company Impingement panel support structure and method of manufacture
US11460191B2 (en) 2020-08-31 2022-10-04 General Electric Company Cooling insert for a turbomachine
US11255545B1 (en) 2020-10-26 2022-02-22 General Electric Company Integrated combustion nozzle having a unified head end
US11767766B1 (en) 2022-07-29 2023-09-26 General Electric Company Turbomachine airfoil having impingement cooling passages
EP4390226A1 (en) * 2022-12-20 2024-06-26 General Electric Company Gas turbine engine combustor with a set of dilution passages
US12072100B1 (en) * 2023-11-07 2024-08-27 General Electric Company Combustor for a gas turbine engine

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
NL72931C (zh) * 1948-02-21
US3075352A (en) * 1958-11-28 1963-01-29 Gen Motors Corp Combustion chamber fluid inlet construction
US3169367A (en) * 1963-07-18 1965-02-16 Westinghouse Electric Corp Combustion apparatus
US3623711A (en) * 1970-07-13 1971-11-30 Avco Corp Combustor liner cooling arrangement
DE2326680C3 (de) * 1973-05-25 1980-09-25 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen Flammrohr mit Vormischkammer für Brennkammern von Gasturbinentriebwerken
US4232527A (en) * 1979-04-13 1980-11-11 General Motors Corporation Combustor liner joints
US4288980A (en) * 1979-06-20 1981-09-15 Brown Boveri Turbomachinery, Inc. Combustor for use with gas turbines
US4628687A (en) * 1984-05-15 1986-12-16 A/S Kongsberg Vapenfabrikk Gas turbine combustor with pneumatically controlled flow distribution
EP0228091A3 (en) * 1986-01-03 1988-08-24 A/S Kongsberg Väpenfabrikk Axially compact gas turbine burner and method for cooling same
US5012645A (en) * 1987-08-03 1991-05-07 United Technologies Corporation Combustor liner construction for gas turbine engine
US5076061A (en) * 1989-12-15 1991-12-31 Sundstrand Corporation Stored energy combustor
US5123248A (en) * 1990-03-28 1992-06-23 General Electric Company Low emissions combustor
US5257499A (en) * 1991-09-23 1993-11-02 General Electric Company Air staged premixed dry low NOx combustor with venturi modulated flow split

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104421001A (zh) * 2013-09-06 2015-03-18 通用电气公司 冷却燃气涡轮发动机的方法
CN104421001B (zh) * 2013-09-06 2018-01-16 通用电气公司 冷却燃气涡轮发动机的方法
CN113864061A (zh) * 2021-09-03 2021-12-31 清华大学 一种固体冲压发动机壁面冷却系统和方法
CN114636170A (zh) * 2022-03-18 2022-06-17 广州发展宝珠能源站有限公司 一种对流漩涡式壁面冷却的燃烧器

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