CN115307177B - 用于燃气涡轮发动机中的主微型混合器阵列的分叉先导预混合器 - Google Patents
用于燃气涡轮发动机中的主微型混合器阵列的分叉先导预混合器 Download PDFInfo
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Abstract
一种用于燃气涡轮发动机的先导预混合器具有：先导本体，该先导本体包括内部混合室；位于内部混合室的上游侧的第一端；位于内部混合室的下游侧的第二端；燃料喷射器，该燃料喷射器在第一端处并能够与内部混合室连通；多个第一氧化剂入口端口，该多个第一氧化剂入口端口布置成将氧化剂从先导本体的外部提供到内部混合室；和多个先导出口端口，该多个先导出口端口在第二端处并能够与内部混合室连通，多个先导出口端口中的每一个先导出口端口在第二端上具有出口，用于将先导流体混合物分配到燃烧器的燃烧区中。
Description
技术领域
本公开涉及一种用于燃气涡轮发动机的先导燃料-空气预混合器。更具体地，本公开涉及一种用于主微型混合器阵列的分叉先导预混合器，该主微型混合器阵列提供多个出口端口，用于将燃料-空气混合物输出到燃气涡轮发动机的燃烧器。
背景技术
燃气涡轮发动机已用于多种应用，包括飞行器、船舶和工业应用，例如石油和天然气工业。政府机构制定了各种排放标准，燃气涡轮发动机供应商一直在努力改善其产品的排放以达到标准。燃气涡轮发动机中采用的一种技术被称为干式低排放(DLE)燃烧器。DLE燃烧器通常利用预混合器组件在燃料-空气混合物被喷射到燃烧区段以进行点火之前预混合燃料和空气。已知传统的预混合器组件包括先导预混合器和主预混合器。先导预混合器通常将燃料和空气混合成所需的比例，该混合物被喷射到燃烧室中，以在发动机启动和低功率操作期间使用，但也在所有操作模式期间被连续喷射。另一方面，主预混合器通常将燃料和空气混合以产生稀薄的燃料-空气混合物，该混合物在动力操作过程中被喷射到燃烧室中。通常，只有一些主预混合器在较低功率条件下被加燃料，而所有主预混合器在较高功率条件下被加燃料。当为先导混合物点燃火焰时，来自先导的燃烧产物为主预混合器火焰提供点火源，以实现系统内的燃烧。
发明内容
为了解决传统技术中的问题，本发明人已经设计了用于将分叉先导火焰提供到燃烧器中以便将先导燃料-空气混合物更好地散布到主预混合器的技术。根据一个方面，本发明涉及一种用于燃气涡轮发动机的预混合器组件。预混合器组件包括：外壳，该外壳具有燃烧室侧和预混合器侧；多个主预混合器，该多个主预混合器连接到外壳，每个主预混合器在外壳的燃烧室侧具有出口，用于将主预混合器流体混合物分配到燃烧器的燃烧室；和至少一个先导预混合器，该至少一个先导预混合器连接到外壳。此外，每个先导预混合器包括：先导本体，该先导本体包括：内部混合室；第一端，该第一端在内部混合室的上游侧；第二端，该第二端在内部混合室的下游侧；燃料喷射器，该燃料喷射器在第一端处并能够与内部混合室连通；多个第一氧化剂入口端口，该多个第一氧化剂入口端口布置成将氧化剂从先导本体的外部提供到内部混合室；和多个先导出口端口，该多个先导出口端口在第二端处并能够与内部混合室连通，多个先导出口端口中的每一个先导出口端口在第二端上具有出口，用于将先导流体混合物分配到燃烧器的燃烧区中。
根据另一方面，本公开涉及一种用于燃气涡轮发动机的先导预混合器，包括：先导本体，该先导本体包括：内部混合室；第一端，该第一端在内部混合室的上游侧；第二端，该第二端在内部混合室的下游侧；燃料喷射器，该燃料喷射器在第一端处并能够与内部混合室连通；多个第一氧化剂入口端口，该多个第一氧化剂入口端口布置成将氧化剂从先导本体的外部提供到内部混合室；和多个先导出口端口，该多个先导出口端口在第二端处并能够与内部混合室连通，多个先导出口端口中的每一个先导出口端口在第二端上具有出口，用于将先导流体混合物分配到燃烧器的燃烧区中。
本公开的附加特征、优点和实施例通过考虑以下详细描述、附图和权利要求而被阐述或显而易见。此外，应当理解，上述概述和以下详细描述都是示例性的并且旨在提供进一步的解释，而不限制所要求保护的本公开的范围。
附图说明
如附图中所示，从以下更具体地对各种示例性实施例的描述中，前述和其他特征和优点将变得明显，其中相同的附图标记通常表示相同、功能相似和/或结构相似的元件。
图1是根据本公开的实施例的示例性高旁通涡轮风扇喷气发动机的示意性部分横截面侧视图。
图2是根据本公开的实施例的示例性燃烧区段的部分横截面侧视图。
图3A描绘了根据本公开的示例性的预混合器组件的立体图。
图3B描绘了根据本公开的实施例的另一个示例性预混合器组件的立体图。
图4是根据本公开的实施例的先导预混合器的立体图。
图5是根据本公开的实施例的沿图4中的线5-5截取的以立体图示出的先导预混合器的横截面图。
图6是根据本公开的实施例的沿图4中的线5-5截取的以平面图示出的先导预混合器的另一个横截面图。
图7描绘了根据本公开的实施例的先导预混合器的上游端的放大图。
图8描绘了根据本公开的实施例的先导预混合器的下游端的放大图。
图9是根据本公开的实施例的在出口端口处通过先导预混合器的横截面图。
图10是根据本公开的实施例的具有不同长度出口的先导器的局部横截面图。
图11是根据本公开的实施例的主预混合器和提供切向流的先导预混合器的布置的平面图。
图12是根据本公开的实施例的主预混合器和先导预混合器的布置的平面图。
图13是根据本公开的实施例的主预混合器和先导预混合器的布置的平面图。
图14是根据本公开的实施例的主预混合器和先导预混合器的布置的平面图。
图15是根据本公开的实施例的主预混合器和对于每个主预混合器具有多个出口的先导预混合器的布置的平面图。
图16是根据本公开的实施例的主预混合器和偏置先导预混合器的布置的平面图。
具体实施方式
下面详细讨论各种实施例。尽管讨论了特定实施例，但这仅是为了说明的目的。相关领域的技术人员将认识到可以使用其他部件和配置而不背离本公开的精神和范围。
通常，传统的先导预混合器包括单个出口端口，其产生从预混合器出口直接引导的集中火焰。采用这种布置，来自先导器的燃烧产物不能有效地与主预混合器混合物混合，并且集中的先导火焰不能提供主预混合器火焰的足够稳定性。此外，来自先导器的浓燃料-空气混合物保留在先导器的中心线上，并且不能有效地与主预混合器燃料-空气混合物混合。这导致更高的NOx(氮氧化物)排放。因此，需要为主预混合器火焰提供更好的稳定性以确保较低的NOx排放。本公开通过提供用于使先导燃料-空气混合物更好地向燃烧室内部的主预混合器散布以便更有效地燃烧的技术来解决这些问题。
本公开总体上涉及一种用于例如燃气涡轮发动机的干式低排放(DLE)型燃烧器中的预混合器组件。更具体地，本公开总体上涉及一种先导预混合器，该先导预混合器向燃烧室提供预混合的燃料-空气混合物，以比传统的先导预混合器更接近主预混合器地引导燃料-空气混合物流动的方式。在本公开中，先导预混合器具有燃料喷射器，向其输入的燃料被喷射到先导预混合器的混合室中，并且还具有将来自先导预混合器外部的空气提供到混合室中以与燃料混合的空气入口端口。燃料喷射器通常为锥形并且从其末端喷射燃料。空气入口端口布置成使得它们中的一些位于燃料喷射器末端的上游。其他的空气入口端口布置成它们的中心与燃料喷射器的末端对齐。通过这种布置，来自空气入口端口的空气撞击从末端喷射的燃料以防止末端处的低速，并且还提供末端处的燃料-空气混合物朝向混合室的外壁的向外流动。因此，可以获得燃料和空气的更有效混合，而无需混合室中的内部旋流器。
随着燃料和空气混合物向下游行进，燃料和空气混合物继续在混合室中进一步混合，可能与来自额外空气入口端口的额外空气一起，直到它到达形成在先导预混合器的下游端的多个出口端口。多个出口端口将燃料-空气混合物分成分支，在这些分支中，燃料-空气混合物在出口端口的通道内继续混合。出口端口以径向向外的角度布置，以便提供远离先导预混合器中心的燃料-空气混合物。然后，先导燃料-空气混合物从出口端口喷入燃烧室进行点火。
在操作中，在启动和低功率操作中，来自先导器的燃料-空气混合物可以仅被点燃，而在其他操作条件下，燃料-空气混合物也可以从也是预混合器组件的一部分的主预混合器中喷出。来自主预混合器的燃料-空气混合物通常由来自已经燃烧的先导预混合器燃料-空气混合物的火焰点燃。为使主预混合器获得更稳定的火焰，先导预混合器的出口以径向角度布置，以便在一个或多个主预混合器附近分散先导燃料-空气混合物。这与先导燃料-空气混合物不导向主预混合器，而是通常直接导入燃烧室的现有技术系统形成对比。
如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用以区分一个部件与另一个部件，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
术语“上游”和“下游”指的是相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，“下游”是指流体向其流动的方向。
现在参考附图，图1是示例性高旁通涡轮风扇喷气发动机10的示意性部分横截面侧视图，本文称为“发动机10”，其可结合本公开的各种实施例。尽管下文参照涡轮风扇发动机进一步描述，但本发明也适用于一般的涡轮机械，包括涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴燃气涡轮发动机，包括船用和工业涡轮发动机和辅助动力单元。如图1所示，发动机10具有纵向或轴向中心线轴线12，其延伸穿过发动机以供参考。通常，发动机10可包括风扇组件14和布置在风扇组件14下游的核心发动机16。
核心发动机16通常可包括限定环形入口20的基本管状外壳体18。外壳体18以串联流动关系包围或至少部分地形成压缩机区段、燃烧区段26、涡轮区段和喷射排气喷嘴区段32，压缩机区段具有增压器或低压(LP)压缩机22、高压(HP)压缩机24，涡轮区段包括高压(HP)涡轮28、低压(LP)涡轮30。高压(HP)转子轴34将HP涡轮28驱动连接到HP压缩机24。低压(LP)转子轴36将LP涡轮30驱动连接到LP压缩机22。LP转子轴36也可以连接到风扇组件14的风扇轴38。在特定实施例中，如图1所示，LP转子轴36可以通过减速齿轮40连接到风扇轴38，例如在间接驱动或齿轮驱动构造中。在其他实施例中，尽管未示出，但发动机10还可包括中压(IP)压缩机和可随中压轴旋转的涡轮。
如图1所示，风扇组件14包括多个风扇叶片42，它们联接到风扇轴38并从风扇轴38径向向外延伸。环形风扇壳体或机舱44周向地围绕风扇组件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可以通过多个周向隔开的出口导向轮叶或支柱46相对于核心发动机16被支撑。此外，机舱44的至少一部分可以在核心发动机16的外部上方延伸，以便在其间限定旁通气流通道48。
图2是如图1所示的核心发动机16的示例性燃烧区段26的横截面侧视图。如图2所示，燃烧区段26通常可包括环形燃烧器组件50，其具有环形内衬52、环形外衬54和在内衬52和外衬54的上游端58、60之间径向延伸的隔板56。如图2所示，内衬52相对于发动机中心线轴线12(图1)与外衬54径向间隔开，并在其间限定大致环形的燃烧室62。在特定实施例中，内衬52和/或外衬54可以至少部分或全部由金属合金或陶瓷基复合(CMC)材料形成。
如图2所示，内衬52和外衬54可以装在外壳体64内。外流动通道66可以围绕内衬52和/或外衬54限定。内衬52和外衬54可以从隔板56朝向涡轮喷嘴或入口68延伸到HP涡轮28(图1)，因此至少部分地限定燃烧器组件50和HP涡轮28之间的热气体路径。预混合器组件100可以至少部分地延伸穿过隔板56并且向燃烧室62提供主混合器燃料-空气混合物72，以及向燃烧室62提供先导预混合器燃料-空气混合物73。
在发动机10的操作期间，如图1和2共同所示，如箭头74示意性指示的一定体积的空气通过机舱44和/或风扇组件14的相关入口76进入发动机10。当空气74穿过风扇叶片42时，如箭头78示意性指示的一部分空气被引导或导通到旁通气流通道48中，而如箭头80示意性指示的另一部分空气被引导或导通到LP压缩机22中。空气80在流经LP和HP压缩机22、24流向燃烧区段26时被逐渐压缩。如图2所示，现在如箭头82示意性地指示的压缩空气流过压缩机出口导向轮叶(CEGV)67并通过预扩散器65进入燃烧区段26的扩散器腔84。
预扩散器65和CEGV 67调节到预混合器组件100的压缩空气82的流动。压缩空气82对扩散器腔84加压。压缩空气82进入预混合器组件100，并且如下文将讨论的，进入预混合器组件100内的多个主预混合器102和多个先导预混合器104以与燃料71混合。如以下将更详细描述的，主预混合器102和先导预混合器104由外壳101保持，并且在主预混合器102和先导预混合器104的阵列内预混合燃料71和压缩空气82以提供所得的主预混合器流体(燃料/空气)混合物72和先导预混合器流体(燃料/空气)混合物73分别从预混合器组件100离开进入燃烧室62。燃料-空气混合物72、73然后在燃烧室62内被点燃和燃烧并产生燃烧气体86。
通常，LP和HP压缩机22、24向扩散器腔84提供比燃烧所需更多的压缩空气。因此，如箭头82(a)示意性地指示的压缩空气82的第二部分可用于除燃烧之外的各种目的。例如，如图2所示，压缩空气82(a)可以被导通到外流动通道66中以向内衬52和外衬54提供冷却。另外或替代地，压缩空气82(a)的至少一部分可以被导通离开扩散器腔84。例如，压缩空气82(a)的一部分可被引导通过各种流动通道以向HP涡轮28或LP涡轮30中的至少一个提供冷却空气。
再次参考图1和图2，燃烧室62中产生的燃烧气体86从燃烧器组件50经由入口68流入HP涡轮28，从而导致HP转子轴34旋转，从而支持HP压缩机24的操作。如图1所示，燃烧气体86然后被导通通过LP涡轮30，导致LP转子轴36旋转，从而支持LP压缩机22的操作和/或风扇轴38的旋转。燃烧气体86然后通过核心发动机16的喷射排气喷嘴区段32被排出以提供推进推力。
现在参考图3A和3B，其中描绘了根据本公开的示例性预混合器组件100的立体图。在图3A中，预混合器组件100被视为包括外壳101，该外壳101保持多个主预混合器102和多个先导预混合器104(例如，104a、104b、104c)。预混合器组件100包括燃烧室侧90和预混合器侧91，燃料-空气混合物从燃烧室侧90从预混合器组件100喷射，预混合器侧91中的燃料和空气在预混合器侧91被引入预混合器组件100中。正如在DLE燃烧器中通常已知的那样，先导预混合器向燃烧室提供燃料-空气混合物73，用于通常在启动和低功率操作时燃烧，而主预混合器提供稀薄的燃料-空气混合物72到燃烧室以在更高功率操作下燃烧。主预混合器102通常经由已经燃烧先导预混合器燃料/空气混合物的火焰点燃。正如将在下面更详细地讨论的，但是如图3A所示，四个主预混合器102的第一阵列106可以包括居中位于第一阵列106内的第一先导预混合器104a。类似地，四个主预混合器102的第二阵列108可以包括居中位于第二阵列108的第二先导预混合器104b。替代地，如图3B所示，先导预混合器104c可以位于主预混合器102的第一阵列106和第二阵列108之间。
参考图4至图6，图4是先导预混合器104的立体图，图5是沿图4所示的平面5-5的立体横截面图，图6是沿平面5-5的平面横截面图。如这些图中所见，先导预混合器104包括先导本体110，该先导本体110已在其中形成内部混合室112。在操作中，在图6中，在先导本体内的燃料-空气混合物的流动是从左(上游)到右(下游)。因此，先导本体110包括在内部混合室112的上游侧的第一端114和在内部混合室112的下游侧的第二端116。燃料喷射器118包括在第一端114处并且可经由燃料出口端口120能够与内部混合室112连通以向内部混合室112提供燃料。
先导本体110还包括多个第一氧化剂入口端口(空气孔)122，其布置成从先导本体110的外部向内部混合室112提供氧化剂(例如空气)。如将在下文更详细描述的，先导本体110包括位于本体中第一氧化剂入口端口122上游的多个第二氧化剂入口端口123。在示例性实施例中，先导本体110可以进一步包括在第一氧化剂入口端口122下游的多个第三氧化剂入口端口124，以及在第二氧化剂入口端口123下游的多个第四氧化剂入口端口126。如将在下文更详细描述的，这些相应的氧化剂入口端口123、122、124和126提供进入预混合物的第一、第二、第三和第四阶段的空气流。当然，级的数量和氧化剂入口端口(空气孔)的数量不限于本文描述的示例性实施例中所示的那些，并且级的数量和/或每级的氧化剂入口(如果有的话)的数量可以根据要在先导预混合器104内获得的期望的燃料-空气混合物而变化。
再次参考图4至6，可以看到先导本体110在第二端116处包括多个先导出口端口128。先导出口端口128能够与内部混合室112连通，并且多个先导出口端口128中的每一个先导出口端口具有外壳101的燃烧室侧90的出口130，用于将先导燃料-空气混合物73分配到燃烧器的燃烧室62中。
在图6中，沿先导器纵向的先导出口端口128的起点(即，分叉开始的点)可以是距燃料出口端口120的末端138的距离L。在各种实施例中，长度L可以在从燃料出口端口120的末端138到出口130所在的下游端116的表面获取的长度D的30％到90％之间。在图6所示的示例性实施例中，长度L约为长度D的70％。
在图6中，对于每个先导出口端口128，长度L被描绘为相同。然而，在图10所示的另一个示例性实施例中，长度L对于各个先导出口端口128可以是不同的。在图10中，可以看出一些先导出口端口128可以从第一长度L1开始，而其他先导出口端口128可以从第二长度L2开始，其中L1＜L2。因此，一些先导出口端口128可以具有比其他的更长的通道长度，以便为不同的主混合器提供不同的燃料-空气比混合物。
现在参考图7，其中描绘了示例性实施例的放大图，描绘了燃料喷射器118、进入内部混合室112的燃料出口端口120和氧化剂入口端口123的布置。如图所示，多个氧化剂入口端口123布置在氧化剂入口端口124(参见图4)的上游，并且以从上游端114朝向下游端116朝向内部混合室112的中心线轴线134径向向内延伸的角度132布置。在一较佳实施例中，角度132可为约30度，而在其他示范性实施例中，角度132可在10度至<90度的范围内。
如图7所示，燃料喷射器118具有锥形外表面136，其截顶顶部形成朝向下游端116延伸到内部混合室112中的燃料喷嘴末端138。燃料出口端口120穿过末端138布置。燃料通过未图示的燃料供给管线供给到燃料喷射器118，经由燃料出口120输出到内部混合室112。在图7中，每个氧化剂入口端口123的至少一部分以一定角度布置，以提供沿着燃料喷射器118的锥形外表面136的氧化剂流，以便使氧化剂流(即，通过氧化剂入口端口123的空气流)撞击从燃料出口端口120喷射的燃料流。以这种方式，提供空气喷射以加速从燃料出口端口120喷射到内部混合室中的燃料，这有助于防止燃料喷射区域中的低速。
再次参考图7，在一个示例性实施例中，氧化剂入口端口124的中心线轴线140被视为与燃料喷嘴末端138对齐。以这种方式，通过端口124进入的氧化剂(空气)流还有助于避免在燃料喷射器末端处的低速度。来自氧化剂入口端口123的氧化剂和来自氧化剂入口端口124的氧化剂的相互作用会相互碰撞并撞击燃料喷射器的末端138，并使从燃料出口端口120喷射的空气流和燃料向外转向内部混合室112的壁。这有助于在内部混合室112中提供更好的燃料径向扩散，而不需要先导本体内的旋流器。
在图4至7中，可以看出氧化剂入口端口124通常包括形成入口端口124的圆柱形部分和开槽部分。然而，可以理解，氧化剂入口端口123可以是任何其他形状，包括仅是一个圆柱形孔。不管氧化剂入口端口123的形状如何，与末端138对齐的入口端口的中心线构成入口端口在水平(即，上游到下游)方向上的宽度W的中值。
此外，在图中，氧化剂入口端口122、124和126通常显示为垂直于中心线轴线134。然而，在其他实施例中，任何或所有这些氧化剂入口端口可相对于中心线轴线134成角度。例如，这些氧化剂入口端口中的一些或全部可以相对于中心线轴线134成10度到135度的角度，其中10度到80度的角度将有助于减少来自倾斜入口的射流后面的尾流，并且80至135度的角度将有助于增加内部混合室中混合物的湍流水平。
图8描绘了示例性实施例的放大图，描绘了下游端116上的先导出口端口128的布置。如图中所见，先导出口端口128显示为包括角度部分，该角度部分以期望的角度144朝下游端径向向外成角度。期望的角度可以基于先导燃料-空气混合物与主混合器的期望混合物来设置。在示例性实施例中，角度部分的角度可以相对于内部混合室112的中心线轴线134在从0到例如70度的范围内。通过将内部混合室112分成多个先导出口端口128，在现有技术的单个出口中出现的中心峰值燃料分布可以转向通道，该通道提供使燃料和空气更好地混合的混合长度。例如，在具有单一居中定位的先导燃料空气混合物的现有技术系统中，最热燃烧(中心峰值)发生在远离主预混合器火焰的地方。另一方面，来自本公开的先导预混合器的高温燃烧位于更靠近主预混合器火焰的位置。使流动通道分开并提供流动的方向确保先导燃料-空气混合物可以更好地导向主混合器，从而为主预混合器火焰提供更好的稳定性。
在另一个示例性实施例(未示出)中，先导出口端口128可以形成为在下游方向上从出口端口的进口129延伸到出口130的螺旋形状。由于其较长的长度，这种布置可以在先导出口端口128中提供更大的燃料-空气混合。另外，如图11所示，先导预混合器104的出口130可以沿切线方向146引导离开出口130的燃料-空气混合物的流动。由于螺旋状先导出口端口赋予的切向流，这可以在主混合器和先导混合器之间在下游提供额外的混合。
图9是沿图8中的平面9-9在每个先导出口端口128的进口129处截取的局部横截面图。如图9所示，分隔器由多个肋142形成，用于将来自内部混合室112的燃料-空气混合物流在每个先导出口端口128的进口129处分成单独的流。图9描绘了包括四个肋142的X形分隔器，因为对于具体描绘的实施例存在四个先导出口端口128。当然，分隔燃料-空气混合物流的肋的数量取决于先导出口端口128的数量，其可以多于或少于图中所示的四个。
现在参考图12至14，将描述从先导预混合器104到燃烧室的出口130相对于主预混合器102的各种布置。图12至14中的每一个都是垂直于外壳101的燃烧室侧90的平面图，并且描绘了四个主预混合器102(作为主预混合器阵列106)和一个先导预混合器104的布置。当然，其他布置可以实现，以上仅为示例性实施例。在图12的平面图中，可以看到用于先导预混合器104的出口130布置在先导预混合器出口阵列109中，其中图12中的阵列构成四个出口130，这些出口130围绕先导预混合器的中心111等距间隔开。当然，本公开不限于四个出口130或图12所示的阵列，并且可以替代地实施任何其他布置。在图12中，可以看到多条线150将主预混合器102的中心113与另一个主预混合器102的中心113连接。例如，可以看到线150a-b将主预混合器102a的中心113与主预混合器102b的中心113连接。可以看到另一条线152将先导预混合器104的中心111与每条线150的中心点115连接。例如，可以看到线152a-b将先导预混合器104的中心111与线150a-b的中心点115连接。线150和152用于展示出口130相对于主预混合器102的定向对齐。在图12的布置中，对于所示的先导预混合器出口阵列109，可以看到每个出口130的中心沿着相应的线152对齐，使得离开出口130的燃料-空气混合物流分散在两个相应的主预混合器之间。例如，来自出口130a的流可以分散在图12中的主预混合器102a和102b之间。
在图13的平面图中，可以看到多条线154将先导预混合器104的中心111与相应的主预混合器102的中心113连接。例如，可以看到线154c将先导预混合器104的中心111与主预混合器102c的中心113连接。在图13所示的布置中，对于其中所示的先导预混合器出口阵列109(与图12中的阵列109相同)，每个出口130的中心布置成沿着各自的线154，以便将燃料-空气混合物流引向相应的主预混合器102。例如，如图所示，出口130c可以将其燃料-空气混合物引向主预混合器102c，而出口130d可以将其燃料-空气混合物引向主预混合器102d。
在图14的平面图中，线154的对齐与图13中的对齐相同，因为每条线154将先导预混合器104的中心111与主预混合器102的相应中心113连接。然而，与每个出口130的中心布置在线154上的图13不同，在图14中，先导预混合器104以角度156旋转，使得对于图中所示的先导预混合器出口阵列109(与图12中看到的相同的阵列109)，每个出口130的中心从线154偏斜(偏移)角度156。以这种方式，从出口130喷射的燃料-空气混合物可以以不同的比例供给到两个主预混合器。例如，如图所示，出口130e-f可以将其燃料-空气混合物的一部分引向主预混合器102e，并且可以将其燃料-空气混合物的另一部分引向主预混合器102f。由于出口130e-f布置成离线154e比离线154f更近，因此可以将比被引导至主预混合器102f更大百分比的燃料-空气混合物引向主预混合器102e。
图15是用于先导预混合器104和主预混合器102的出口130的另一种布置的平面图。在图12至图14的每一个中，描绘了具有用于相应主预混合器102的单个出口130的布置。也就是说，这些图描绘了与四个主预混合器102一起工作的四个先导预混合器出口130。相反，如图15所示，先导预混合器104可以包括用于每个预混合器的多于一个的出口130。特别地，如图所示，先导预混合器104可以包括两个出口130，将燃料-空气混合物引向单个主预混合器102。先导预混合器104还可以包括中央出口130，提供通常垂直于燃烧室侧90的流动。当然，本公开不限于这些特定实施例中的任何一个，并且可以替代地实施出口130和主预混合器的其他替代布置。
图16描述了先导预混合器104相对于主预混合器102的另一种布置，该布置不同于图12至14中所示的布置。在图12至14中，可以看到先导预混合器104，其中心111相对于阵列106中的每个主预混合器102居中定位。也就是说，每个主预混合器102的中心113均与先导预混合器的中心111等距。例如，在图13中，每条线154的长度相同，表示每个主预混合器距先导中心111的距离相同。此外，每个主预混合器102的中心113在阵列中彼此等距，其中，沿每条线150从(例如主预混合器102a的)一个中心113到(例如主预混合器102b的)另一中心113的距离相同。因此，例如图12至14中所示的四个主预混合器阵列106形成阵列形心，该阵列形心也位于与中心111相同的位置。在图16中，示出了先导预混合器104，其中心111从与阵列形心111a重合偏移，使得先导预混合器104更靠近主预混合器102g之一。当然，先导预混合器104可以在任何方向上远离阵列形心111a偏移，并且本公开不限于图16所示的移动。此外，先导预混合器104既可以如图16所示偏移，又可以如图14所示旋转。
在前述图4至图8中，虽然先导本体110可能看起来被描绘为单个单元，但是应当理解，本体可以由多个组成部分组成。例如，一个组成部分可包括上游部分，该上游部分包括氧化剂入口端口123和锥形燃料喷嘴。另一个组成部分可以包括中间部分，该中间部分包括内部混合室112和氧化剂入口端口122、124和126。另外的组成部分可以包括本体的下游部分，该下游部分包括先导出口端口128。然后每个组成部分可以组装在一起以形成图中所示的先导本体110。
在另一方面，本公开提供了利用预混合器组件操作燃气涡轮发动机的方法。更具体地，该方法由具有预混合器组件的燃气涡轮发动机实施，该预混合器组件包括多个主预混合器和至少一个先导预混合器，该多个主预混合器用于将主预混合器流体混合物分配到燃烧器的燃烧区，该至少一个先导预混合器具有多个先导出口端口，每个先导出口端口具有出口，该出口用于将先导流体混合物分配到燃烧器的燃烧区中。根据本公开，燃气涡轮发动机通过一种方法操作，该方法向先导预混合器的混合室提供燃料，经由第一氧化剂入口端口向先导预混合器的混合室提供氧化剂流，并且在混合室中混合燃料和氧化剂流以产生先导燃料-氧化剂混合物。然后先导燃料-氧化剂混合物从多个先导出口端口的相应出口喷射到燃烧器的燃烧区中，并且在燃烧器的燃烧区中，喷射的先导燃料-氧化剂混合物被点燃以产生来自先导预混合器的多个先导火焰。在一个示例性方面，先导燃料-氧化剂混合物从相应出口朝向燃烧器中的相应主预混合器定向喷射。此外，该方法还提供将主预混合器燃料-氧化剂混合物从多个主预混合器中的相应主预混合器喷射到燃烧器的燃烧区中，其中多个先导火焰用作点火源以点燃燃烧器燃烧区中多个主预混合器的主预混合器燃料-氧化剂混合物。
在该方法的另一方面中，该先导预混合器还包括第二氧化剂入口端口，该第二氧化剂入口端口布置成向混合室提供氧化剂流。在此，该方法的混合部分包含：在先导预混合器中，沿着燃料喷射器的表面并朝向燃料喷射器的末端引导来自第二氧化剂入口端口的氧化剂流，燃料流从燃料喷射器提供至混合室；以及朝向燃料喷射器的末端引导来自第一氧化剂入口端口的氧化剂流，其中引导来自第一氧化剂入口端口的氧化剂流和引导来自第二氧化剂入口端口的氧化剂流导致燃料喷射器末端处的燃料-氧化剂流体的混合物朝向混合室的外壁向外循环。
如上所述，现有技术的先导器在先导预混合器内提供燃料空气混合物的低涡流，并且通常集中在中心的流从出口侧投射到燃烧室中。因此，现有技术中先导器获得的混合度约为93％。相反，在根据本公开的先导预混合器中，在先导预混合器内出现非涡流。然而，燃料空气混合物的额外混合发生在出口端口内。因此，在出口处，混合度从中心进一步扩散，以便与主预混合器流更好地混合，从而可以实现约98％的混合度。
类似地，对于传统的低涡流先导预混合器，燃料空气混合物的出口流进展变量导致从出口到燃烧室的中心投射流，然后该流进展为气球型流。相比之下，本公开具有这样的流进展，其中向着燃烧室的出口处的燃料-空气混合物投射出有角度地引向主混合器的较小的流，并且流的进展保持更集中地朝向主混合器火焰。
虽然前面的描述大体上涉及燃气涡轮发动机，但是可以容易地理解，燃气涡轮发动机可以在各种环境中实施。例如，发动机可以在飞行器中实施，但也可以在非飞行器应用中实施，例如发电站、海洋应用或石油和天然气生产应用。因此，本公开不限于在飞行器中使用。
本公开的其他方面由以下条项的主题提供。
一种用于燃气涡轮发动机的预混合器组件，包括：外壳，外壳具有燃烧室侧和预混合器侧；多个主预混合器，多个主预混合器连接到外壳，每个主预混合器在外壳的燃烧室侧具有出口，用于将主预混合器流体混合物分配到燃烧器的燃烧区；和至少一个先导预混合器，至少一个先导预混合器连接到外壳，其中，每个先导预混合器包括：先导本体，先导本体包括：内部混合室；第一端，第一端在内部混合室的上游侧；第二端，第二端在内部混合室的下游侧；燃料喷射器，燃料喷射器在第一端处并能够与内部混合室连通；多个第一氧化剂入口端口，多个第一氧化剂入口端口布置成将氧化剂从先导本体的外部提供到内部混合室；和多个先导出口端口，多个先导出口端口在第二端处并能够与内部混合室连通，多个先导出口端口中的每一个先导出口端口在第二端上具有出口，用于将先导流体混合物分配到燃烧器的燃烧区中。
根据前述条项中任一项的预混合器组件，其中，多个先导出口端口中的每一个先导出口端口包括角度部分，角度部分以从内部混合室朝向第二端径向向外延伸的角度布置。
根据前述条项中任一项的预混合器组件，其中，角度部分的角度相对于内部混合室的中心线轴线具有0至70度的范围。
根据前述条项中任一项的预混合器组件，其中，多个先导出口端口中的每一个先导出口端口在内部混合室中从长度的30％到90％处开始，该长度从燃料喷射器的末端延伸到第二端。
根据前述条项中任一项的预混合器组件，其中，多个先导出口端口中的至少一个先导出口端口在内部混合室中在与多个先导出口端口中的其他先导出口端口不同的长度处开始。
根据前述条项中任一项的预混合器组件，其中，先导本体进一步包括多个第二氧化剂入口端口，多个第二氧化剂入口端口布置成将氧化剂从先导本体的外部提供到内部混合室，多个第二氧化剂入口端口布置在第一氧化剂入口端口上游并且成从第一端朝向第二端朝向内部混合室的中心线轴线径向向内延伸的角度。
根据前述条项中任一项的预混合器组件，其中，燃料喷射器包括：锥形外表面，锥形外表面的截顶顶部形成朝向第二端延伸到内部混合室中的燃料喷射器末端；和燃料出口端口，燃料出口端口穿过燃料喷射器末端布置，其中，每个第二氧化剂入口端口的至少一部分布置成提供沿燃料喷射器的锥形外表面朝向燃料喷射器末端的氧化剂流。
根据前述条项中任一项的预混合器组件，其中，多个第一氧化剂入口端口中的每一个第一氧化剂入口端口布置成其各自的中心与燃料喷射器末端基本对齐。
根据前述条项中任一项的预混合器组件，其中，在外壳的燃烧室侧的平面图中，多个主预混合器中的第一组主预混合器布置在主预混合器阵列中，并且其中，一个先导预混合器居中布置在主预混合器阵列内。
根据前述条项中任一项的预混合器组件，其中，在外壳的燃烧室侧的平面图中，多个主预混合器中的第一组主预混合器布置在第一主预混合器阵列中，并且多个主预混合器中的第二组主预混合器布置在第二主预混合器阵列中，并且其中，第一先导预混合器布置在第一主预混合器阵列和第二主预混合器阵列之间。
根据前述条项中任一项的预混合器组件，其中，在外壳的燃烧室侧的平面图中，用于一个先导预混合器的多个先导出口端口的出口布置在先导预混合器出口阵列中，并且其中，先导预混合器出口阵列中的出口中的每个相应出口布置成在相应线上对齐，该相应线连接先导预混合器的中心和主预混合器阵列中的多个主预混合器中的相应一个主预混合器的中心。
根据前述条项中任一项的预混合器组件，其中，在外壳的燃烧室侧的平面图中，用于一个先导预混合器的多个先导出口端口的出口布置在先导预混合器出口阵列中，并且其中，先导预混合器出口阵列中的出口中的每个相应出口布置成偏离相应线，该相应线连接先导预混合器的中心和主预混合器阵列中的多个主预混合器中的相应一个主预混合器的中心。
根据前述条项中任一项的预混合器组件，其中，在外壳的燃烧室侧的平面图中，用于一个先导预混合器的多个先导出口端口的出口布置在先导预混合器出口阵列中，并且其中，先导预混合器出口阵列中的出口中的每个相应出口布置成在相应线上对齐，该相应线连接先导预混合器出口阵列的中心和线的相应中心，该线连接主预混合器阵列中的多个主预混合器中的两个相应主预混合器的中心。
根据前述条项中任一项的预混合器组件，其中，在外壳的燃烧室侧的平面图中，多个先导出口端口中的每一个先导出口端口的至少一部分的形状是螺旋形的，多个先导出口端口的每个出口提供先导流体混合物进入燃烧室的切向流。
本公开的进一步方面由以下进一步条项的主题提供。
一种用于燃气涡轮发动机的先导预混合器，包括：先导本体，先导本体包括：内部混合室；第一端，第一端在内部混合室的上游侧；第二端，第二端在内部混合室的下游侧；燃料喷射器，燃料喷射器在第一端处并能够与内部混合室连通；多个第一氧化剂入口端口，多个第一氧化剂入口端口布置成将氧化剂从先导本体的外部提供到内部混合室；和多个先导出口端口，多个先导出口端口在第二端处并能够与内部混合室连通，多个先导出口端口中的每一个先导出口端口在第二端上具有出口，用于将先导流体混合物分配到燃烧器的燃烧区中。
根据前述条项中任一项的先导预混合器，其中，多个先导出口端口中的每一个先导出口端口包括角度部分，该角度部分以从内部混合室朝向第二端径向向外延伸的角度布置。
根据前述条项中任一项的先导预混合器，其中，角度部分的角度相对于内部混合室的中心线轴线具有从0到70度的范围。
根据前述条项中任一项的先导预混合器，其中，多个先导出口端口中的每一个先导出口端口在内部混合室中从长度的30％到90％处开始，该长度从燃料喷射器的末端延伸到第二端。
根据前述条项中任一项的先导预混合器，其中，多个先导出口端口中的至少一个先导出口端口在内部混合室中在与多个先导出口端口中的其他先导出口端口不同的长度处开始。
根据前述条项中任一项的先导预混合器，其中，先导本体进一步包括多个第二氧化剂入口端口，多个第二氧化剂入口端口布置成将氧化剂从先导本体的外部提供到内部混合室，多个第二氧化剂入口端口布置在第一氧化剂入口端口上游并成从第一端朝向第二端朝向内部混合室的中心线轴线径向向内延伸的角度。
根据前述条项中任一项的先导预混合器，其中，燃料喷射器包括：锥形外表面，锥形外表面的截顶顶部形成朝向第二端延伸到内部混合室中的燃料喷射器末端；和燃料出口端口，燃料出口端口穿过燃料喷射器末端布置，其中，每个第二氧化剂入口端口的至少一部分布置成提供沿燃料喷射器的锥形外表面朝向燃料喷射器末端的氧化剂流。
根据前述条项中任一项的先导预混合器，其中，多个第一氧化剂入口端口中的每一个第一氧化剂入口端口布置成其各自的中心与燃料喷射器末端基本对齐。
本公开的进一步方面由以下条项的主题提供。
一种操作燃气涡轮发动机的方法，该燃气涡轮发动机包括预混合器组件，该预混合器组件包括：多个主预混合器，用于将主预混合器流体混合物分配到燃烧器的燃烧区；和至少一个先导预混合器，该至少一个先导预混合器具有多个先导出口端口，每个先导出口端口具有出口，用于将先导流体混合物分配到燃烧器的燃烧区中，该方法包括：将燃料提供到先导预混合器的混合室；经由第一氧化剂入口端口将氧化剂流提供到先导预混合器的混合室；在混合室中混合燃料和氧化剂流以产生先导燃料-氧化剂混合物；将先导燃料-氧化剂混合物从多个先导出口端口的相应出口喷射到燃烧器的燃烧区中；以及在燃烧器的燃烧区中，点燃喷射的先导燃料-氧化剂混合物，以从先导预混合器产生多个先导火焰。
根据前述条项中任一项的方法，其中，先导燃料-氧化剂混合物从出口中的相应出口朝向燃烧器中的相应主预混合器定向喷射。
根据前述条项中任一项的方法，进一步包括将主预混合器燃料-氧化剂混合物从多个主预混合器中的相应主预混合器喷射到燃烧器的燃烧区中，其中，多个先导火焰用作点火源，用于点燃燃烧器的燃烧区中的多个主预混合器的主预混合器燃料-氧化剂混合物。
根据前述条项中任一项的方法，其中，先导预混合器进一步包括第二氧化剂入口端口，该第二氧化剂入口布置成将氧化剂流提供到混合室，并且其中，该混合包括：在先导预混合器中，沿着燃料喷射器的表面并朝向燃料喷射器的末端引导来自第二氧化剂入口端口的氧化剂流，燃料流从燃料喷射器提供至混合室；以及朝向燃料喷射器的末端引导来自第一氧化剂入口端口的氧化剂流，其中引导来自第一氧化剂入口端口的氧化剂流和引导来自第二氧化剂入口端口的氧化剂流导致燃料喷射器末端处的燃料-氧化剂流体的混合物朝向混合室的外壁向外循环。
根据前述条项中任一项的预混合器组件，其中，第二氧化剂入口端口的角度在从10度到小于90度的范围内。
根据前述条项中任一项的预混合器组件，其中，在外壳的燃烧室侧的平面图中，多个主预混合器布置在主预混合器阵列中，主预混合器阵列中的多个预混合器限定主预混合器阵列形心，并且其中，一个先导预混合器布置在主预混合器阵列内，其中先导中心偏离主预混合器阵列形心。
根据前述条项中任一项的预混合器组件，其中，多个先导出口端口包括为多个预混合器中的每一个主预混合器布置的多于一个的先导出口端口。
尽管前面的描述针对本公开的优选实施例，但是应当注意，其他变化和修改对于本领域的技术人员来说是显而易见的，并且可以在不脱离本公开的精神或范围的情况下进行。此外，结合本公开的一个实施例描述的特征可以结合其他实施例使用，即使上面没有明确说明。
Claims (20)
1.一种用于燃气涡轮发动机的预混合器组件，其特征在于，包括：
外壳，所述外壳具有燃烧室侧和预混合器侧；
多个主预混合器，所述多个主预混合器连接到所述外壳，每个主预混合器在所述外壳的所述燃烧室侧具有出口，用于将主预混合器流体混合物分配到燃烧器的燃烧室；和
至少一个先导预混合器，所述至少一个先导预混合器连接到所述外壳，其中，每个先导预混合器包括：
先导本体，所述先导本体包括：
内部混合室；
第一端，所述第一端在所述内部混合室的上游侧；
第二端，所述第二端在所述内部混合室的下游侧；
燃料喷射器，所述燃料喷射器在所述第一端处并能够与所述内部混合室连通；
多个第一氧化剂入口端口，所述多个第一氧化剂入口端口布置成将氧化剂从所述先导本体的外部提供到所述内部混合室；和
多个先导出口端口，所述多个先导出口端口在所述第二端处并能够与所述内部混合室连通，所述多个先导出口端口中的每一个先导出口端口在所述第二端上具有出口，用于将先导预混合器流体混合物分配到所述燃烧器的所述燃烧室中。
2.根据权利要求1所述的预混合器组件，其特征在于，其中，所述多个先导出口端口中的每一个先导出口端口包括角度部分，所述角度部分以从所述内部混合室朝向所述第二端径向向外延伸的角度布置。
3.根据权利要求2所述的预混合器组件，其特征在于，其中，所述角度部分的角度相对于所述内部混合室的中心线轴线具有0至70度的范围。
4.根据权利要求1所述的预混合器组件，其特征在于，其中，所述多个先导出口端口中的每一个先导出口端口在所述内部混合室中从长度的30％到90％处开始，所述长度从所述燃料喷射器的末端延伸到所述第二端。
5.根据权利要求4所述的预混合器组件，其特征在于，其中，所述多个先导出口端口中的至少一个先导出口端口在所述内部混合室中在与所述多个先导出口端口中的其他先导出口端口不同的长度处开始。
6.根据权利要求1所述的预混合器组件，其特征在于，其中，所述先导本体进一步包括多个第二氧化剂入口端口，所述多个第二氧化剂入口端口布置成将所述氧化剂从所述先导本体的所述外部提供到所述内部混合室，所述多个第二氧化剂入口端口布置在所述第一氧化剂入口端口上游，并且在从所述第一端朝向所述第二端的方向上布置成朝向所述内部混合室的中心线轴线径向向内延伸的角度。
7.根据权利要求6所述的预混合器组件，其特征在于，其中，所述燃料喷射器包括：
锥形外表面，所述锥形外表面的截顶顶部形成朝向所述第二端延伸到所述内部混合室中的燃料喷射器末端，和
燃料出口端口，所述燃料出口端口穿过所述燃料喷射器末端布置，
其中，每个所述第二氧化剂入口端口的至少一部分布置成提供沿所述燃料喷射器的所述锥形外表面朝向所述燃料喷射器末端的氧化剂流。
8.根据权利要求7所述的预混合器组件，其特征在于，其中，所述多个第一氧化剂入口端口中的每一个第一氧化剂入口端口布置成其各自的中心与所述燃料喷射器末端基本对齐。
9.根据权利要求1所述的预混合器组件，其特征在于，其中，在所外壳的所述燃烧室侧的平面图中，所述多个主预混合器中的第一组主预混合器布置在主预混合器阵列中，并且其中，一个先导预混合器居中布置在所述主预混合器阵列内。
10.根据权利要求1所述的预混合器组件，其特征在于，其中，在所述外壳的所述燃烧室侧的平面图中，所述多个主预混合器中的第一组主预混合器布置在第一主预混合器阵列中，并且所述多个主预混合器中的第二组主预混合器布置在第二主预混合器阵列中，并且其中，先导预混合器布置在所述第一主预混合器阵列和所述第二主预混合器阵列之间。
11.根据权利要求9所述的预混合器组件，其特征在于，其中，在所述外壳的所述燃烧室侧的所述平面图中，用于所述一个先导预混合器的所述多个先导出口端口的所述出口布置在先导预混合器出口阵列中，并且
其中，所述先导预混合器出口阵列中的所述出口中的每个相应出口布置成在相应线上对齐，所述相应线连接所述先导预混合器的中心和所述主预混合器阵列中的所述多个主预混合器中的相应一个主预混合器的中心。
12.根据权利要求9所述的预混合器组件，其特征在于，其中，在所述外壳的所述燃烧室侧的所述平面图中，用于所述一个先导预混合器的所述多个先导出口端口的所述出口布置在先导预混合器出口阵列中，并且
其中，所述先导预混合器出口阵列中的所述出口中的每个相应出口布置成偏离相应线，所述相应线连接所述先导预混合器的中心和所述主预混合器阵列中的所述多个主预混合器中的相应一个主预混合器的中心。
13.根据权利要求9所述的预混合器组件，其特征在于，其中，在所述外壳的所述燃烧室侧的所述平面图中，用于所述一个先导预混合器的所述多个先导出口端口的所述出口布置在先导预混合器出口阵列中，并且
其中，所述先导预混合器出口阵列中的所述出口中的每个相应出口布置成在相应线上对齐，所述相应线连接所述先导预混合器出口阵列的中心和线的相应中心，所述线连接所述主预混合器阵列中的所述多个主预混合器中的两个相应主预混合器的中心。
14.一种用于燃气涡轮发动机的先导预混合器，其特征在于，包括：
先导本体，所述先导本体包括：
内部混合室；
第一端，所述第一端在所述内部混合室的上游侧；
第二端，所述第二端在所述内部混合室的下游侧；
燃料喷射器，所述燃料喷射器在所述第一端处并能够与所述内部混合室连通；
多个第一氧化剂入口端口，所述多个第一氧化剂入口端口布置成将氧化剂从所述先导本体的外部提供到所述内部混合室；和
多个先导出口端口，所述多个先导出口端口在所述第二端处并能够与所述内部混合室连通，所述多个先导出口端口中的每一个先导出口端口在所述第二端上具有出口，用于将先导流体混合物分配到燃烧器的燃烧区中。
15.根据权利要求14所述的先导预混合器，其特征在于，其中，所述多个先导出口端口中的每一个先导出口端口都包括角度部分，所述角度部分以从所述内部混合室朝向所述第二端径向向外延伸的角度布置。
16.根据权利要求15所述的先导预混合器，其特征在于，其中，所述角度部分的所述角度相对于所述内部混合室的中心线轴线具有从0到70度的范围。
17.根据权利要求14所述的先导预混合器，其特征在于，其中，所述多个先导出口端口中的每一个先导出口端口在所述内部混合室中从长度的30％到90％处开始，所述长度从所述燃料喷射器的末端延伸到所述第二端。
18.根据权利要求17所述的先导预混合器，其特征在于，其中，所述多个先导出口端口中的至少一个先导出口端口在所述内部混合室中在与所述多个先导出口端口中的其他先导出口端口不同的长度处开始。
19.根据权利要求14所述的先导预混合器，其特征在于，其中，所述先导本体进一步包括多个第二氧化剂入口端口，所述多个第二氧化剂入口端口布置成将所述氧化剂从所述先导本体的所述外部提供到所述内部混合室，所述多个第二氧化剂入口端口布置在所述第一氧化剂入口端口上游，并且在从所述第一端朝向所述第二端的方向上布置成朝向所述内部混合室的中心线轴线径向向内延伸的角度。
20.根据权利要求19所述的先导预混合器，其特征在于，其中，所述燃料喷射器包括：
锥形外表面，所述锥形外表面的截顶顶部形成朝向所述第二端延伸到所述内部混合室中的燃料喷射器末端，和
燃料出口端口，所述燃料出口端口穿过所述燃料喷射器末端布置，
其中，每个所述第二氧化剂入口端口的至少一部分布置成提供沿所述燃料喷射器的所述锥形外表面朝向所述燃料喷射器末端的氧化剂流。
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|---|---|---|---|---|
| US11692709B2 (en) * | 2021-03-11 | 2023-07-04 | General Electric Company | Gas turbine fuel mixer comprising a plurality of mini tubes for generating a fuel-air mixture |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102748776A (zh) * | 2007-08-15 | 2012-10-24 | 通用电气公司 | 燃气涡轮发动机内的燃料的燃烧方法和装置 |
| CN204943568U (zh) * | 2015-09-11 | 2016-01-06 | 三菱日立电力系统株式会社 | 覆盖件及先导喷嘴 |
| CN106066048A (zh) * | 2015-04-21 | 2016-11-02 | 通用电气公司 | 预混引导喷嘴 |
| CN206973615U (zh) * | 2016-06-21 | 2018-02-06 | 通用电气公司 | 先导预混合喷嘴和燃料喷嘴组件 |
| CN107975429A (zh) * | 2016-10-24 | 2018-05-01 | 三菱日立电力系统株式会社 | 燃气轮机燃烧器及其运转方法 |
| CN110631049A (zh) * | 2019-10-12 | 2019-12-31 | 中国科学院工程热物理研究所 | 燃气轮机柔和燃烧室 |
Family Cites Families (31)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5941698A (en) | 1996-12-11 | 1999-08-24 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Gas pilot with radially displaced, high momentum fuel outlet, and method thereof |
| ITMI991209A1 (it) * | 1999-05-31 | 2000-12-01 | Nuovo Pignone Spa | Dispositivo di connessione di un ugello |
| JP2002039533A (ja) | 2000-07-21 | 2002-02-06 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 燃焼器、ガスタービン及びジェットエンジン |
| JP3940705B2 (ja) * | 2003-06-19 | 2007-07-04 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン燃焼器及びその燃料供給方法 |
| US7665308B2 (en) | 2005-11-07 | 2010-02-23 | General Electric Company | Methods and apparatus for injecting fluids into a turbine engine |
| US7520134B2 (en) | 2006-09-29 | 2009-04-21 | General Electric Company | Methods and apparatus for injecting fluids into a turbine engine |
| JP4906689B2 (ja) | 2007-11-29 | 2012-03-28 | 株式会社日立製作所 | バーナ，燃焼装置及び燃焼装置の改造方法 |
| US8539773B2 (en) | 2009-02-04 | 2013-09-24 | General Electric Company | Premixed direct injection nozzle for highly reactive fuels |
| US8424311B2 (en) | 2009-02-27 | 2013-04-23 | General Electric Company | Premixed direct injection disk |
| US8276385B2 (en) | 2009-10-08 | 2012-10-02 | General Electric Company | Staged multi-tube premixing injector |
| US8322143B2 (en) | 2011-01-18 | 2012-12-04 | General Electric Company | System and method for injecting fuel |
| US9134023B2 (en) | 2012-01-06 | 2015-09-15 | General Electric Company | Combustor and method for distributing fuel in the combustor |
| US9650959B2 (en) * | 2013-03-12 | 2017-05-16 | General Electric Company | Fuel-air mixing system with mixing chambers of various lengths for gas turbine system |
| US9651259B2 (en) * | 2013-03-12 | 2017-05-16 | General Electric Company | Multi-injector micromixing system |
| US9528444B2 (en) * | 2013-03-12 | 2016-12-27 | General Electric Company | System having multi-tube fuel nozzle with floating arrangement of mixing tubes |
| US9625157B2 (en) | 2014-02-12 | 2017-04-18 | General Electric Company | Combustor cap assembly |
| EP3015772B1 (en) | 2014-10-31 | 2020-01-08 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Combustor arrangement for a gas turbine |
| US11015809B2 (en) * | 2014-12-30 | 2021-05-25 | General Electric Company | Pilot nozzle in gas turbine combustor |
| US20160186663A1 (en) * | 2014-12-30 | 2016-06-30 | General Electric Company | Pilot nozzle in gas turbine combustor |
| US9982892B2 (en) * | 2015-04-16 | 2018-05-29 | General Electric Company | Fuel nozzle assembly including a pilot nozzle |
| GB201516977D0 (en) * | 2015-09-25 | 2015-11-11 | Rolls Royce Plc | A Fuel Injector For A Gas Turbine Engine Combustion Chamber |
| JP6621658B2 (ja) * | 2015-12-22 | 2019-12-18 | 川崎重工業株式会社 | 燃料噴射装置 |
| US10502425B2 (en) | 2016-06-03 | 2019-12-10 | General Electric Company | Contoured shroud swirling pre-mix fuel injector assembly |
| US10352569B2 (en) | 2016-11-04 | 2019-07-16 | General Electric Company | Multi-point centerbody injector mini mixing fuel nozzle assembly |
| US10465909B2 (en) * | 2016-11-04 | 2019-11-05 | General Electric Company | Mini mixing fuel nozzle assembly with mixing sleeve |
| US10295190B2 (en) | 2016-11-04 | 2019-05-21 | General Electric Company | Centerbody injector mini mixer fuel nozzle assembly |
| US10954859B2 (en) * | 2017-07-25 | 2021-03-23 | Raytheon Technologies Corporation | Low emissions combustor assembly for gas turbine engine |
| US11371706B2 (en) * | 2017-12-18 | 2022-06-28 | General Electric Company | Premixed pilot nozzle for gas turbine combustor |
| US11619388B2 (en) | 2017-12-21 | 2023-04-04 | Collins Engine Nozzles, Inc. | Dual fuel gas turbine engine pilot nozzles |
| US11286884B2 (en) * | 2018-12-12 | 2022-03-29 | General Electric Company | Combustion section and fuel injector assembly for a heat engine |
| US11156360B2 (en) * | 2019-02-18 | 2021-10-26 | General Electric Company | Fuel nozzle assembly |
-
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Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102748776A (zh) * | 2007-08-15 | 2012-10-24 | 通用电气公司 | 燃气涡轮发动机内的燃料的燃烧方法和装置 |
| CN106066048A (zh) * | 2015-04-21 | 2016-11-02 | 通用电气公司 | 预混引导喷嘴 |
| CN204943568U (zh) * | 2015-09-11 | 2016-01-06 | 三菱日立电力系统株式会社 | 覆盖件及先导喷嘴 |
| CN206973615U (zh) * | 2016-06-21 | 2018-02-06 | 通用电气公司 | 先导预混合喷嘴和燃料喷嘴组件 |
| CN107975429A (zh) * | 2016-10-24 | 2018-05-01 | 三菱日立电力系统株式会社 | 燃气轮机燃烧器及其运转方法 |
| CN110631049A (zh) * | 2019-10-12 | 2019-12-31 | 中国科学院工程热物理研究所 | 燃气轮机柔和燃烧室 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
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