CN112944394A - 燃烧器点火定时 - Google Patents

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理查德·马丁·迪金提奥
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Abstract

本发明题为燃烧器点火定时。本发明提供了涡轮机(10)和操作该涡轮机(10)的方法。该涡轮机(10)可包括压缩机(14)、涡轮(18)、位于该压缩机(14)下游和该涡轮(18)上游的多个燃烧器(16)。该涡轮机(10)还可包括多个点火器(17)。操作该涡轮机(10)的方法可包括以第一速度旋转该涡轮机(10)的轴(22)，并且在以第一速度旋转该涡轮机(10)的该轴(22)之后以不同于该第一速度的第二速度旋转该涡轮机(10)的该轴(22)。该方法还可包括在整个时间段内以规则的间隔和/或当旋转速度在该时间段内达到至少一个预定速度阈值时，反复地点燃所述多个点火器(17)中的至少一个点火器(17)。

Description

燃烧器点火定时
技术领域
本公开整体涉及用于点燃涡轮机的燃烧器的方法和装置。
背景技术
气体涡轮、飞机发动机和许多其他基于燃烧的系统包括一个或多个燃烧器，该一个或多个燃烧器将工作流体(诸如空气)与燃料混合并点燃燃料-空气混合物以产生高温和高压燃烧气体。例如，商用气体涡轮可以用于发电。用于产生电力的典型气体涡轮以串联流顺序包括压缩机、燃烧区段和涡轮。环境空气可被提供到压缩机，并且压缩机中的旋转叶片和静止叶片渐进地向工作流体(空气)赋予动能，以在高度激励状态下产生压缩的工作流体。经压缩的工作流体离开压缩机并流入燃烧区段中的多个燃烧器中的每一个燃烧器中，其中经压缩的工作流体与燃料在一个或多个燃料喷嘴中混合。燃料空气混合物流入每个燃烧器中的燃烧室，其中混合物被点燃以产生具有高温和高压的燃烧气体。燃烧气体在涡轮中膨胀以做功。例如，涡轮中燃烧气体的膨胀可使连接到发电机的轴旋转以产生电力。
燃烧通常由一个或多个但少于全部的燃烧器中的点火系统引发。点火系统可在一个或多个燃烧器内产生火花或其他点火源，例如激光束或引燃火焰。在一些气体涡轮中，多个燃烧器通常通过每对相邻燃烧器之间的横越火焰管连接或互连。在一个燃烧器(例如，具有点火系统的燃烧器)中引发的燃烧可通过横越火焰管在所有燃烧器中传播。
横越火焰管延伸穿过每个燃烧室的一侧，使得燃烧气体可从一个燃烧器行进到下一个相邻燃烧器的燃烧室。该设计还需要每个横越火焰管穿透燃烧器的衬套，从而在穿透处或穿透处周围形成潜在泄漏和/或湍流源。此外，在相邻燃烧器的侧面之间延伸的横越火焰管必然妨碍每个燃烧器的衬套和流动套筒之间的工作流体的流动。这些障碍物在衬套背面产生低速区域，继而产生热点和衬套变形。此类构型还具有罐到罐的复杂热瞬态，这导致横越火焰管结扎或从其预期位置移位，从而导致停机以进行硬件校正而后允许正确启动。
发明内容
根据本公开的系统和方法的各方面和优点将在以下描述中部分地阐述，或者可从描述中显而易见，或者可通过该技术的实践来学习。
根据一个实施方案，提供了操作涡轮机的方法。涡轮机包括压缩机、涡轮和在压缩机下游和涡轮上游的多个燃烧器。涡轮机还包括多个点火器。多个点火器中的每个点火器安装在多个燃烧器中的对应的一个燃烧器上并且与对应的一个燃烧器操作地连通，并且多个燃烧器中的每个燃烧器具有安装在其上的对应的点火器。方法包括以第一速度旋转涡轮机的轴，并且在以第一速度旋转涡轮机的轴之后以不同于第一速度的第二速度旋转涡轮机的轴。轴的旋转速度在一时间段内从第一速度改变为第二速度。方法还包括在整个时间段内以规则的间隔重复地点燃多个点火器中的至少一个点火器。
根据另一个实施方案，提供了操作涡轮机的方法。涡轮机包括多个燃烧器和多个点火器。多个点火器中的每个点火器安装在多个燃烧器中的对应的一个燃烧器上并且与对应的一个燃烧器操作地连通，并且多个燃烧器中的每个燃烧器具有安装在其上的对应的点火器。方法包括以第一速度旋转涡轮机的轴，并且在以第一速度旋转涡轮机的轴之后以不同于第一速度的第二速度旋转涡轮机的轴。轴的旋转速度在一时间段内从第一速度改变为第二速度。方法还包括当旋转速度在时间段期间达到至少一个预定速度阈值时，点燃多个点火器中的至少一个点火器。
根据另一个实施方案，提供了一种涡轮机。涡轮机包括压缩机、涡轮和在压缩机下游和涡轮上游的多个燃烧器。涡轮机还包括多个点火器。多个点火器中的每个点火器安装在多个燃烧器中的对应的一个燃烧器上并且与对应的一个燃烧器操作地连通，并且多个燃烧器中的每个燃烧器具有安装在其上的对应的点火器。
参照以下描述和所附权利要求，本发明的系统和方法的这些和其他特征、方面和优点将变得更好理解。结合到本说明书中并构成其一部分的附图示出了本技术的实施方案，并与描述一起用于解释本技术的原理。
附图说明
本说明书中参考附图阐述了涉及本领域的普通技术人员的本发明的系统和方法的完整且能够实现的公开内容，包括制造和使用本发明的系统和方法的最佳模式，其中：
图1示出了根据本公开的实施方案的示例性气体涡轮的功能框图；
图2示出了根据本公开的实施方案的示例性燃烧器的简化侧剖视图；
图3示出了根据本公开的实施方案的多个燃烧器和相应的多个点火器；
图4示出了根据本公开的实施方案的加速期间涡轮机的点火时间表；
图5示出了根据本公开的实施方案的减速期间涡轮机的点火时间表；
图6示出了根据本公开的实施方案的操作涡轮机的方法；并且
图7示出了根据本公开的实施方案的操作涡轮机的方法。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的系统和方法的实施方案，其一个或多个示例在附图中示出。每个示例是通过解释本发明技术的方式提供的，而不是对本发明技术的限制。事实上，对于本领域的技术人员显而易见的是，在不脱离受权利要求书保护的本发明技术的范围或实质的情况下，可以在本发明技术中进行修改和变化。例如，作为一个实施方案的一部分示出或描述的特征可以用于另一个实施方案，以产生又一个实施方案。因此，本公开旨在涵盖落入所附权利要求书及其等同物的范围内的这些修改和变化。
具体实施方式使用数字和字母名称指代附图中的特征结构。附图和说明书中的相似或类似的名称已经用于指代本发明的相似或类似的部件。如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用，以将一个部件与另一个部件区分开来，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
现在参考附图，图1示出了涡轮机的一个实施方案的示意图，该涡轮机在所示实施方案中是气体涡轮10。尽管本文示出并描述了工业或陆基气体涡轮，但除非在权利要求中另外指明，否则本公开不限于陆基和/或工业气体涡轮。例如，如本文所述的点火技术和方法可用于任何类型的涡轮机，包括但不限于蒸汽涡轮、飞行器气体涡轮或船用气体涡轮。
气体涡轮10一般包括入口区段12、设置在入口区段12的下游的压缩机14、设置在压缩机14的下游的多个燃烧器16、设置在燃烧器16的下游的涡轮18以及设置在涡轮18的下游的排气区段20。另外，气体涡轮10可包括一个或多个轴22，该一个或多个轴将压缩机14联接到涡轮18。
在操作期间，空气24流过入口区段12并进入压缩机14，在该处空气24逐渐被压缩，从而将压缩空气26提供给燃烧器16。压缩空气26的至少一部分与燃料28在燃烧器16内混合，并且被燃烧以产生燃烧气体30。燃烧气体30从燃烧器16流入涡轮18，其中能量(动能和/或热能)从燃烧气体30传递到转子叶片(未示出)，从而使轴22旋转。然后，机械旋转能量可用于各种目的，诸如为压缩机14供电和/或发电。然后，离开涡轮18的燃烧气体30可以经由排气区段20从气体涡轮10排出。
如图2所示，每个燃烧器16可由外缸32(诸如压缩机排气缸)至少部分地围绕。外缸32可至少部分地限定高压增压室34，该高压增压室至少部分地围绕燃烧器16的各种部件。高压增压室34可以与压缩机14(图1)流体连通，以便从压缩机14接收压缩空气26。端盖36可联接到外缸32。在特定实施方案中，外缸32和端盖36可至少部分地限定燃烧器16的头端体积或部分38。
在特定实施方案中，头端部分38与高压增压室34和/或压缩机14流体连通。一个或多个衬套或管道40可至少部分地限定燃烧室或区42以便燃烧燃料-空气混合物，和/或可至少部分地限定穿过燃烧器的热气体路径44以便将燃烧气体30朝向涡轮18的入口引导。一个或多个燃料喷嘴50可联接到端盖36并且朝向燃烧室42延伸。点火器17可与燃烧器16操作地连通，并且点火器17可被配置成在燃烧器16中引发燃烧。点火器17可从端盖36轴向地向下游延伸。
如本文在燃烧器16的上下文中所使用的，“轴向地”是相对于燃烧器16的轴向中心线46，例如，点火器17可以沿着或平行于轴向中心线46从端盖36向下游延伸。如本文所用，术语诸如“上游”或“下游”应参考燃烧器16中的燃料和/或空气的流动方向来理解。
在其他实施方案中，点火器17可以任何合适的角度延伸，使得点火器17与燃烧室42连通。例如，在一些实施方案中，点火器17可以垂直于轴向中心线46取向。在各种实施方案中，点火器17可以是气体燃烧喷枪、火花塞或任何其他合适的点火器。虽然本文引用了每个燃烧器16、单个点火器17，但是应当理解，多于一个点火器(例如，冗余的第二点火器17)可存在于一个或多个燃烧器16中。
如图3所示，涡轮机(诸如上述气体涡轮10)可包括多个燃烧器16和对应的多个点火器17。多个燃烧器16可以周向阵列布置在缸32内。例如，如图3所示，多个燃烧器16可沿周向方向C对齐，其中周向方向C围绕涡轮机的中心轴线(例如，气体涡轮10的轴22)延伸。如在图3中可见，多个点火器17中的每个点火器17安装在多个燃烧器16中的对应一个燃烧器16上并与之操作地连通，并且多个燃烧器16中的每个燃烧器16具有安装在其上的对应点火器17。
在一些实施方案中，如图3所示，在燃烧器16中的任何燃烧器16之间不存在横越火焰管。例如，在此类实施方案中，气体涡轮10可不包括连接到多个燃烧器16中的任何燃烧器16的横越火焰管。在每个燃烧器16具有对应点火器17的情况下，不需要横越火焰管来将点火从一个燃烧器16传播到另一个燃烧器。相反，可通过激活安装到燃烧器16并与燃烧器16操作地连通的对应点火器17来直接点燃每个燃烧器16。在至少一些实施方案中，每个燃烧器16可被直接且独立地点燃。例如，多个点火器17中的每个点火器17可以独立于多个点火器17中的所有其他点火器17来控制。因此，例如，如果单个燃烧器16熄灭，则可通过仅激活与其他点火器17分开的对应点火器17并且不干扰或中断任何其他燃烧器16的操作来重新点燃该单个燃烧器16。
图4示出了根据本发明的主题的一个或多个实施方案的在涡轮机的斜升或加速期间(诸如在涡轮机的启动期间)的示例性点火时间表。如图所示，气体涡轮10的旋转速度在斜升周期期间随时间推移而改变(例如，增加)。因此，斜升周期表示轴22以增加的速度旋转的时间段，使得轴22以一个或多个第一旋转速度旋转，然后以后续速度旋转，该后续速度可被称为大于第一速度的第二速度，并且轴22的旋转速度在一时间段内从第一速度改变为第二速度。
如图4所示，第一速度是最低速度，并且速度随时间推移而增加，例如，第二速度大于第一速度。在还包括第三速度和第四速度的实施方案中，第三速度大于第二速度，并且每个后续速度大于先前速度。在一些实施方案中，轴22的旋转速度可继续增加，直到速度达到全速或约100％，如下所述。从图4中可以看出，加速度不一定是线性的，速度从第一速度增加到第二速度的增速可以不等于(例如小于)速度从第二速度增加到第三速度(例如，在包括第三速度的实施方案中)的增速。
例如，在斜升或加速期间，第一速度在时间t＝0分钟时可为约14％速度，并且第二速度在时间t＝1分钟时可为约20％或约25％，使得该时间段为约一分钟，或者第二速度在时间t＝2分钟时可为约33％，等等，最多并包括第二速度可为约100％(例如，在该特定情况下，“约”意指旋转速度渐近地接近全速或100％，如图4所示)，其中该时间段可为约十分钟或更长。在各种实施方案中，本文提及的“全速”或“100％”是指转子的最大旋转速度，包括无负载和/或一定负载水平下的最大旋转速度，直到并包括满负载下的最大旋转速度。同样作为示例，如上所述，第一速度可为14％，或可小于14％，或可大于14％。例如，仅作为一个可能的示例，第一速度在时间t＝2分钟时可为约33％，并且第二速度可为任何后续速度。除非另外指明，否则本文所用的近似术语例如“一般”或“约”包括所述值的±10％。
图5示出了根据本发明的主题的一个或多个实施方案的在涡轮机关闭或减速期间的示例性点火时间表。如图所示，气体涡轮10的旋转速度在关闭期间随时间推移而改变(例如，减小)。因此，关闭周期表示轴22以减小的速度旋转的时间段，使得轴22以一个或多个第一旋转速度旋转，然后以后续速度旋转，该后续速度可被称为小于第一速度的第二速度，并且轴22的旋转速度在一时间段内从第一速度改变为第二速度。在图5所示的涡轮机的关闭或减速期间轴22的旋转速度随时间推移的变化通常与图4所示的斜升或加速的变化相反，例如，关闭或减速期间的每个后续速度小于每个先前速度，速度的减小不一定是线性的，并且轴22的旋转速度可继续减小，直到以与关于图4所示的斜升或加速所述的类似(但相反)方式达到某个最小速度等。
例如，在关闭或减速期间，第一速度在时间t＝0分钟时可为约100％速度，并且第二速度在时间t＝10分钟时可为约14％，使得该时间段为约十分钟，或者第二速度在时间t＝8分钟时可为约33％，等等，其中关闭期间的可能时间段通常类似于启动时间的上下文中所述的示例性时间段，主要区别在于每个第二速度小于减速时间段(诸如关闭时间段)期间的相应第一速度。
本方面的主题的一些实施方案包括基于时间的点火，诸如，多个点火器17中的一个或多个(诸如全部)点火器17被激活(例如，点火)，其中“点火”可包括在整个斜升时间内以规则的间隔重复地发射火焰、激光束或火花以及其他可能的点火源。例如，规则的间隔可为约一分钟，因此点火器17可在斜升时间段内被每分钟激活一次。例如，斜升时间可为几分钟，诸如介于约五分钟和约十五分钟之间，或诸如约十分钟。在其他实施方案中，基于时间的点火的规则间隔可大于一分钟(例如，约九十秒或更多)或可小于一分钟(例如，诸如约三十秒或更少)。
本发明的主题的一些实施方案还可以或替代地包括基于事件的点火，例如，在该时间段期间，在至少一个预定速度阈值处点燃多个点火器17中的至少一个点火器17。至少一个预定速度阈值可以是或包括对应于涡轮机的临界操作频率的速度阈值。例如，如图4和图5所示，预定速度阈值可对应于涡轮叶片临界频率或谐振频率。因此，在预定速度阈值处点燃点火器17中的一个或多个(例如，全部)点火器可减少或防止涡轮机内的振荡。该至少一个预定速度阈值也可以或替代地是或包括对应于涡轮机的操作模式转换的速度阈值，诸如燃烧模式转换，如图4和图5所示。
在一些实施方案中，点燃多个点火器17中的至少一个点火器17可以包括同时点燃多个点火器17中的所有点火器，诸如在该时间段内规则间隔的每次出现时和/或在该时间段内的每个预定速度阈值处。在其他实施方案中，点燃多个点火器17中的至少一个点火器17可以替代地包括点燃少于所有的点火器17，诸如在规则间隔的第一次出现和/或在第一预定速度阈值处点燃多个点火器17的第一子集，并且在规则间隔的随后出现和/或在随后预定速度阈值处点燃多个点火器17的至少部分不同于多个点火器17的第一子集的第二子集。
在另外的示例性实施方案中，气体涡轮10可包括一个或多个传感器或事件检测器。在此类实施方案中，气体涡轮10和/或其控制器可以是可操作的或被配置成检测多个燃烧器16中的一个或多个燃烧器16中的事件或状况，诸如火焰熄灭，并且响应于所检测到的状况而点燃多个点火器17中的点火器17，该点火器17对应于其中检测到状况的燃烧器16。例如，多个点火器17中的点火器17可以被独立控制，使得只有多个点火器17中的相应点火器17响应于所检测到的状况而被点燃。
图6提供了流程图，其示出了根据本公开的一个或多个示例性实施方案的操作涡轮机(诸如本文所述的气体涡轮10)的示例性方法200。如图6所示，方法200可包括步骤202：以第一速度旋转涡轮机的轴，以及之后的步骤204：在以第一速度旋转涡轮机的轴之后以不同于第一速度的第二速度旋转涡轮机的轴。轴的旋转速度可在一时间段内从第一速度改变(例如，增大或减小)为第二速度。方法200还可包括步骤206：在整个时间段内以规则的间隔重复地点燃多个点火器中的至少一个点火器。
图7提供了流程图，其示出了根据本公开的一个或多个附加示例性实施方案的操作涡轮机(诸如本文所述的气体涡轮10)的示例性方法300。如图7所示，方法300可包括步骤202：以第一速度旋转涡轮机的轴，以及之后的步骤304：在以第一速度旋转涡轮机的轴之后以不同于第一速度的第二速度旋转涡轮机的轴。轴的旋转速度可在一时间段内从第一速度改变(例如，增大或减小)为第二速度。方法300还可包括步骤306：当旋转速度在该时间段期间达到至少一个预定速度阈值时，点燃多个点火器中的至少一个点火器。
作为一个实施方案的一部分示出或描述的特征可以用在另一个实施方案上，以产生又一个实施方案。例如，在一些实施方案中，启动或关闭点火时间表，例如，如图4或图5所示，可仅包括基于时间的点火或仅包括基于事件的点火，或者可包括使用基于时间的点火的第一时间段和使用基于事件的点火的第二时间段。第一时间段和第二时间段可以任何顺序发生，并且可同时、连续地执行，或者可重叠。因此，本公开旨在涵盖落入所附权利要求书及其等同物的范围内的这些修改和变化。
本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使得本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何设备或系统以及执行任何结合的方法。本发明的可专利范围由权利要求书限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括与权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言没有实质差异的等同结构元件，则这些其他示例意图在权利要求的范围内。

Claims (14)

1.一种操作涡轮机(10)的方法，所述涡轮机(10)包括压缩机(14)、涡轮(18)、位于所述压缩机(14)下游和所述涡轮(18)上游的多个燃烧器(16)以及多个点火器(17)，所述多个点火器(17)中的每个点火器(17)安装在所述多个燃烧器(16)中的对应的一个燃烧器(16)上并且与所述对应的一个燃烧器(16)操作地连通，其中所述多个燃烧器(16)中的每个燃烧器(16)具有安装在其上的对应的点火器(17)，所述方法包括：
以第一速度旋转所述涡轮机(10)的轴(22)；
在以所述第一速度旋转所述涡轮机(10)的所述轴(22)之后，以不同于所述第一速度的第二速度旋转所述涡轮机(10)的所述轴(22)，其中所述轴(22)的旋转速度在一时间段内从所述第一速度变为所述第二速度；并且
在整个所述时间段内以规则的间隔重复地点燃所述多个点火器(17)中的至少一个点火器(17)。
2.根据权利要求1所述的方法，其中点燃所述多个点火器(17)中的至少一个点火器(17)包括在所述时间段期间每次出现所述规则间隔时同时点燃所述多个点火器(17)中的所有所述点火器(17)。
3.根据权利要求1所述的方法，还包括检测所述多个燃烧器(16)中的一个燃烧器(16)中的状况，并且响应于所检测到的状况而仅点燃所述多个点火器(17)中的所述对应的点火器(17)。
4.根据权利要求1所述的方法，其中所述第一速度小于所述第二速度。
5.根据权利要求1所述的方法，其中所述第一速度大于所述第二速度。
6.根据权利要求1所述的方法，其中所述第二速度是所述涡轮机(10)的全速。
7.根据权利要求1所述的方法，其中所述第一速度是所述涡轮机(10)的全速。
8.一种操作涡轮机(10)的方法，所述涡轮机(10)包括多个燃烧器(16)和多个点火器(17)，所述多个点火器(17)中的每个点火器(17)安装在所述多个燃烧器(16)中的对应的一个燃烧器(16)上并且与所述对应的一个燃烧器(16)操作地连通，其中所述多个燃烧器(16)中的每个燃烧器(16)具有安装在其上的对应的点火器(17)，所述方法包括：
以第一速度旋转所述涡轮机(10)的轴(22)；
在以所述第一速度旋转所述涡轮机(10)的所述轴(22)之后，以不同于所述第一速度的第二速度旋转所述涡轮机(10)的所述轴(22)，其中所述轴(22)的旋转速度在一时间段内从所述第一速度变为所述第二速度；并且
当所述旋转速度在所述时间段期间达到至少一个预定速度阈值时，点燃多个点火器(17)中的至少一个点火器(17)。
9.根据权利要求8所述的方法，其中点燃所述多个点火器(17)中的至少一个点火器(17)包括在所述时间段期间在所述至少一个预定速度阈值处同时点燃所述多个点火器(17)中的所有所述点火器(17)。
10.根据权利要求8所述的方法，其中所述至少一个预定速度阈值对应于所述涡轮机(10)的临界操作频率。
11.根据权利要求8所述的方法，其中所述至少一个预定速度阈值对应于所述涡轮机(10)的操作模式转换。
12.根据权利要求8所述的方法，还包括检测所述多个燃烧器(16)中的一个燃烧器(16)中的状况，并且响应于所检测到的状况而仅点燃所述多个点火器(17)中的所述对应的点火器(17)。
13.根据权利要求8所述的方法，其中所述第一速度小于所述第二速度。
14.根据权利要求8所述的方法，其中所述第一速度大于所述第二速度。
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Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5428951A (en) * 1993-08-16 1995-07-04 Wilson; Kenneth Method and apparatus for active control of combustion devices
US20030056522A1 (en) * 2001-07-27 2003-03-27 Hartzheim Anthony A. Method for ignition and start up of a turbogenerator
US7191084B2 (en) * 2005-04-20 2007-03-13 General Electric Company Method and apparatus for gas turbine engine ignition systems
CN101463766A (zh) * 2007-12-20 2009-06-24 诺沃皮尼奥内有限公司 用于控制燃气涡轮中的负荷变化的方法
US7891192B2 (en) * 2007-08-28 2011-02-22 General Electric Company Gas turbine engine combustor assembly having integrated control valves
CN102563697A (zh) * 2010-11-11 2012-07-11 通用电气公司 用于点燃燃烧器的装置和方法
CN102996259A (zh) * 2011-09-16 2013-03-27 通用电气公司 用于控制燃气涡轮机系统中的燃烧不稳定性的系统和方法
CN103299047A (zh) * 2011-01-11 2013-09-11 涡轮梅坎公司 起动涡轮发动机的方法
US20150211421A1 (en) * 2012-09-10 2015-07-30 Turbomeca Method and system for starting an aircraft turboengine
US20160305329A1 (en) * 2015-04-17 2016-10-20 Honda Motor Co., Ltd. Apparatus for discriminating ignition in a gas-turbine aeroengine
US20170314463A1 (en) * 2016-04-29 2017-11-02 Rolls-Royce Corporation Ignition System For Constant Volume Combustor
CN107762636A (zh) * 2017-10-23 2018-03-06 南京航空航天大学 应用于微型涡轮发动机起动系统的煤油点火器及点火方法

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2938147A (en) * 1959-02-17 1960-05-24 John J Rose Continuous ignition system for a turbojet engine
US5245252A (en) * 1988-11-15 1993-09-14 Frus John R Apparatus and method for providing ignition to a turbine engine
US5069032A (en) * 1990-03-23 1991-12-03 Sundstrand Corporation Gas turbine ignition system
US5155437A (en) * 1990-07-26 1992-10-13 Unison Industries Limited Partnership Diagnostic device for gas turbine ignition system
DE10040868A1 (de) * 2000-08-21 2002-03-07 Alstom Power Nv Verfahren zur Reduzierung thermoakustischer Schwingungen in Strömungskraftmaschinen mit einem Brennersystem
US7015698B2 (en) * 2004-02-10 2006-03-21 General Electric Company Sensor for detection of spark in igniter in gas turbine engine
US7093422B2 (en) * 2004-02-10 2006-08-22 General Electric Company Detecting spark in igniter of gas turbine engine by detecting signals in grounded RF shielding
US7693643B2 (en) * 2005-02-14 2010-04-06 Honeywell International Inc. Fault detection system and method for turbine engine fuel systems
US7966820B2 (en) * 2007-08-15 2011-06-28 General Electric Company Method and apparatus for combusting fuel within a gas turbine engine
US20170356342A1 (en) * 2016-06-14 2017-12-14 General Electric Company Circuit-level heating for wide wobbe fuels in dln gas turbine combustion
CN108397293B (zh) * 2018-01-23 2019-11-26 中国科学院工程热物理研究所 一种弹用涡喷发动机快速起动控制装置及方法

Patent Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5428951A (en) * 1993-08-16 1995-07-04 Wilson; Kenneth Method and apparatus for active control of combustion devices
US20030056522A1 (en) * 2001-07-27 2003-03-27 Hartzheim Anthony A. Method for ignition and start up of a turbogenerator
US7191084B2 (en) * 2005-04-20 2007-03-13 General Electric Company Method and apparatus for gas turbine engine ignition systems
US7891192B2 (en) * 2007-08-28 2011-02-22 General Electric Company Gas turbine engine combustor assembly having integrated control valves
CN101463766A (zh) * 2007-12-20 2009-06-24 诺沃皮尼奥内有限公司 用于控制燃气涡轮中的负荷变化的方法
CN102563697A (zh) * 2010-11-11 2012-07-11 通用电气公司 用于点燃燃烧器的装置和方法
CN103299047A (zh) * 2011-01-11 2013-09-11 涡轮梅坎公司 起动涡轮发动机的方法
CN102996259A (zh) * 2011-09-16 2013-03-27 通用电气公司 用于控制燃气涡轮机系统中的燃烧不稳定性的系统和方法
US20150211421A1 (en) * 2012-09-10 2015-07-30 Turbomeca Method and system for starting an aircraft turboengine
CN104884769A (zh) * 2012-09-10 2015-09-02 涡轮梅坎公司 用于启动飞行器涡轮发动机的方法及系统
US20160305329A1 (en) * 2015-04-17 2016-10-20 Honda Motor Co., Ltd. Apparatus for discriminating ignition in a gas-turbine aeroengine
US20170314463A1 (en) * 2016-04-29 2017-11-02 Rolls-Royce Corporation Ignition System For Constant Volume Combustor
CN107762636A (zh) * 2017-10-23 2018-03-06 南京航空航天大学 应用于微型涡轮发动机起动系统的煤油点火器及点火方法

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