CN111788431B - 燃烧器组件燃料控制 - Google Patents

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Abstract

一种燃气涡轮燃烧器组件(200)包括：主燃烧室(214)，其与主燃料喷射器(204)的主燃料出口流体连通；火炬引燃器(212)，其联接到主燃烧室，该火炬引燃器包括辅助燃烧室(220)和辅助燃料喷射器(222)，该辅助燃料喷射器(222)具有与辅助燃烧室流体连通的辅助燃料出口；以及燃料回路，其包括在燃料入口与主燃料喷射器之间的第一供应流径(246)、在燃料入口与辅助燃料喷射器之间的第二供应流径(250)以及在辅助燃料喷射器与主燃料喷射器之间的旁通流径(252)。

Description

燃烧器组件燃料控制
优先权要求
该申请要求于2018年1月4日提交的编号为15/862,379的美国专利申请的优先权，该申请的全部内容由此通过引用并入。
技术领域
该说明书大体上涉及用于燃气涡轮发动机的燃烧器组件，其并入火炬引燃器(igniter)以促进主燃烧室中的引燃。更特别地，该说明书中描述的实施例涉及用于控制到主燃烧室的火炬引燃器和焚烧器的燃料流的系统、设备和方法。
背景技术
燃气涡轮发动机是用于许多大功率应用的优选类的内燃机。基本上，燃气涡轮发动机的特征在于联接到下游涡轮且典型地由下游涡轮驱动的上游旋转压缩机，其中燃烧室居于两个旋转构件中间。火炬引燃器是可用来引燃燃气涡轮发动机的主燃烧器的装置。在一些应用中，火炬引燃器具有优于常规火花引燃器的优点，因为它可向主燃烧器提供更大量的能量释放，且因此能够在更宽的环境范围内以更可靠的方式起燃发动机。为实现这样，火炬引燃器需要辅助燃料和空气源以及引燃源。辅助气流典型地从发动机的压缩机下游的压室或从外部压缩空气源获得；且辅助燃料从燃料计量单元或歧管或从独立的燃料源获得。
发明内容
在一方面，一种燃气涡轮燃烧器组件包括：主燃烧室，其与主燃料喷射器的主燃料出口流体连通；火炬引燃器，其联接到主燃烧室，该火炬引燃器包括辅助燃烧室和辅助燃料喷射器，该辅助燃料喷射器具有与辅助燃烧室流体连通的辅助燃料出口；以及燃料回路，其包括在燃料入口与主燃料喷射器之间的第一供应流径、在燃料入口与辅助燃料喷射器之间的第二供应流径以及在辅助燃料喷射器与主燃料喷射器之间的旁通流径。
在另一方面，一种燃气涡轮发动机包括：压缩机，其构造成产生高压气流；涡轮，其联接到压缩机且构造成驱动压缩机；以及燃烧器组件，其构造成接收来自压缩机的高压气流且产生到涡轮的高温高压气流。燃烧器组件包括：主燃烧室，其与主燃料喷射器的主燃料出口流体连通；火炬引燃器，其联接到主燃烧室，该火炬引燃器包括辅助燃烧室和辅助燃料喷射器，该辅助燃料喷射器具有与辅助燃烧室流体连通的辅助燃料出口；以及燃料回路，其包括在燃料入口与主燃料喷射器之间的第一供应流径、在燃料入口与辅助燃料喷射器之间的第二供应流径以及在辅助燃料喷射器与主燃料喷射器之间的旁通流径。
在一些示例中，辅助燃料喷射器构造成接收流过第二流径的燃料，通过辅助燃料出口喷射燃料流的一部分，且使燃料流的另一部分再循环到旁通流径。
在一些示例中，第一供应流径、第二供应流径和旁通流径各自由单独的流体导管限定。在一些示例中，旁通流径不由流量调节装置所阻碍。在一些示例中，旁通流径包括机电控制的流量调节装置。
在一些示例中，旁通流径在辅助燃料喷射器与主燃料喷射器之间提供直接的流体连通线。在一些示例中，旁通流径构造成将旁通燃料流从辅助燃料喷射器引导到主燃料喷射器。
在一些示例中，燃料回路还包括流量调节器，其构造成同时调整从燃料入口到相应的第一和第二供应流径的燃料流的速率以及沿着旁通流径的燃料流的速率。在一些示例中，主燃料喷射器包括多个燃料喷射器中的一个，其在流量调节器的下游联接到居于第一供应流径上的公共燃料进口歧管。在一些示例中，旁通流径与燃料进口歧管流体连通。在一些示例中，流量调节器包括弹簧偏置的活塞阀，其具有与燃料入口流体连通的入口端口和与参考压力源流体连通的参考端口，且入口端口与参考端口之间的压力差推动活塞克服弹簧的偏置力，以控制通过阀到第一和第二供应流径的燃料流。
在一些示例中，第二供应流径包括机电控制的流量调节装置。
在又一方面，一种将燃料输送到燃烧器组件中的火炬引燃器和主燃烧器的方法包括以下步骤：接收燃料的总焚烧流；将火炬供应燃料流传送到火炬引燃器的辅助燃料喷射器，该火炬供应燃料流包括总焚烧流的至少一部分；将火炬供应燃料流的排放部分喷射到火炬引燃器的辅助燃烧室中；以及使火炬供应燃料流的旁通部分沿着旁通流径再循环到主燃烧器的主燃料喷射器，该旁通流径在辅助燃料喷射器与主燃料喷射器之间提供直接的流体连通线。
该说明书中描述的主题的一个或多个实施方式的细节在附图和下文描述中阐述。根据描述、图和权利要求书，本主题的其它特征、方面和优点将变得显而易见。
附图说明
图1是示例性燃气涡轮发动机的半部侧截面视图。
图2是第一示例性燃烧器组件的平面图。
图3A-3D是图2中示出的流量调节器的图，其描绘不同操作状态下的流量调节器。
图4是第二示例性燃烧器组件的平面图。
具体实施方式
在某些燃气涡轮发动机中，火炬引燃器引燃在发动机的燃烧器中由燃烧器喷嘴释放的燃料，以产生加热的燃烧产物。加热的燃烧产物继而扩展通过发动机的涡轮，以产生扭矩。在不同的周围环境中横跨大范围的操作状况在主燃烧器的燃料喷射器喷嘴周围的可靠引燃和火焰传播对燃烧器的设计极为重要。旁通燃料喷射器在许多设计中是关键构件，其允许火炬引燃器在整个宽范围的流量需求和操作状况下可靠地实现起燃且保持稳定的火炬焚烧。
从采用旁通燃料喷射器获得的一个优点是相对大的“调节比”—即，最大燃料流动能力与最小燃料流动能力的比率—而没有显著的喷雾质量降低(例如，不良的雾化)或喷嘴出口结焦。与由所谓的“单一”燃料喷射器提供的5:1或更低的比率相比，旁通燃料喷射器可实现8:1或更高的调节比。虽然明显有益，旁通燃料喷射器还带来显著的挑战。这些挑战中的一个是燃料控制。在旁通燃料喷射器中，通过使供应到喷射器的某量的燃料虹吸或“旁通”来提供较低的排放燃料流率。控制旁通流是通常使用硬件(其给设计带来显著的成本和重量害处)和/或使用复杂的控制逻辑(其通常不精确)来解决的设计挑战。旁通燃料典型地以单向方式传送到贮槽储器，且不直接被重新引入到燃料回路。考虑燃料流的该寄生损失使流量控制逻辑复杂化且降低其精度。燃料流的不精确管控可导致火焰不稳定，损坏燃烧器的构件，降低燃料效率，且/或引发不良的排放性能。
该说明书中描述的实施例涉及关于燃料控制的备选方法，该方法通过将燃料传送到主燃烧器燃料喷嘴来使旁通燃料流再循环。该方法消除对于贮槽容器以及相关联的昂贵/笨重硬件的需要，且通过消除寄生流来提高控制逻辑的效率和精度。
图1描绘示例性燃气涡轮发动机10。在该示例中，燃气涡轮发动机10是涡轮喷气型燃气涡轮，其可用来例如为喷气式飞行器供以功率。然而，在整个的该说明书中描述的技术和构思并非如此有限，且可并入各种其它类型的燃气涡轮发动机(例如，涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机或工业/船用发动机)的设计中。
如示出的，燃气涡轮发动机10大体上促进气体的连续轴向流动。即，气体大体上沿由图1中的箭头所指示的轴向下游方向流过燃气涡轮发动机10。燃气涡轮发动机10包括进口12，其接收周围空气14且将周围空气14引导到压缩机16。周围空气14被吸入通过压缩机16的多个级。离开压缩机16的高压空气18被引入到燃烧器100。在某些情况下，燃烧器100是限定发动机的主轴20的环形燃烧器，或定位在轴的径向外侧的罐型燃烧器。
燃烧器100包括燃烧罩102、多个燃料喷射器104、燃烧器穹顶106和火炬引燃器系统108。在燃烧器100处，高压空气18与液态或气态燃料(未示出)混合，且由火炬引燃器系统108引燃，以产生加热的燃烧产物22。燃烧产物22通过涡轮24的多个级。涡轮24从高压高温的燃烧产物22中获取能量。由涡轮24从燃烧产物22中获取的能量驱动压缩机16，压缩机16由主轴20联接到涡轮。离开涡轮24的排出气体26通过排出喷嘴28加速进入大气，以提供推力或推进功率或能量来用于生成电功率。
图2示出可用于图1的燃气涡轮发动机10中的示例性燃烧器组件200。燃烧器组件200包括主燃烧器210和火炬引燃器212。主燃烧器210包括主燃烧室214和成组的主燃料喷射器204。主燃料喷射器204中的每个包括主燃料出口216，其将燃料排放到主燃烧室214中。由燃料进口歧管218向主燃料喷射器204提供燃料流。
火炬引燃器212包括辅助燃烧室220和辅助燃料喷射器222。辅助燃料喷射器222包括：辅助燃料出口224，其将燃料排放到辅助燃烧室220中；以及旁通燃料出口226，其引导绕过辅助燃料出口224的燃料流远离辅助燃料喷射器222。
燃烧器组件200还包括燃料回路228，其在燃料入口端口230处从燃料源(未示出)接收加压的燃料流229且将燃料分配到主燃烧器210和火炬引燃器212。燃料流229表示可用来引燃和保持火炬引燃器212和主燃烧器210中的火焰的燃料总量。因此，燃料流229可称为“总焚烧流”。用语“流”在整个的该说明书中的使用是指燃料本身和燃料流动所处的速率(例如，体积或质量流率)。
燃料回路228包括流量调节器232，其促进总焚烧流229分配到火炬引燃器212和主燃烧器210。在该示例中，流量调节器232是定向燃料计量阀，其包括第一排放端口234、第二排放端口236、参考端口238和由弹簧242偏置的活塞240。如示出的，第一排放端口234沿着通向主燃料喷射器204的燃料进口歧管218的第一供应流径246引导第一燃料流244；且第二排放端口236沿着通向辅助燃料喷射器222的第二供应流径250引导第二燃料流248。
燃料回路228还包括旁通流径252，其在主燃料喷射器204的燃料进口歧管218与火炬引燃器212的辅助燃料喷射器222之间延伸。在该示例中，旁通流径252在由燃料进口歧管218供给的主燃料喷射器204与辅助燃料喷射器222之间提供直接的流体连通线。短语“直接的流体连通线”在该上下文中意味着燃料从辅助燃料喷射器222流向燃料进口歧管218，而没有转移到燃料回路228外。由旁通流径252提供的直接的流体连通线通过促进旁通燃料流254的再循环来防止寄生损失的累积。因而，第一供应流径246、第二供应流径250和旁通流径252(其中的每个由单独的流体导管(或成系列的互连的流体导管)限定)的组合形成没有显著寄生损失的再循环流环路，其简化精确管控和分配总焚烧流所需要的控制逻辑。
流量调节器232是被动操作的装置。在该说明书的上下文中，被动操作意味着流量调节器232在没有供以功率的电或机电控制构件(诸如促动器和螺线管)的情况下执行它的预期功能。相反地，流量调节器232响应于总焚烧流229的大小来执行它的燃料流分配功能。注意，用语“大小”在该上下文中是指燃料流率的大小，其对应于流体压力的大小。当总焚烧流229通过燃料入口端口230被引入到燃料回路228时，它的流体压力相对于活塞240的冠部256沿与由弹簧242提供的偏置力相反的方向作用。相对于活塞240施加的净流体压力对应于冠部256的任意侧上的压力方面的差—即，总焚烧流229的压力与参考端口238的压力之间的差。
当流体压力压倒偏置力时，活塞240被朝完全打开位置(见图3D)推动，在该位置处，第一排放端口234和第二排放端口236完全不由活塞240的裙部258所阻塞。相反地，当偏置力压倒流体压力时，活塞240被朝完全关闭位置(见图3A)推动，在该位置处，第一排放端口234和第二排放端口236完全由活塞裙部258所阻塞。当流体压力和偏置力达到平衡时，活塞240在完全打开位置与完全关闭位置之间(见图3B-3C)保持静止。由弹簧242施加的偏置力根据位移程度来(线性地或非线性地)变化。因此，由总焚烧流229所引发的流体压力必须达到预定阈值以使活塞240从完全关闭位置前进，且必须增加到超过该阈值以实现朝完全打开位置的进一步前进。如下文论述的，活塞240以该方式在完全打开位置与完全关闭位置之间的受控移动可同时调整第一燃料流244和第二燃料流248的大小(例如，体积或质量流率)。
最初由于没有总焚烧流229，活塞240居于完全关闭位置中(图3A)。如上文提到的，当活塞240在完全关闭位置中时，第一排放端口234和第二排放端口236完全由活塞裙部258所阻塞，且因此不存在第一燃料流244和第二燃料流248。当总焚烧流229的大小增加到超过预定阈值时，诸如在发动机的低流量状况期间，活塞240移动到第一中间位置(图3B)。在第一中间位置中，活塞裙部258从第二排放端口236去除，但继续阻塞第一排放端口234。因而，总焚烧流229整体作为第二燃料流248通过第二排放端口236引导到第二供应流径250。第二燃料流248由第二供应流径250引导到火炬引燃器212的辅助燃料喷射器222。第二燃料流248的一部分作为雾化喷雾从辅助燃料出口224喷射到辅助燃烧室220中，且绕过辅助燃料出口224的第二燃料流248的另一部分作为旁通燃料流254通过旁通燃料出口226引导到旁通流径252。
由辅助燃料出口224排放的第二燃料流248与旁通燃料流254相比的比例受辅助燃料喷射器222与燃料进口歧管218之间的压力差所影响。此外，在该示例中，因为旁通流径252不由流量调节装置(例如，阀或泵)所阻碍，压力差完全决定旁通燃料流254的大小。在活塞240的第一中间位置处，燃料进口歧管218处的压力远低于辅助燃料喷射器222的压力，因为第一排放端口234被阻塞，其防止加压的燃料流经由第一供应流径246到歧管218。该大的压力差使辅助燃料喷射器222置于高旁通状况下，其导致从辅助燃料出口224排放少量的燃料且向燃料进口歧管218提供比较大的旁通燃料流254。
响应于总焚烧流229大小的进一步增加，活塞240从第一中间位置(图3B)前进到第二中间位置(图3C)，其可在发动机的中流量状况下发生。在第二中间位置中，第二排放端口236不被阻塞，且第一排放端口234部分地不被阻塞，允许总焚烧流229的一部分作为第二燃料流248通过第二排放端口236引导到第二供应流径250且总焚烧流229的另一部分作为第一燃料流244通过第一排放端口234引导到第一供应流径246。由燃料进口歧管218经由第一供应流径246接收第一燃料流244提高歧管218处的压力，且因此减小辅助燃料喷射器222与歧管218之间的压力差。减小的压力差减小旁通燃料流254的比例大小，且增加由辅助燃料出口224排放到辅助燃烧室220的第二燃料流248的量。
总焚烧流229的继续增加(诸如在高流量发动机状况下)导致活塞240从第二中间位置(图3C)前进到完全打开位置(图3D)。如上文提到的，在完全打开位置中，第一排放端口234和第二排放端口236完全不由活塞裙部258所阻塞。与作为第二燃料流248输送到辅助燃料喷射器222的总焚烧流229的量相比，从第二排放端口236完全去除阻塞物进一步增加作为第一燃料流244输送到燃料进口歧管218的总焚烧流229的相对量。在一些示例中，第一燃料流244的大小增加有效地消除辅助燃料喷射器222与燃料进口歧管218之间的压力差，其导致很少的(如果有)旁通燃料流254。在一些示例中，由增大的第一燃料流244所引发的燃料进口歧管218中的压力导致反向旁通状况，其中通过旁通流径252的燃料流从进口歧管218经由旁通燃料出口226传送到辅助燃料喷射器222的辅助燃料出口224。
在该示例中，调节燃料回路228的上文描述的构件，以允许基于压力平衡原理自调节到火炬引燃器212和主燃烧器210的燃料流。在总焚烧流229的每个水平下—即，低流量、中流量和高流量状况—流量调节器232被动操作以使总焚烧流229在火炬引燃器212与主燃烧器210之间分开。旁通流径252允许基于压力差来进一步分配燃料流。在确定和监测(track)总焚烧流229的大小时，这使控制逻辑不必考虑来自辅助燃料喷射器222的旁通流的寄生损失。
图4示出与图2的燃烧器组件200类似的第二示例性燃烧器组件200'。在该示例中，燃料回路228'还包括居于第二供应流径250上的供应阀260以及居于旁通流径252上的旁通阀262。通过提供独立于总焚烧流229的大小来操作的流量控制装置，这些阀向燃料回路228'提供额外的自由度。这允许燃料回路228'在辅助燃料喷射器222处建立更宽范围的调节比，同时保持从消除寄生损失中得到的简化且精确的控制逻辑的益处。
供应阀260和旁通阀262可以以机电控制阀(例如，螺线管驱动阀)的形式提供。例如，供应阀260可为调节第二燃料流248大小的计量阀。旁通阀262也可为调节旁通燃料流254的计量阀，或在某些发动机操作状况期间抑制沿特定方向的燃料流的止回阀。例如，可促动旁通阀262以防止在高流量发动机状况期间从燃料进口歧管218到辅助燃料喷射器222的反向旁通流。
描述了本发明的多个实施例。然而，将理解的是，可在不脱离本发明的精神和范围的情况下进行各种修改。

Claims (23)

1.一种燃气涡轮燃烧器组件，包括：
主燃烧室，其与主燃料喷射器的主燃料出口流体连通；
火炬引燃器，其联接到所述主燃烧室，所述火炬引燃器包括辅助燃烧室和辅助燃料喷射器，所述辅助燃料喷射器具有与所述辅助燃烧室流体连通的辅助燃料出口；以及
燃料回路，其包括在燃料入口与所述主燃料喷射器之间的第一供应流径、在所述燃料入口与所述辅助燃料喷射器之间的第二供应流径以及从所述辅助燃料喷射器直接延伸到所述主燃料喷射器的旁通流径，
其中所述辅助燃料喷射器构造成接收流过所述第二供应流径的燃料流，通过所述辅助燃料出口喷射所述燃料流的一部分，且使所述燃料流的另一部分再循环到所述旁通流径。
2.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，所述第一供应流径、所述第二供应流径和所述旁通流径各自由单独的流体导管限定。
3.根据权利要求2所述的燃烧器组件，其特征在于，所述旁通流径构造成使得所述辅助燃料喷射器与所述主燃料喷射器之间的压力差限定通过所述辅助燃料出口喷射的燃料流与再循环到所述旁通流径的燃料流的比例。
4.根据权利要求2所述的燃烧器组件，其特征在于，所述旁通流径包括机电控制的流量调节装置。
5.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，所述旁通流径在所述辅助燃料喷射器与所述主燃料喷射器之间提供直接的流体连通线。
6.根据权利要求5所述的燃烧器组件，其特征在于，所述旁通流径构造成将旁通燃料流从所述辅助燃料喷射器引导到所述主燃料喷射器。
7.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，所述燃料回路还包括流量调节器，其构造成同时调整从所述燃料入口到相应的第一和第二供应流径的燃料流的速率以及沿着所述旁通流径的燃料流的速率。
8.根据权利要求7所述的燃烧器组件，其特征在于，所述主燃料喷射器包括多个燃料喷射器中的一个，其在所述流量调节器的下游联接到居于所述第一供应流径上的公共燃料进口歧管。
9.根据权利要求8所述的燃烧器组件，其特征在于，所述旁通流径与所述燃料进口歧管流体连通。
10.根据权利要求7所述的燃烧器组件，其特征在于，所述流量调节器包括弹簧偏置的活塞阀，其具有与所述燃料入口流体连通的入口端口和与参考压力源流体连通的参考端口，且其中所述入口端口与所述参考端口之间的压力差推动活塞克服弹簧的偏置力，以控制通过所述活塞阀到所述第一和第二供应流径的燃料流。
11.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，所述第二供应流径包括机电控制的流量调节装置。
12.一种燃气涡轮发动机，包括：
压缩机，其构造成产生高压气流；
涡轮，其联接到所述压缩机且构造成驱动所述压缩机；以及
燃烧器组件，其构造成接收来自所述压缩机的所述高压气流且产生到所述涡轮的高温高压气流，所述燃烧器组件包括：
主燃烧室，其与主燃料喷射器的主燃料出口流体连通；
火炬引燃器，其联接到所述主燃烧室，所述火炬引燃器包括辅助燃烧室和辅助燃料喷射器，所述辅助燃料喷射器具有与所述辅助燃烧室流体连通的辅助燃料出口；以及
燃料回路，其包括在燃料入口与所述主燃料喷射器之间的第一供应流径、在所述燃料入口与所述辅助燃料喷射器之间的第二供应流径以及从所述辅助燃料喷射器直接延伸到所述主燃料喷射器的旁通流径，
其中所述辅助燃料喷射器构造成接收流过所述第二供应流径的燃料流，通过所述辅助燃料出口喷射所述燃料流的一部分，且使所述燃料流的另一部分再循环到所述旁通流径。
13.根据权利要求12所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第一供应流径、所述第二供应流径和所述旁通流径各自由单独的流体导管限定。
14.根据权利要求13所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述旁通流径构造成使得所述辅助燃料喷射器与所述主燃料喷射器之间的压力差限定通过所述辅助燃料出口喷射的燃料流与再循环到所述旁通流径的燃料流的比例。
15.根据权利要求13所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述旁通流径包括机电控制的流量调节装置。
16.根据权利要求12所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述旁通流径在所述辅助燃料喷射器与所述主燃料喷射器之间提供直接的流体连通线。
17.根据权利要求16所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述旁通流径构造成将旁通燃料流从所述辅助燃料喷射器引导到所述主燃料喷射器。
18.根据权利要求12所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃料回路还包括流量调节器，其构造成同时调整从所述燃料入口到相应的第一和第二供应流径的燃料流的速率以及沿着所述旁通流径的燃料流的速率。
19.根据权利要求18所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述主燃料喷射器包括多个燃料喷射器中的一个，其在所述流量调节器的下游联接到居于所述第一供应流径上的公共燃料进口歧管。
20.根据权利要求19所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述旁通流径与所述燃料进口歧管流体连通。
21.根据权利要求18所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述流量调节器包括弹簧偏置的活塞阀，其具有与所述燃料入口流体连通的入口端口和与参考压力源流体连通的参考端口，且其中所述入口端口与所述参考端口之间的压力差推动活塞克服弹簧的偏置力，以控制通过所述活塞阀到所述第一和第二供应流径的燃料流。
22.根据权利要求12所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第二供应流径包括机电控制的流量调节装置。
23.一种将燃料输送到燃烧器组件中的火炬引燃器和主燃烧器的方法，所述方法包括：
接收燃料的总焚烧流；
将火炬供应燃料流传送到所述火炬引燃器的辅助燃料喷射器，所述火炬供应燃料流包括所述总焚烧流的至少一部分；
将所述火炬供应燃料流的排放部分喷射到所述火炬引燃器的辅助燃烧室中；以及
使所述火炬供应燃料流的旁通部分沿着旁通流径再循环到所述主燃烧器的主燃料喷射器，所述旁通流径从所述辅助燃料喷射器直接延伸到所述主燃料喷射器。
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Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11359554B2 (en) 2020-03-05 2022-06-14 General Electric Company System and method for fuel nozzle cleaning during engine operation
US11261803B2 (en) 2020-03-05 2022-03-01 General Electric Company Method and system for fuel nozzle cleaning during engine operation
US11549441B1 (en) 2021-10-12 2023-01-10 Collins Engine Nozzles, Inc. Fuel injectors with torch ignitors
US11773784B2 (en) 2021-10-12 2023-10-03 Collins Engine Nozzles, Inc. Fuel injectors with torch ignitors
US11946378B2 (en) 2022-04-13 2024-04-02 General Electric Company Transient control of a thermal transport bus
US11927142B2 (en) 2022-07-25 2024-03-12 General Electric Company Systems and methods for controlling fuel coke formation

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1985863A2 (en) * 2007-04-19 2008-10-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Surge detection in a gas turbine engine
CN101900036A (zh) * 2009-05-28 2010-12-01 通用电气公司 具有内联燃料重整的燃气涡轮机燃烧系统及其使用方法
CN103748338A (zh) * 2011-08-19 2014-04-23 伍德沃德公司 分流控制装置
CN105556097A (zh) * 2013-09-03 2016-05-04 斯奈克玛 用于涡轮机的多点式燃料喷射系统以及相关的调节方法
CN105673285A (zh) * 2014-12-05 2016-06-15 通用电气公司 用于燃气轮机的燃料供给系统
CN106460672A (zh) * 2014-05-19 2017-02-22 赛峰直升机发动机公司 改进的燃料喷射架构
CN106796031A (zh) * 2014-08-18 2017-05-31 伍德沃德有限公司 火炬式点火器

Family Cites Families (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3126942A (en) 1964-03-31 X f fuel supply systems for spill burner nozzles
GB618688A (en) 1946-09-16 1949-02-25 David Havelock Ballantyne Improvements in or relating to fuel-supply systems for gas-turbines
US2540642A (en) * 1947-06-19 1951-02-06 Armstrong Siddeley Motors Ltd Multiple combustion chamber torch igniter and auxiliary fuel spray device arrangement for initiating combustion
US2543366A (en) * 1948-12-29 1951-02-27 Rolls Royce Two-position fuel valve for gasturbine torch igniters
GB684244A (en) * 1949-11-14 1952-12-17 Rolls Royce Improvements in or relating to gas-turbine engine fuel systems
GB736699A (en) * 1952-09-10 1955-09-14 Ca Nat Research Council Pulsating torch igniter for combustion chambers
US2864234A (en) * 1956-09-13 1958-12-16 Clifford E Seglem Igniter for gas turbine engines
US2967224A (en) * 1956-10-08 1961-01-03 Ford Motor Co Hot wire igniter
US3009321A (en) * 1958-05-21 1961-11-21 Rodney A Jones Ceramic-lined pilots for turbo-jet combustors
NL113963C (zh) * 1959-05-15
US3999378A (en) * 1974-01-02 1976-12-28 General Electric Company Bypass augmentation burner arrangement for a gas turbine engine
US3954389A (en) * 1974-12-19 1976-05-04 United Technologies Corporation Torch igniter
IT1063699B (it) * 1975-09-16 1985-02-11 Westinghouse Electric Corp Metodo di avviamento di una turbina a gas di grande potenza con un combustore catalitico
US4141213A (en) * 1977-06-23 1979-02-27 General Motors Corporation Pilot flame tube
US4860533A (en) * 1987-09-17 1989-08-29 Prutech Ii Torch igniter for a combustor having U.V. flame detection
CA2072275A1 (en) * 1991-08-12 1993-02-13 Phillip D. Napoli Fuel delivery system for dual annular combustor
JPH0579630A (ja) * 1991-09-25 1993-03-30 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器および運転方法
FR2718793B1 (fr) * 1994-04-13 1996-05-24 Snecma Circuit d'alimentation en carburant d'injecteurs de carburant.
US7313916B2 (en) * 2002-03-22 2008-01-01 Philip Morris Usa Inc. Method and apparatus for generating power by combustion of vaporized fuel
BRPI0413784A (pt) * 2003-09-05 2006-11-07 Delavan Inc queimador para um combustor de turbina de gás
US7269939B2 (en) * 2004-11-24 2007-09-18 General Electric Company Method and apparatus for automatically actuating fuel trim valves in a gas
US7726112B2 (en) * 2006-04-24 2010-06-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel system of gas turbine engines
US7841184B2 (en) * 2007-04-19 2010-11-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Start flow measurement
EP2107310A1 (en) * 2008-04-01 2009-10-07 Siemens Aktiengesellschaft Burner
EP2107313A1 (en) * 2008-04-01 2009-10-07 Siemens Aktiengesellschaft Fuel staging in a burner
EP2107312A1 (en) * 2008-04-01 2009-10-07 Siemens Aktiengesellschaft Pilot combustor in a burner
US8166765B2 (en) * 2008-10-15 2012-05-01 Woodward, Inc. Fuel delivery and control system including a variable displacement actuation pump supplementing a fixed displacement main pump
US9080772B2 (en) * 2013-06-13 2015-07-14 Delavan Inc Continuous ignition
US10704469B2 (en) * 2017-07-07 2020-07-07 Woodward, Inc. Auxiliary Torch Ingnition
US10711699B2 (en) * 2017-07-07 2020-07-14 Woodward, Inc. Auxiliary torch ignition

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1985863A2 (en) * 2007-04-19 2008-10-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Surge detection in a gas turbine engine
CN101900036A (zh) * 2009-05-28 2010-12-01 通用电气公司 具有内联燃料重整的燃气涡轮机燃烧系统及其使用方法
CN103748338A (zh) * 2011-08-19 2014-04-23 伍德沃德公司 分流控制装置
CN105556097A (zh) * 2013-09-03 2016-05-04 斯奈克玛 用于涡轮机的多点式燃料喷射系统以及相关的调节方法
CN106460672A (zh) * 2014-05-19 2017-02-22 赛峰直升机发动机公司 改进的燃料喷射架构
CN106796031A (zh) * 2014-08-18 2017-05-31 伍德沃德有限公司 火炬式点火器
CN105673285A (zh) * 2014-12-05 2016-06-15 通用电气公司 用于燃气轮机的燃料供给系统

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