CN116592392A - 操作具有可变燃烧室的燃烧器的方法 - Google Patents

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CN116592392A CN202210393740.0A CN202210393740A CN116592392A CN 116592392 A CN116592392 A CN 116592392A CN 202210393740 A CN202210393740 A CN 202210393740A CN 116592392 A CN116592392 A CN 116592392A
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迈克尔·A·本杰明
拉温德拉·山卡尔·加尼格尔
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Abstract

一种操作燃气涡轮的燃烧器的方法，燃烧器包括燃烧器衬里，燃烧器衬里限定总燃烧室体积并且具有限定初级体积的初级燃烧区。燃烧器衬里包括可移动部分，可移动部分被布置成被致动以调节初级体积相对于总燃烧室体积的百分比。该方法包括在燃气涡轮的第一操作状态下，通过致动可移动部分以调节初级体积的大小，来将初级体积的大小调节到总燃烧室体积的第一百分比，和在与第一操作状态不同的燃气涡轮的第二操作状态下，通过致动可移动部分以调节初级体积的大小，来将初级体积的大小调节到总燃烧室体积的第二百分比。

Description

操作具有可变燃烧室的燃烧器的方法
技术领域
本公开涉及燃气涡轮中的燃烧室。更具体地，本公开涉及操作可变收缩扩张燃烧室的方法，该可变收缩扩张燃烧室在燃气涡轮的整个不同操作状态下调节初级燃烧区的体积。
背景技术
在常规燃气涡轮发动机中，提供燃烧器衬里以限定燃烧室。燃烧室大体上限定在最靠近燃料喷嘴的燃烧室的前端处的初级燃烧区和混合器组件，混合器组件将燃料和空气混合物喷射到燃烧室中，燃料和空气混合物在燃烧室中被点燃并燃烧以形成燃烧气体。燃烧室还可以包括在初级燃烧区下游的稀释区，在稀释区处，通过燃烧器衬里提供稀释空气，以使燃烧气体骤冷(quench)。燃烧室可以进一步包括次级燃烧区，在次级燃烧区处，骤冷的燃烧气体在流过涡轮喷嘴进入燃气涡轮发动机的涡轮区段之前进一步与稀释空气混合。通常，燃烧器衬里具有固定的长度和几何结构，使得燃烧室的各个区(例如，初级区、稀释区、次级区)具有固定的体积，用于在所有各种操作状态(诸如启动、起飞、巡航和进近)下操作。
附图说明
本公开的特征、优点和实施例将从以下如附图中所示的各种示例性实施例的更具体的描述中变得显而易见，其中相似的参考数字大体上表示相同的、功能类似的和/或结构类似的元件。
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局部截面侧视图。
图2是根据本公开的实施例的示例性燃烧区段的截面侧视图。
图3是根据本公开的一方面的在图2的详细视图100处截取到的燃烧器衬里和收缩扩张区段的局部截面侧视图。
图4是根据本公开的一方面的在图2的详细视图100处截取到的燃烧器衬里和收缩扩张区段的局部截面侧视图。
图5是根据本公开的一方面的在图2的详细视图100处截取到的燃烧器衬里和收缩扩张区段的局部截面侧视图。
图6是根据本公开的另一方面的在图2的详细视图100处截取到的燃烧器衬里和收缩扩张区段的局部截面侧视图。
图7是根据本公开的又一方面的在图2的详细视图164处截取到的燃烧器衬里和稀释衬里区段的局部截面侧视图。
图8是根据本公开的一方面的在图7的视图8-8处截取到的稀释衬里区段的一部分的顶视图。
图9是根据本公开的又一方面的在图2的详细视图164处截取到的燃烧器衬里和稀释衬里区段的局部截面侧视图。
图10是根据本公开的再又一方面的在图2的详细视图164处截取到的燃烧器衬里和稀释衬里区段的局部截面侧视图。
图11是根据本公开的又一方面的在图2的详细视图164处截取到的燃烧器衬里和稀释衬里区段的局部截面侧视图。
图12是根据本公开的再一方面的在图2的详细视图164处截取到的燃烧器衬里和稀释衬里区段的局部截面侧视图。
图13是根据本公开的又一方面的在图2的详细视图164处截取到的燃烧器衬里和稀释衬里区段的局部截面侧视图。
图14是根据本公开的再又一方面的在图2的详细视图100处截取到的燃烧器衬里和稀释衬里区段的局部截面侧视图。
图15是根据本公开的一方面的操作燃气涡轮的方法的方法步骤的流程图。
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，但是这仅是为了例释的目的。相关领域的技术人员将认识到，在不背离本公开的精神和范围的情况下，可以使用其他部件和构造。
如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用，以使一个部件区别于另一个部件，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”是指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，以及“下游”是指流体向其流动的方向。
本公开的各种特征、优点和实施例出于以下详细描述、附图和权利要求的考虑而被阐述或显而易见。此外，应当理解，以下详细描述是示例性的并且旨在在不限制所要求保护的公开的范围的情况下，提供进一步的解释。
在常规燃气涡轮发动机中，燃烧器衬里具有固定的长度和几何结构，使得燃烧室的各种区(例如，初级区、稀释区、次级区)具有固定的体积，用于在所有各种操作状态(诸如启动、起飞、巡航和进近)下操作。然而，由于对燃气涡轮发动机的排放要求越来越严格，因此需要继续减少NOx排放并获得燃料和空气混合物的更有效的燃烧。本公开旨在通过减少燃烧室的总体长度并在整个各种操作状态下调节初级燃烧区的体积来减少NOx排放并提高可操作性。根据本公开，燃烧器衬里包括在稀释区中的可平移的收缩扩张区段。收缩扩张区段可以通过致动器在整个各种操作状态下基于功率变化而在上游方向和下游方向两者上平移，以便调节初级燃烧区的体积。例如，在地面启动期间，收缩扩张区段可以被致动，以调节初级燃烧区的大小，从而被设定为整体总燃烧室体积的第一百分比。然后，在功率需求增加的起飞和爬升期间，收缩扩张区段被致动，以将初级燃烧区体积调节到第二百分比，第二百分比可以小于第一百分比，从而使初级燃烧区较小。因此，较小的初级燃烧区在高功率操作期间可以为初级燃烧区中的燃料和空气混合物提供更有效的燃烧，而同时增加下游的次级体积，从而为燃烧气体与稀释空气的混合提供更长的时段。结果，可以增加燃烧器的可操作性和效率，并且可以减少排放。
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的示意性局部截面侧视图，示例性高旁通涡轮风扇喷气发动机10在本文中称为“发动机10”，可结合本公开的各种实施例。尽管下文参考涡轮风扇发动机进一步描述了本公开，但是本公开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以及辅助动力单元。如图1所示，发动机10具有从上游端98延伸通过其中到下游端99的轴向中心线轴线12，以供参考。一般而言，发动机10可以包括风扇组件14和设置在风扇组件14下游的核心发动机16。
核心发动机16大体上可以包括限定环形入口20的外壳体18。外壳体18以串行流动关系包入或至少部分地形成具有增压器或低压(LP)压缩机和高压(HP)压缩机24的压缩机区段、燃烧器26、包括高压(HP)涡轮28和低压(LP)涡轮30的涡轮区段以及喷射排气喷嘴区段32。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，诸如以间接驱动构造或齿轮驱动构造，连接到风扇轴38。在其他实施例中，尽管未示出，但是发动机10可以进一步包括中压(IP)压缩机和能够随中压轴旋转的涡轮。
如图1所示，风扇组件14包括联接到风扇轴38并从风扇轴38径向向外延伸的多个风扇叶片42。环形风扇壳体或机舱44周向地包围风扇组件14和/或至少一部分核心发动机16。在一个实施例中，机舱44可以通过多个周向间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的外部分上延伸，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的示例性燃烧器26的截面侧视图。如图2所示，燃烧器26大体上可以包括环形型燃烧器衬里50和圆顶组件56，燃烧器衬里50围绕燃烧器中心线13周向延伸，并且包括内衬里52和外衬里54。内衬里52、外衬里54和圆顶组件56一起在它们之间限定燃烧室62。燃烧室62可以更具体地限定各种区域，包括在燃烧室62的上游端102处的初级燃烧区70，在初级燃烧区70处，燃料-氧化剂混合物85的初始化学反应和/或燃烧气体86的再循环可以在进一步向下游流到稀释区72之前发生，在稀释区72处，燃烧气体86和空气的混合和/或再循环可以在流到燃烧室62的下游端104处的次级燃烧区74之前发生，在次级燃烧区74处，燃烧产物流入涡轮喷嘴29。圆顶组件56在外衬里54的上游端76和内衬里52的上游端77之间径向延伸。
如图2所示，外衬里54可以被包入外壳体64内，并且内衬里52可以被包入内壳体65内。外流动通道68被限定在外壳体64和外衬里54之间，并且内流动通道69被限定在内壳体65和内衬里52之间。内衬里52可以从圆顶组件56处的上游端77延伸到涡轮喷嘴29处的内衬里52的下游端67。外衬里54可以从圆顶组件56处的上游端76延伸到涡轮喷嘴29处的外衬里54的下游端66。因此，外衬里54和内衬里52至少部分地限定了在燃烧器衬里50和涡轮喷嘴29之间的热气体路径。
如进一步在图2中所见的，内衬里52可以包括多个稀释开口90，并且外衬里54可以包括多个稀释开口88。如下文将更详细描述的，稀释开口88和稀释开口90提供通过其中并进入燃烧室62的压缩空气流82(c)。因此，作为稀释空气流的压缩空气流82(c)可用于在初级燃烧区70下游的稀释区72中提供燃烧气体86的骤冷，以便冷却进入涡轮喷嘴29的燃烧气体流86。
在发动机10的操作期间，如图1和图2共同所示，如箭头示意性指示的一定量的空气73通过机舱44和/或风扇组件14的关联入口75从上游端98进入发动机10。当一定量的空气73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向到旁通气流通道48中，而如箭头80示意性指示的另一部分空气经由环形入口20被引导或导向到LP压缩机22中。进入环形入口20的空气部分80在其流过LP压缩机22和HP压缩机24流向燃烧器26时被逐渐压缩。如图2所示，如箭头82示意性指示的现在的压缩空气流入燃烧器26的扩散器腔84中。
压缩空气82对扩散器腔84加压。如箭头82(a)示意性指示的压缩空气82的第一部分从扩散器腔84流入压力气室59。然后，压缩空气82(a)通过混合器组件60被旋流并与燃料喷嘴组件58提供的燃料混合，以产生旋流的燃料-氧化剂混合物85，燃料-氧化剂混合物85接着被点燃并燃烧，从而在燃烧器衬里50的初级燃烧区70内产生燃烧气体86。通常，LP压缩机22和HP压缩机24向扩散器腔84提供比燃烧所需更多的压缩空气82。因此，如箭头82(b)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(b)可以被导向到外流动通道68中和内流动通道69中。然后，压缩空气82(b)的一部分可以被导向通过稀释开口88(示意性地显示为压缩空气82(c))，并进入燃烧室62的稀释区72中，以提供稀释区72中的燃烧气体86的骤冷，并且还可以向燃烧气体流86提供湍流，从而提供压缩空气82(c)与燃烧气体86的更好的混合。来自内流动通道69的类似的压缩空气流82(c)流过稀释开口90并进入稀释区72。另外或替代地，压缩空气82(b)的至少一部分可以被导向出扩散器腔84并且可以被引导通过各种流动通道(未示出)，以向HP涡轮28或LP涡轮30中的至少一个提供冷却空气。
返回共同参考图1和2，在燃烧室62中生成的燃烧气体86经由涡轮喷嘴29从燃烧器衬里50流入HP涡轮28中，因而使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接着被导向通过LP涡轮30，因而使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接着通过核心发动机16的喷射排气喷嘴区段32被排出，以在下游端99处提供推进。
如将在下文更详细描述的，燃烧器衬里50包括外衬里收缩扩张区段92和内衬里收缩扩张区段94。外衬里收缩扩张区段92和内衬里收缩扩张区段94两者都延伸到燃烧室62的稀释区72中。可以看出，稀释开口88延伸通过外衬里收缩扩张区段92，并且可以看出，稀释开口90延伸通过内衬里收缩扩张区段94。另外，外衬里收缩扩张区段92和内衬里收缩扩张区段94两者都连接到相应的致动器96。相应的致动器96在上游方向和下游方向(即，朝向上游端76、77的上游，或朝向下游端66、67的下游)上驱动外衬里收缩扩张区段92和内衬里收缩扩张区段94。结果，初级燃烧区70和次级燃烧区74的大小(体积)可以通过使收缩扩张区段92、94移位来调节。
图3是根据本公开的一方面的在图2的详细视图100处截取到的燃烧器衬里和收缩扩张区段的局部截面侧视图。在图3中，描绘了一种构造，其中外衬里54和内衬里52是两部分衬里，并且收缩扩张区段92、94连接分开的衬里部分。更具体地，可以看出，外衬里54包括上游衬里区段106和下游衬里区段108。上游衬里区段106和下游衬里区段108两者都被固定连接在燃烧器26内，其间具有间隙114。上游衬里区段106和下游衬里区段108连同间隙114一起围绕燃烧器中心线13周向延伸。类似地，内衬里52包括上游衬里区段110和下游衬里区段112，上游衬里区段110和下游衬里区段112两者也都被固定连接在燃烧器26内，其间具有间隙116。延伸跨过间隙114的是稀释衬里区段120，在图3的方面中，稀释衬里区段120构成外衬里收缩扩张区段92。整个稀释衬里区段120构成了可移动部分，并且稀释衬里区段120的上游端125与上游衬里区段106滑动接合，而稀释衬里区段120的下游端127与下游衬里区段108滑动接合。密封件121可以设置在稀释衬里区段120的上游端125和上游衬里区段106之间，并且也可以设置在稀释衬里区段120的下游端127和下游衬里区段108之间。类似地，延伸跨过间隙116的是稀释衬里区段122，稀释衬里区段122构成内衬里收缩扩张区段94。整个稀释衬里区段122构成了可移动部分，并且稀释衬里区段122的上游端129与上游衬里区段110滑动接合，而稀释衬里区段122的下游端131与下游衬里区段112滑动接合。密封件123可以设置在稀释衬里区段122的上游端129和上游衬里区段110之间，并且也可以设置在稀释衬里区段122的下游端131和下游衬里区段112之间。下面将描述稀释衬里区段120和稀释衬里区段122的其他布置。
稀释衬里区段120是在上游方向118和下游方向124上平移的可移动部分。平移由致动器96控制，致动器96连接到稀释衬里区段120的致动器连接构件126。当然，多个致动器96可以设置在燃烧器26中并且可以围绕燃烧器中心线13周向间隔开。致动器96可以例如是延伸/缩回连杆128的气动致动器或液压致动器，连杆128附接到致动器连接构件126。例如，致动器96可以经由致动器支撑构件130被固定地安装到上游衬里区段106，或者可以被安装到外壳体64(图2)。类似地，稀释衬里区段122是在上游方向118上平移并且在下游方向124上平移的可移动部分。平移由致动器132控制，致动器132经由连杆136连接到稀释衬里区段122的致动器连接构件134。致动器132可以与致动器96具有相同的结构(即，相同的气动或液压致动器)，并且可以经由支撑构件138被固定地安装到下游衬里区段112，或者可以被安装到内壳体65(图2)。致动器96被显示为连接到稀释衬里区段120的上游侧，但是它可以替代地连接到稀释衬里区段120的下游侧，类似于致动器132。同样，虽然致动器132被显示为连接到稀释衬里区段122的下游侧，但是它可以替代地连接到稀释衬里区段122的上游侧，类似于致动器96。
在操作中，稀释衬里区段120和稀释衬里区段122，或如下面将描述的，稀释衬里区段120的可移动部分和稀释衬里区段122的可移动部分，通过致动器96和致动器132被致动，以在发动机10的整个各种操作状态下，调节初级体积(PV)(即，初级燃烧区70的体积)相对于总燃烧室体积(VT)的百分比。在图3中，可以看出，初级体积(PV)大体上对应于由圆顶57的下游表面140、外衬里上游衬里区段106的内表面142、稀释衬里区段120的上游表面144、延伸穿过燃烧室62的初级体积边界线146、内衬里稀释衬里区段122的上游表面148和内衬里上游衬里区段110的内表面150之间的初级区域所限定的体积，其中该区域然后围绕燃烧器中心线13被周向截取。类似地，次级体积(SV)(即，次级燃烧区74的体积)可以由稀释衬里区段120的下游表面152、下游衬里区段108的内表面154、燃烧室62的出口边界线156(图2)、下游衬里区段112的内表面158、稀释衬里区段122的下游表面160和次级体积边界线162之间的次级区域所限定，其中该次级区域然后围绕燃烧器中心线13被周向截取。总体积(VT)包括初级体积(PV)和次级体积(SV)，以及稀释区72的体积，稀释区72的体积大体上可以被限定为初级体积边界线146、稀释衬里区段120的稀释区72中的内表面165、次级体积边界线162和稀释衬里区段122的稀释区72中的内表面167之间的稀释区域，其中该稀释区域然后围绕燃烧器中心线13被周向截取。
在可以被认为是中性位置的情况下，稀释衬里区段120和稀释衬里区段122通过它们各自的致动器96和132被致动，以便限定中性初级体积(PVN)，如图3所示。中性初级体积(PVN)可以例如是总燃烧器体积VT的百分之四十。然后，在操作期间，在发动机10的第一操作状态下，诸如在发动机10的地面启动期间，通过致动致动器96和致动器132以在上游方向118或下游方向124上平移稀释衬里区段120和稀释衬里区段122来调节初级体积(PV)的大小，从而将初级体积设定为总体积的第一百分比(VT)。例如，如图4所见，致动器96被致动以缩回连杆128，以便在上游方向118上使稀释衬里区段120平移，并且致动器132被致动以延伸连杆136，以便在上游方向118上使稀释衬里区段122平移。在这种情况下，初级体积(PVN)减小，以便限定较小的初级体积(PV1)。通过稀释衬里区段120的上游表面144在上游方向118上的移位，以及通过稀释衬里区段122的上游表面148在上游方向118上的移位，而在机械上或在结构上减小初级体积(PV1)。还通过使稀释开口88和稀释开口90在上游方向118上移位，而在空气动力学上减小初级体积(PV1)，这使压缩空气82(c)在上游方向118上移位，以便使初级体积边界线146在上游方向118上移位。以相同的方式，次级体积的大小从次级体积(SVN)被增大到较大的体积(SV1)。因此，作为一个示例，在地面开始期间，初级体积(PV)的第一百分比可以被设定为具有总体积(VT)的百分之四十到百分之六十的范围。替代地，第一操作状态可以被认为是海拔高度再点火状态，并且可以控制致动器96和致动器132，以将初级体积设定为具有总体积(VT)的百分之四十到百分之七十的范围。
替代地，如图5所见，致动器96被致动以延伸连杆128，以便在下游方向124上使稀释衬里区段120平移，并且致动器132被致动以缩回连杆136，以便在下游方向124上使稀释衬里区段122平移。在这种情况下，初级体积(PVN)增大，以便限定较大的初级体积(PV2)。初级体积(PV2)通过稀释衬里区段120的上游表面144在下游方向124上的移位，以及通过稀释衬里区段122的上游表面148在下游方向124上的移位，而在机械上或在结构上增大。初级体积(PV2)还通过使稀释开口88和稀释开口90在下游方向124上移位而在空气动力学上增大，这使压缩空气流82(c)在下游方向124上移位，以便使初级体积边界线146在下游方向124上移位。以相同的方式，次级体积(SV)的大小从次级体积(SVN)减小到较小的体积(SV2)。
继续发动机10(图1)的各种操作状态，当已经基于作为地面启动的第一操作状态设定了初级体积(PV)时，例如，在与第一操作状态不同的燃气涡轮的第二操作状态下，诸如在起飞操作或爬升操作期间，致动器96和致动器132被控制，以在上游方向118或下游方向124上使稀释衬里区段120和稀释衬里区段122平移，以便将初级体积(PV)设定为总体积(VT)的第二百分比，其中第二百分比可以具有总体积(VT)的百分之三十到百分之四十的范围。因此，在起飞或爬升期间，当燃烧气体由于施加到发动机的较高功率而可能较热时，通过减小初级体积的大小，可以快速有效地骤冷较热的气体，从而减少NOx排放。
在另一示例中，在与第一操作状态(地面启动或海拔高度再点火)和第二操作状态(起飞或爬升)不同的燃气涡轮的第三操作状态下，诸如在巡航操作状态下，致动器96和致动器132可以被控制，以便将初级体积(PV)的大小调节到总体积(VT)的第三百分比。用于巡航操作状态的第三百分比可以具有总体积(VT)的百分之三十到百分之五十的范围。进一步地，在与第一操作状态(地面启动或海拔高度再点火)、第二操作状态(起飞或爬升)和第三操作状态(巡航)不同的燃气涡轮的第四操作状态下，诸如在着陆进近操作状态期间，致动器96和致动器132被控制，以将初级体积(PV)的大小调节到总体积(VT)的第四百分比。用于着陆进近操作状态的第四百分比可以具有总体积(VT)的百分之三十到百分之五十的范围。
现在将关于图6到图13来描述稀释衬里区段的各种替代布置。图6是根据本公开的另一方面的在图2的详细视图100处截取到的燃烧器衬里和收缩扩张区段的局部截面侧视图。图6的布置与图3的布置的类似之处在于，稀释衬里区段120和稀释衬里区段122整体上都是可移动部分。然而，在图6的布置中，可以看出，稀释衬里区段120被布置成与上游衬里区段106的内表面142以及与下游衬里区段108的内表面154接合。类似地，可以看出，稀释衬里区段122被布置成与上游衬里区段110的内表面150以及与下游衬里区段112的内表面158接合。稀释衬里区段120可以通过致动器96，以与上面关于图3到5所描述的相同方式，在上游方向118上和在下游方向124上平移。类似地，稀释衬里区段122可以通过致动器132，以与上面关于图3到图5所描述的相同方式，在上游方向118上和在下游方向124上平移。尽管图6中未显示，但是可以实施这样的布置，其中如图6所示，稀释衬里区段120的上游端113与上游衬里区段106的内表面142接合，但在稀释衬里区段120的下游端115处，稀释衬里区段120的下游表面152与下游衬里区段108的外表面109接合。类似地，如图6所示，稀释衬里区段122的下游端117可以与下游衬里区段112的内表面158接合，但在稀释衬里区段122的上游端119处，稀释衬里区段122的上游表面148可以与上游衬里区段110的外表面111接合。
图7是根据本公开的又一方面的在图2的详细视图164处截取到的燃烧器衬里和稀释衬里区段的局部截面侧视图。在图3到图6中，在详细视图100处截取到的视图描绘了用于稀释衬里区段120的外衬里54侧和稀释衬里区段122的内衬里52侧两者的布置。提供了外衬里54侧和内衬里52侧两者的描绘，以描述如何通过两侧彼此协同作用来调节初级体积。在以下对于图7到图13的描述中，仅描述了用于一侧(外衬里54侧)的稀释衬里区段，但应当理解，下面描述的各构造同样适用于燃烧器衬里50的内衬里52侧。
图7描绘了可以实施为盒式滑块布置的稀释衬里区段166的布置。与图4中的外衬里54被实施为两件式衬里(即，上游衬里区段106和下游衬里区段108，其间具有间隙114)的布置相反，图7的外衬里54被实施为没有间隙114的单个衬里。因此，上游衬里区段106和下游衬里区段108与稀释衬里168连接，稀释衬里168是稀释衬里区段166的固定部分。边界线170表示上游衬里区段106和稀释衬里168之间的连接，并且边界线172表示下游衬里区段108和稀释衬里168之间的连接。稀释衬里区段166进一步包括盒式滑块174，盒式滑块174也可以被称为稀释衬里区段166的可移动部分。盒式滑块174可以被实施为类似于稀释衬里区段120的收缩扩张构件179，其延伸到燃烧室62中。盒式滑块174可以包括横向构件175，横向构件175在其内形成腔176。横向构件175具有通过其中的开口177，并且收缩扩张构件179包括延伸通过盒式滑块174的至少一个稀释开口178。稀释开口178可以类似于稀释衬里区段120的稀释开口88。可以看出，稀释衬里168包括通过其中的开槽开口180。图8是在图7的视图8-8处截取到的稀释衬里区段166的一部分的顶视图，描绘了延伸通过稀释衬里168的开槽开口180的示例。因此，压缩空气82(c)可以穿过开槽开口180并经由开口177进入腔176，然后通过收缩扩张构件179的稀释开口178进入稀释区72。
盒式滑块174还包括与横向构件175连接的致动器连接构件182。致动器96的连杆128与致动器连接构件182连接，以便使盒式滑块174在上游方向118上和在下游方向124上平移。横向构件175与上游衬里区段106的内表面173、下游衬里区段108和稀释衬里168滑动接合。因此，通过盒式滑块174在上游方向118和下游方向124两者上的致动，以与上述类似的方式，来调节初级体积(PV)。
图9是根据本公开的再一方面的在图2的详细视图164处截取到的燃烧器衬里和收缩扩张区段的局部截面侧视图。在图9中，稀释衬里区段184的收缩扩张部分185可以被布置为分离单元。稀释衬里区段184包括固定部分192，该固定部分192包括连接在下游衬里区段108的上游端194处并延伸到燃烧室62中的扩张部分188。扩张部分188被固定到下游衬里区段108并且可以与下游衬里区段108一体形成。稀释衬里区段184还包括可移动部分186，该可移动部分186包括延伸到燃烧室62中的收缩部分190。可移动部分186的收缩部分190包括通过其中的稀释开口200。收缩部分190与稀释衬里区段184的固定部分192的扩张部分188滑动接合，其间具有密封件121。可移动部分186的上游端196与上游衬里区段106滑动接合，其间具有密封件121。
致动器连接构件198连接到可移动部分186，并且致动器202的连杆204与致动器连接构件198连接。致动器202可以类似于致动器96。然而，在图9的方面中，可以在致动器202和致动器连接构件198之间包括弹簧状装置206，以在致动器202和致动器连接构件198之间提供缩回力(即，第一平移力)或伸展力(即，第二平移力)。弹簧状装置206可以例如是弹簧、波纹管或W密封装置。虽然在图3到图8中的任一图中均没有描绘，但是弹簧状装置206仍然可以与致动器96或致动器132结合实施。在弹簧状装置206施加缩回力(第一平移力)的情况下，致动器202可以被致动来增大伸展压力，以延伸连杆204，从而使可移动部分186在下游方向124上平移。致动器202中的伸展压力可以被释放，使得弹簧状装置206施加第二平移力来使连杆204缩回，从而使可移动部分186在上游方向118上平移。因此，致动器202可以使收缩部分190在上游方向118上和在下游方向124上平移，但是固定的扩张部分188不在任一方向上平移。结果，可以通过致动可移动部分186来调节初级体积(PV)的大小。可移动部分186的平移还导致调节稀释体积(DV)的体积，而次级体积(SV)保持不变。
图10是根据本公开的再一方面的在图2的详细视图164处截取到的燃烧器衬里和稀释衬里区段的局部截面侧视图。图10的布置描绘了稀释衬里区段232，其与稀释衬里区段184的图9的布置的类似之处在于稀释衬里区段232提供了分离单元。然而，与扩张部分188被固定到下游衬里区段108的图9的布置不同的是，图10的布置包括可移动扩张部分208。在图10中，可以看出，稀释衬里区段232包括上游部分224，该上游部分224包括收缩部分190和在收缩部分190下游的第一过渡部分220。稀释开口200延伸通过第一过渡部分220。稀释衬里区段232还包括下游部分226，该下游部分226包括扩张部分208和在扩张部分208上游的第二过渡部分222。上游部分224的上游端228与上游衬里区段106滑动接合，并且下游部分226的下游端230与下游衬里区段108滑动接合。上游部分224的第一过渡部分220和下游部分226的第二过渡部分222彼此滑动接合。
上游部分224包括在上游端228处的第一致动器连接构件199，并且下游部分226包括在下游端230处的第二致动器连接构件210。可以看出，致动器212经由上游连杆214与第一致动器连接构件199连接，并且致动器212经由下游连杆216与第二致动器连接构件210连接。致动器212可以经由致动器支撑构件218连接到外壳体64。致动器212能够在相反方向上同时致动上游部分224和下游部分226两者，或者致动器212可以个别致动上游部分224或下游部分226中的仅一个。因此，例如，致动器212可以被致动，以延伸上游连杆214，以便使上游部分224在上游方向118上平移，从而减小初级体积(PV)的大小，并且可以不致动下游部分226，以保持次级体积(SV)相同。替代地，致动器212可以被致动，以延伸上游连杆214，从而使上游部分224在上游方向118上平移，并且还延伸下游连杆216，从而使下游部分226在下游方向124上平移。在这种情况下，初级体积(PV)的大小减小，并且次级体积(SV)的大小也减小，而稀释体积(DV)的大小增大。
图11是根据本公开的又一方面的在图2的详细视图164处截取到的燃烧器衬里和稀释衬里区段的局部截面侧视图。在图11中，稀释衬里区段234被描绘为与图7中的盒式滑块布置类似的布置。因此，上游衬里区段106和下游衬里区段108经由稀释衬里168连接，并且稀释衬里168包括通过其中的开槽开口180。
与其中整个收缩扩张构件179可移动的图7的布置不同，在图11的布置中，收缩扩张构件236被固定到稀释衬里168和/或下游衬里区段108，并且波状可移动部分238被布置在收缩扩张构件236的上游侧。收缩扩张构件236是大体上固定的结构，并且作为一个示例，可以构成消音器。如图11所见，收缩扩张构件236被描绘为消音器，其包括在收缩扩张构件236的下游侧上的消音器入口进给管240，并且包括用于提供压缩空气流82(c)从其中通过进入稀释区72的稀释开口242。波状可移动部分238可以具有波状上游侧246，该波状上游侧246被成形为与收缩扩张构件236的上游侧248的形状大体上对齐。波状可移动部分238包括附接到其的致动器连接构件244。致动器96的连杆128与致动器连接构件244连接。因此，在操作中，致动器可以使波状可移动部分238在上游方向118上平移，以减小初级体积(PV)的大小，或者可以使波状可移动部分238在下游方向124上平移，以增大初级体积(PV)的大小。通过实施图11的布置中的固定的收缩扩张构件236，第二体积(SV)大体上保持恒定体积。
图12是根据本公开的又一方面的在图2的详细视图164处截取到的燃烧器衬里和稀释衬里区段的局部截面侧视图。在图12中，描绘了稀释衬里区段250，稀释衬里区段250与图11的稀释衬里区段234的有点类似之处在于，稀释衬里区段250包括单个衬里，其中上游衬里区段106和下游衬里区段108经由稀释衬里252连接。稀释衬里252可以类似于稀释衬里168，除了稀释衬里252包括稀释开口253而不是开槽开口180。此外，图12的方面包括固定的收缩扩张构件254，固定的收缩扩张构件254连接到稀释衬里252和/或下游衬里区段108，并且包括通过固定的收缩扩张构件254的过渡部分262的稀释开口264。类似于图11的方面，稀释衬里区段250包括可移动部分256，该可移动部分256具有收缩部分258和过渡部分260。可移动部分256的过渡部分260与固定的收缩扩张构件254的过渡部分262接合，其间具有密封件274。可移动部分256的上游端276与上游衬里区段106接合，其间具有密封件278。
致动器266可以经由致动器支撑构件268安装到稀释衬里252。在图12中，致动器266被显示为布置在由固定的收缩扩张构件254所限定的腔280内，而不是像致动器96在图11中描绘的一样布置在外流动通道68内。致动器266包括连接到可移动部分256的连杆270，并且还可以包括弹簧状装置272。因此，类似于图11的方面，致动器266可以使可移动部分256在上游方向118上平移，以减小初级体积(PV)的大小，并且可以使可移动部分256在下游方向124上平移，以增大初级体积的大小。类似于图11的方面，次级体积(SV)由于包含了固定的收缩扩张构件254而保持恒定。
图13是根据本公开的再一方面的在图2的详细视图164处截取到的燃烧器衬里和稀释衬里区段的局部截面侧视图。在图13中，描绘了可以被称为通气稀释衬里区段的稀释衬里区段282。类似于图12，提供了单个衬里，其中上游衬里区段106和下游衬里区段108通过稀释衬里252连接，稀释衬里252包括通过其中的稀释开口253。收缩扩张构件283包括固定的扩张构件284，该固定的扩张构件284被固定地安装到稀释衬里252和/或下游衬里区段108的上游端194。固定的扩张构件284包括扩张部分288和过渡部分290，过渡部分290包括通过其中的稀释开口291。收缩扩张构件283还包括收缩构件286，该收缩构件286是收缩扩张构件283的可移动部分。收缩构件286具有收缩部分292和过渡部分294。收缩部分292的上游端277与上游衬里区段106滑动接合，其间具有密封件278。波纹管部分296设置在收缩扩张构件283中，以将收缩构件286的过渡部分294连接到扩张构件284的过渡部分290。类似于图11的布置，致动器266经由腔298内的致动器支撑构件268被安装到稀释衬里252，并且连杆270与收缩构件286连接。因此，致动器266可以被致动，以使收缩构件286(即，可移动部分)在上游方向118上平移，以便减小初级体积(PV)的大小，并且因此，增大腔298的体积。替代地，致动器266可以被致动，以使收缩构件286在下游方向124上平移，以便增大初级体积(PV)的大小，并且因此，减小腔298的体积。
图14是根据本公开的再又一方面的在图2的详细视图100处截取到的燃烧器衬里和稀释衬里区段的局部截面侧视图。在图2到图13中的每个前述布置中，描述了收缩扩张区段，用于实施燃烧器衬里50的稀释衬里区段，以便在结构和空气动力学两者上调节初级燃烧区70的体积。然而，在图14的布置中，稀释衬里区段被实施为直线区段，而不是收缩扩张区段，并且提供在空气动力学上调节初级体积。在图14中，可以看出，外衬里54包括上游衬里区段106和下游衬里区段108，其间具有间隙114，并且稀释衬里区段300延伸跨过间隙114，以便与上游衬里区段106和下游衬里区段108连接。类似地，可以看出，内衬里52包括上游衬里区段110和下游衬里区段112，其间具有间隙116，并且稀释衬里区段302延伸跨过间隙116，以便与上游衬里区段110和下游衬里区段112连接。外衬里54的稀释衬里区段300包括可移动部分304，该可移动部分304具有通过其中的至少一个稀释开口306。可移动部分304包括致动器连接构件126，该致动器连接构件126连接到致动器96的连杆128。因此，致动器96可以基于操作状态使可移动部分304在上游方向118或下游方向124上平移。通过使可移动部分304在上游方向118平移，稀释开口306向上游平移，以便在空气动力学上减小初级体积。另一方面，通过使可移动部分304在下游方向124上平移，稀释开口向下游平移，以便在空气动力学上增大初级体积。通过致动器96使稀释衬里区段302的可移动部分308在上游方向118上或在下游方向124上平移，以便使稀释开口310向上游或下游平移，而发生类似的操作。应当注意，可移动部分304和可移动部分308可以由它们各自的致动器96彼此独立地致动，使得例如可移动部分304可以在上游方向118上平移，而可移动部分308可以不平移，或可以在上游方向上平移小于可移动部分304。当然，可移动部分304和可移动部分308可以平移相同量并且在相同方向上平移。
图15是描述操作发动机10的方法的处理步骤的流程图。图15的方法可以在如上所述的图1到图14中描绘的任何方面中实施。在步骤1500中，开启发动机启动操作状态以起动发动机10。发动机控制器(例如，飞行器的飞行控制器，图中未示出)控制发动机启动操作，并且在步骤1501中，向致动器(例如，上述致动器96、132、202、212和266中的任何)发送控制信号，以基于启动操作功率调节初级燃烧区70的初级体积(PV)的大小。基于控制上述任何稀释衬里区段来调节初级体积(PV)。对于地面启动操作，初级体积可以被称为初级体积(PV1)并且可以被调节和设定到具有总体积(VT)的百分之四十到百分之六十的范围。在步骤1502中，对于起飞前的滑行操作，发动机功率增加，并且在步骤1503中，基于滑行操作期间的功率变化，调节可以被称为初级体积(PV1a)的用于滑行操作的初级体积。通常，在起飞之前，可以在机组人员准备起飞的同时降低发动机功率，并且在这种情况下，在步骤1504中，可以使发动机功率降低到类似于地面启动状态的空闲状态。因此，在步骤1505中，控制器向致动器发送信号，以基于空闲功率状态，将初级体积调节到可以被称为初级体积(PV1b)的空闲状态初级体积。
接下来，在步骤1506中，对于起飞和爬升操作，发动机功率增加，并且在步骤1507中，控制器向致动器发送信号，以调节用于起飞和爬升的初级体积(PV)。可以被称为初级体积(PV2)的用于起飞和爬升操作状态的初级体积可以具有总体积(VT)的百分之三十到百分之四十的范围。一旦达到巡航海拔高度，在步骤1508中，发动机功率通常减低，并且在步骤1509中，控制器向致动器发送信号，以基于巡航期间的发动机功率调节初级体积(PV)。可以被称为初级体积(PV3)的巡航操作期间的初级体积的大小可以被调节到总体积(VT)的百分之三十到百分之五十的范围。
在巡航操作状态期间，或在任何其他操作状态，可能发生发动机熄火。当在巡航操作状态期间发生发动机熄火时(在1510中的是)，开启高海拔高度再点火操作状况。在这种情况下，在步骤1514处，控制器向致动器发送信号，以将初级体积调节到可以被称为初级体积(PV5)的再点火操作初级体积，用于高海拔高度再点火操作状态。众所周知，信号还被发送到其他各种发动机部件，诸如燃料喷嘴、点火器等，以进行再点火操作，但是在本文中没有讨论这些。在步骤1515处，如果确定再点火操作成功(在步骤1515中的是)，则在步骤1516中，控制器再次向致动器发送信号，以将初级体积大小调节到用于巡航操作状态的初级体积(PV3)。
在巡航操作结束时，在步骤1511处，开始着陆进近操作状态，其中发动机功率通常降低。在步骤1512中，控制器向致动器发送信号，以将初级体积调节到可以被称为初级体积(PV4)的用于进近操作状态和着陆操作状态的进近初级体积。在进近/着陆操作状态下，初级体积(PV4)可以被调节到总体积VT的百分之三十到百分之五十的范围。最后，在着陆和滑行操作之后，在步骤1513中，开启发动机关闭序列。
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，但是也可以在非飞行器应用(诸如发电站、海洋应用、或油气生产应用)中实施。因此，本公开不限于在飞行器中使用。
本公开的进一步的方面由以下条款的主题提供。
一种操作燃气涡轮的燃烧器的方法，所述燃烧器包括燃烧器衬里，所述燃烧器衬里在其内限定燃烧室，所述燃烧室限定总燃烧室体积，所述燃烧室包括限定初级体积的在所述燃烧室的上游端处的初级燃烧区，所述燃烧器衬里包括可移动部分，所述可移动部分被布置成被致动以调节所述初级体积相对于所述总燃烧室体积的百分比，所述方法包括：在所述燃气涡轮的第一操作状态下，通过致动所述可移动部分以调节所述初级体积的大小，来将所述初级体积的所述大小调节到所述总燃烧室体积的第一百分比；和在与所述第一操作状态不同的所述燃气涡轮的第二操作状态下，通过致动所述可移动部分以调节所述初级体积的所述大小，来将所述初级体积的所述大小调节到所述总燃烧室体积的第二百分比。
根据前述条款中的任一项所述的方法，其中所述第一操作状态是地面起动状态，并且所述第二操作状态是起飞状态或爬升状态。
根据前述条款中的任一项所述的方法，其中所述可移动部分包括通过其中的至少一个稀释开口，并且通过通过所述稀释开口的稀释氧化剂流在所述流的上游方向上和在所述流的下游方向上的平移，而在空气动力学上调节所述初级体积的所述百分比。
根据前述条款中的任一项所述的方法，其中所述燃烧器衬里是环形衬里并包括外衬里和内衬里，在所述外衬里和所述内衬里之间限定有所述燃烧室，并且所述外衬里和所述内衬里两者都包括各自的可移动部分以调节所述初级体积。
根据前述条款中的任一项所述的方法，其中所述可移动部分通过致动器响应于通过多个操作状态被施加到所述燃气涡轮的功率百分比的变化而被致动，所述多个操作状态包括所述第一操作状态和所述第二操作状态。
根据前述条款中的任一项所述的方法，其中所述第一百分比具有所述总燃烧室体积的百分之四十到百分之六十的范围。
根据前述条款中的任一项所述的方法，其中所述第二百分比具有所述总燃烧室体积的百分之三十到百分之四十的范围。
根据前述条款中的任一项所述的方法，进一步包括在与所述第一操作状态和所述第二操作状态不同的所述燃气涡轮的第三操作状态下，通过致动所述可移动部分以调节所述初级体积的所述大小，来将所述初级体积的所述大小调节到所述总燃烧室体积的第三百分比。
根据前述条款中的任一项所述的方法，其中所述第三操作状态是巡航状态。
根据前述条款中的任一项所述的方法，其中所述第三百分比具有所述总燃烧室体积的百分之三十到百分之五十的范围。
根据前述条款中的任一项所述的方法，进一步包括在与所述第一操作状态、所述第二操作状态和所述第三操作状态不同的所述燃气涡轮的第四操作状态下，通过致动所述可移动部分以调节所述初级体积的所述大小，来将所述初级体积的所述大小调节到所述总燃烧室体积的第四百分比。
根据前述条款中的任一项所述的方法，其中所述第四操作状态是进近状态。
根据前述条款中的任一项所述的方法，其中所述第四百分比具有所述总燃烧室体积的百分之三十到百分之五十的范围。
根据前述条款中的任一项所述的方法，进一步包括在与所述第一操作状态、所述第二操作状态、所述第三操作状态和所述第四操作状态不同的所述燃气涡轮的第五操作状态下，通过致动所述可移动部分以调节所述初级体积的所述大小，来将所述初级体积的所述大小调节到所述总燃烧室体积的第五百分比。
根据前述条款中的任一项所述的方法，其中所述第五操作状态是海拔高度再点火状态，并且所述第五百分比具有所述总燃烧室体积的百分之四十到百分之七十的范围。
根据前述条款中的任一项所述的方法，其中所述燃烧器衬里的所述可移动部分包括延伸到所述燃烧室中并具有通过其中的至少一个稀释开口的收缩扩张部分，所述收缩扩张部分被布置在所述初级燃烧区下游的所述燃烧室的稀释区中。
根据前述条款中的任一项所述的方法，其中所述燃烧器衬里包括固定安装在所述燃烧器中的上游衬里区段和固定安装在所述燃烧器中的下游衬里区段，在所述上游衬里区段和所述下游衬里区段之间具有间隙，所述收缩扩张部分延伸跨过所述间隙并与所述上游衬里区段和所述下游衬里区段接合。
根据前述条款中的任一项所述的方法，其中通过所述收缩扩张部分和通过所述稀释开口的稀释氧化剂流在上游方向上和在下游方向上的平移，而在空气动力学上和/或在结构上调节所述初级体积的所述百分比。
根据前述条款中的任一项所述的方法，进一步包括在与所述第一操作状态和所述第二操作状态不同的所述燃气涡轮的第三操作状态下，通过致动所述可移动部分以调节所述初级体积的所述大小，来将所述初级体积的所述大小调节到所述总燃烧室体积的第三百分比；和在与所述第一操作状态、所述第二操作状态和所述第三操作状态不同的所述燃气涡轮的第四操作状态下，通过致动所述可移动部分以调节所述初级体积的所述大小，来将所述初级体积的所述大小调节到所述总燃烧室体积的第四百分比，其中所述第一百分比具有所述总燃烧室体积的百分之四十到百分之六十的范围，所述第二百分比具有所述总燃烧室体积的百分之三十到百分之四十的范围，所述第三百分比具有所述总燃烧室体积的百分之三十到百分之五十的范围，并且所述第四百分比具有所述总燃烧室体积的百分之三十到百分之五十的范围。
根据前述条款中的任一项所述的方法，其中所述第一操作状态是地面起动状态或海拔高度再点火状态，所述第二操作状态是起飞状态或爬升状态，所述第三操作状态是巡航状态，以及所述第四操作状态是进近状态。
尽管前面的描述针对本公开的一些示例性实施例，但是应当注意，其他变化和修改对于本领域技术人员来说将是显而易见的，并且可以在不背离本公开的精神或范围的情况下来进行。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来使用，即使上面没有明确说明。

Claims (10)

1.一种操作燃气涡轮的燃烧器的方法，其特征在于，所述燃烧器包括燃烧器衬里，所述燃烧器衬里在其内限定燃烧室，所述燃烧室限定总燃烧室体积，所述燃烧室包括限定初级体积的在所述燃烧室的上游端处的初级燃烧区，所述燃烧器衬里包括可移动部分，所述可移动部分被布置成被致动以调节所述初级体积相对于所述总燃烧室体积的百分比，所述方法包括：
在所述燃气涡轮的第一操作状态下，通过致动所述可移动部分以调节所述初级体积的大小，将所述初级体积的所述大小调节到所述总燃烧室体积的第一百分比；以及
在与所述第一操作状态不同的所述燃气涡轮的第二操作状态下，通过致动所述可移动部分以调节所述初级体积的所述大小，将所述初级体积的所述大小调节到所述总燃烧室体积的第二百分比。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中所述第一操作状态是地面起动状态，并且所述第二操作状态是起飞状态或爬升状态。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中所述可移动部分包括通过其中的至少一个稀释开口，并且通过通过所述稀释开口的稀释氧化剂流在所述流的上游方向上和在所述流的下游方向上的平移，在空气动力学上调节所述初级体积的所述百分比。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中所述燃烧器衬里是环形衬里并包括外衬里和内衬里，在所述外衬里和所述内衬里之间限定有所述燃烧室，并且所述外衬里和所述内衬里两者都包括各自的可移动部分以调节所述初级体积。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中所述可移动部分通过致动器响应于通过多个操作状态被施加到所述燃气涡轮的功率百分比的变化而被致动，所述多个操作状态包括所述第一操作状态和所述第二操作状态。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中所述第一百分比具有所述总燃烧室体积的百分之四十到百分之六十的范围。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，其中所述第二百分比具有所述总燃烧室体积的百分之三十到百分之四十的范围。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，进一步包括在与所述第一操作状态和所述第二操作状态不同的所述燃气涡轮的第三操作状态下，通过致动所述可移动部分以调节所述初级体积的所述大小，将所述初级体积的所述大小调节到所述总燃烧室体积的第三百分比。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，其中所述第三操作状态是巡航状态。
10.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，其中所述第三百分比具有所述总燃烧室体积的百分之三十到百分之五十的范围。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11898755B2 (en) * 2022-06-08 2024-02-13 General Electric Company Combustor with a variable volume primary zone combustion chamber
US12007117B1 (en) * 2023-03-13 2024-06-11 Rtx Corporation Fuel-air mixer for turbine engine combustion section

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3077073A (en) 1957-10-29 1963-02-12 United Aircraft Corp Rocket engine having fuel driven propellant pumps
DE2020416A1 (de) * 1970-04-27 1971-11-11 Motoren Turbinen Union Brennkammer fuer Gasturbinentriebwerke
US3869246A (en) * 1973-12-26 1975-03-04 Gen Motors Corp Variable configuration combustion apparatus
US4930725A (en) 1988-12-16 1990-06-05 Allied-Signal Inc. Pusher propeller installation for turboprop engines
US5127221A (en) 1990-05-03 1992-07-07 General Electric Company Transpiration cooled throat section for low nox combustor and related process
US5207054A (en) 1991-04-24 1993-05-04 Sundstrand Corporation Small diameter gas turbine engine
GB2351343A (en) * 1999-06-22 2000-12-27 Alstom Gas Turbines Ltd Telescopically-moveable combustion chamber
US6772595B2 (en) 2002-06-25 2004-08-10 Power Systems Mfg., Llc Advanced cooling configuration for a low emissions combustor venturi
US6865892B2 (en) 2002-12-17 2005-03-15 Power Systems Mfg, Llc Combustion chamber/venturi configuration and assembly method
US7389643B2 (en) 2005-01-31 2008-06-24 General Electric Company Inboard radial dump venturi for combustion chamber of a gas turbine
US20090019854A1 (en) 2007-07-16 2009-01-22 General Electric Company APPARATUS/METHOD FOR COOLING COMBUSTION CHAMBER/VENTURI IN A LOW NOx COMBUSTOR
JP6290909B2 (ja) 2012-10-26 2018-03-07 パワーフェイズ・エルエルシー ガスタービンエネルギー補助システムおよび加熱システム、ならびに、その製造方法および使用方法
EP3115693B1 (en) 2015-07-10 2021-09-01 Ansaldo Energia Switzerland AG Sequential combustor and method for operating the same
US11459946B2 (en) * 2019-08-09 2022-10-04 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine spool coupling

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