CN116906932A - 燃烧器及具备该燃烧器的燃气轮机 - Google Patents

燃烧器及具备该燃烧器的燃气轮机 Download PDF

Info

Publication number
CN116906932A
CN116906932A CN202310384217.6A CN202310384217A CN116906932A CN 116906932 A CN116906932 A CN 116906932A CN 202310384217 A CN202310384217 A CN 202310384217A CN 116906932 A CN116906932 A CN 116906932A
Authority
CN
China
Prior art keywords
fuel
combustion cylinder
support
burner
plate
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202310384217.6A
Other languages
English (en)
Inventor
吉野公太
本山宜彦
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Original Assignee
Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Mitsubishi Heavy Industries Ltd filed Critical Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Publication of CN116906932A publication Critical patent/CN116906932A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/222—Fuel flow conduits, e.g. manifolds
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/346—Feeding into different combustion zones for staged combustion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
    • G—PHYSICS
    • G10—MUSICAL INSTRUMENTS; ACOUSTICS
    • G10K—SOUND-PRODUCING DEVICES; METHODS OR DEVICES FOR PROTECTING AGAINST, OR FOR DAMPING, NOISE OR OTHER ACOUSTIC WAVES IN GENERAL; ACOUSTICS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G10K11/00—Methods or devices for transmitting, conducting or directing sound in general; Methods or devices for protecting against, or for damping, noise or other acoustic waves in general
    • G10K11/16—Methods or devices for protecting against, or for damping, noise or other acoustic waves in general
    • G10K11/172—Methods or devices for protecting against, or for damping, noise or other acoustic waves in general using resonance effects
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/35—Combustors or associated equipment
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00014—Reducing thermo-acoustic vibrations by passive means, e.g. by Helmholtz resonators

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Acoustics & Sound (AREA)
  • Multimedia (AREA)
  • Pressure-Spray And Ultrasonic-Wave- Spray Burners (AREA)
  • Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
  • Pre-Mixing And Non-Premixing Gas Burner (AREA)

Abstract

一种燃烧器及具备该燃烧器的燃气轮机，提高燃烧筒和燃料歧管的耐久性。燃烧器具备：燃烧筒，其绕轴线呈筒状；二次燃料喷嘴，其能够在所述燃烧筒内朝向针对轴线而言的径向内侧喷射二次燃料；燃料歧管，其配置于所述燃烧筒的外周侧，形成能够暂时积存所述二次燃料的燃料空间；以及支承台，其将所述燃料歧管支承为在径向上与所述燃烧筒之间隔开间隔。所述支承台具有：支承板，其从所述燃烧筒向所述径向外侧分离，沿针对所述轴线而言的周向扩展；以及支承腿，其安装于所述燃烧筒，以在所述支承板与所述燃烧筒之间形成空间的方式支承所述支承板。

Description

燃烧器及具备该燃烧器的燃气轮机
技术领域
本公开涉及燃烧器及具备该燃烧器的燃气轮机。
背景技术
燃气轮机具备：压缩机，其对空气进行压缩；燃烧器，其利用由压缩机压缩后的空气使燃料燃烧而生成燃烧气体；以及涡轮机，其由来自燃烧器的燃烧气体驱动。
以下的专利文献1所记载的燃烧器具有供燃料燃烧的燃烧筒(或过渡件)、向该燃烧筒内喷射燃料的多个喷嘴、以及燃料歧管。绕燃烧器轴线呈筒状。在此，为了以下说明的方便，将燃烧器轴线延伸的方向作为轴线方向，将该轴线方向上的两侧中的一侧作为基端侧，将另一侧作为前端侧。作为喷嘴，具有一次燃料.喷嘴和二次燃料喷嘴。一次燃料喷嘴配置于燃烧筒的基端侧，在燃烧筒内朝向前端侧喷射一次燃料。二次燃料喷嘴在比一次燃料喷嘴靠前端侧的位置安装于燃烧筒，在燃烧筒内朝向径向内侧喷射二次燃料。燃料歧管是相对于燃烧器轴线呈环状的空间，形成暂时积存二次燃料的燃料空间。该燃料空间的径向内侧的边缘由燃烧筒划定。因此，燃料歧管的一部分由燃烧筒的一部分形成。
在先技术文献
专利文献
专利文献1：日本特表2010—539438号公报
当燃料在内部燃烧时，燃烧筒的温度极高。另一方面，当燃料在燃烧筒的内部燃烧时，燃料歧管的温度取决于向燃料空间供给的燃料的温度，不会成为燃烧筒那样的高温。具体而言，当燃料在燃烧筒的内部燃烧时，燃烧筒的温度与燃料歧管的温度的温度差为几百度以上。因此，在燃烧筒与燃料歧管的连接部分产生极高的应力，燃烧筒、燃料歧管的耐久性变低。
发明内容
因此，本公开的目的在于提供一种能够提高燃烧筒及燃料歧管的耐久性的技术。
作为用于实现上述目的的本公开的一个方案的燃烧器具备：燃烧筒，其绕轴线呈筒状，能够在内周侧供燃料燃烧；一次燃料喷嘴，其能够在所述燃烧筒内朝向具有向所述轴线延伸的轴线方向上的前端侧和基端侧中的所述前端侧的方向分量的方向喷射一次燃料；二次燃料喷嘴，其在比所述一次燃料喷嘴靠所述前端侧的位置安装于所述燃烧筒，能够在所述燃烧筒内朝向针对所述轴线而言的径向上的径向内侧和径向外侧中的所述径向内侧喷射二次燃料；燃料歧管，其配置于所述燃烧筒的外周侧，相对于所述轴线呈环状，形成能够暂时积存所述二次燃料且与所述二次燃料喷嘴连通的燃料空间；以及支承台，其将所述燃料歧管支承为在所述径向上与所述燃烧筒之间隔开间隔，所述支承台具有：支承板，其从所述燃烧筒向所述径向外侧分离，在针对所述轴线而言的周向上扩展；以及支承腿，其安装于所述燃烧筒，以在所述支承板与所述燃烧筒之间形成空间的方式支承所述支承板，所述燃料歧管配置于所述支承板的所述径向外侧，并支承于所述支承台。
当燃料在内部燃烧时，燃烧筒的温度极高。另一方面，当燃料在燃烧筒的内部燃烧时，燃料歧管的温度取决于向燃料空间供给的燃料的温度，不会成为燃烧筒那样的高温。因此，假设将燃料歧管直接连接于燃烧筒的外周面，则在燃烧筒与燃料歧管的连接部分产生极高的应力。
在本方案中，由于在燃烧筒与燃料歧管之间夹设支承台，因此从燃烧筒到燃料歧管的温度梯度比将燃料歧管直接连接于燃烧筒的外周面的情况下的温度梯度平缓。而且，本方案的支承台是容易变形的形状。因此，在本方案中，能够将从燃烧筒到燃料歧管产生的应力抑制得较低，能够提高燃烧筒及燃料歧管的耐久性。
作为用于实现上述目的的本公开的一个方案的燃气轮机具备：作为上述一个方案的燃烧器；压缩机，其能够对空气进行压缩而生成用于所述燃烧筒内的燃料的燃烧的压缩空气；以及涡轮机，其能够由通过所述燃烧筒内的燃料的燃烧而生成的燃烧气体驱动。
发明效果
在本公开的一个方案中，能够提高燃烧筒及燃料歧管的耐久性。
附图说明
图1是示出本公开的一实施方式中的燃气轮机的结构的示意图。
图2是本公开的第一实施方式中的燃气轮机的燃烧器周围的剖视图。
图3是本公开的第一实施方式中的燃烧器的燃料歧管及第二燃料喷嘴周围的剖视图。
图4是图3中的IV-IV线剖视图。
图5是本公开的第二实施方式中的燃烧器的燃料歧管及第二燃料喷嘴周围的剖视图。
图6是图5中的VI-VI线剖视图。
图7是本公开的第三实施方式中的燃气轮机的燃烧器周围的剖视图。
图8是本公开的第三实施方式中的燃烧器的燃料歧管及第二燃料喷嘴周围的剖视图。
图9是图8中的IX-IX线剖视图。
图10是本公开的第四实施方式的变形例中的燃烧器的燃料歧管及第二燃料喷嘴周围的剖视图。
附图标记说明：
10...燃气轮机；
11...燃气轮机转子；
14...中间壳体；
14h...燃烧器安装孔；
15...燃气轮机壳体；
20...压缩机；
21...压缩机转子；
22...转子轴；
23...动叶栅；
25...压缩机壳体；
26...静叶栅；
30...涡轮机；
31...涡轮转子；
32...转子轴；
33...动叶栅；
35...涡轮壳体；
36...静叶栅；
39...燃烧气体流路；
40、40a、40b、40c...燃烧器；
41...凸缘；
42...螺栓；
43...内筒；
44...燃烧筒(或尾筒)；
45...筒支承件；
46...燃料管线；
47...一次燃料配管；
47p...先导燃料配管；
47m...主燃料配管；
48...一次燃料喷嘴；
48p...先导喷嘴；
48m...主喷嘴；
51...二次燃料配管；
52...分支二次燃料配管；
53...二次燃料喷嘴；
55、55a、55b、55c...燃料歧管；
56、56a、56b...燃料空间；
57、57a、57b、57c...支承台；
58、58a、58b...支承板；
59、59a、59b...支承腿；
60、60A...声响衰减器；
60Aa...第一声响衰减器；
60Ab...第二声响衰减器；
61...声响罩(支承台)；
61a...第一声响罩(支承台)；
61b...第二声响罩；
62...声响空间；
62a...第一声响空间；
62b...第二声响空间；
63、64...贯通孔；
65...顶板(支承板)；
65a...第一顶板(支承板)；
65b...第二顶板；
66...侧周板(支承腿)；
66a...第一侧周板(支承腿)；
66ab...第一基端侧周板；
66at...第一前端侧周板；
66b...第二侧周板；
66bb...第二基端侧周板；
66bt...第二前端侧周板；
67...歧管支撑件；
A...外部气体；
F...燃料；
G...燃烧气体；
Ar...转子轴线；
Ac...燃烧器轴线(或简称轴线)；
Da...转子轴线方向；
Dau...轴线上游侧；
Dad...轴线下游侧；
Dc...轴线方向；
Dcb...基端侧；
Dct...前端侧；
Dcc...周向；
Dr...径向；
Dri...径向内侧；
Dro...径向外侧。
具体实施方式
以下，参照附图对本公开的燃烧器及具备该燃烧器的燃气轮机的各种实施方式进行详细说明。
“燃气轮机的实施方式”
参照图1对燃气轮机的实施方式进行说明。
如图1所示，本实施方式中的燃气轮机10具备：压缩机20，其能够压缩外部气体A而生成压缩空气；多个燃烧器40，其能够使燃料F在压缩空气中燃烧而生成燃烧气体G；以及涡轮机30，其能够由燃烧气体G驱动。
压缩机20具有：压缩机转子21，其以转子轴线Ar为中心旋转；压缩机壳体25，其覆盖压缩机转子21；以及多个静叶栅26。涡轮机30具有：涡轮转子31，其以转子轴线Ar为中心旋转；涡轮壳体35，其覆盖涡轮转子31；以及多个静叶栅36。需要说明的是，以下，将转子轴线Ar延伸的方向设为转子轴线方向Da，将该转子轴线方向Da的两侧中的一侧设为轴线上游侧Dau，将另一侧设为轴线下游侧Dad。
压缩机20相对于涡轮机30配置于轴线上游侧Dau。压缩机转子21和涡轮转子31位于同一转子轴线Ar上，相互连接而构成燃气轮机转子11。在该燃气轮机转子11例如连接有发电机GEN的转子。燃气轮机10还具备配置于压缩机壳体25与涡轮壳体35之间的中间壳体14。来自压缩机20的压缩空气流入该中间壳体14内。多个燃烧器40沿针对转子轴线Ar而言的周向排列，且安装于中间壳体14。压缩机壳体25、中间壳体14和涡轮壳体35相互连接而构成燃气轮机壳体15。
压缩机转子21具有：转子轴22，其以转子轴线Ar为中心沿转子轴线方向Da延伸；以及多个动叶栅23，其安装于该转子轴22。多个动叶栅23沿转子轴线方向Da排列。各动叶栅23均由沿针对转子轴线Ar而言的周向排列的多个动叶构成。在多个动叶栅23的各轴线下游侧Dad配置有多个静叶栅26中的任一个静叶栅26。各静叶栅26设置于压缩机壳体25的内侧。各静叶栅26均由沿针对转子轴线Ar而言的周向排列的多个静叶构成。
涡轮转子31具有：转子轴32，其以转子轴线Ar为中心沿转子轴线方向Da延伸；以及多个动叶栅33，其安装于该转子轴32。多个动叶栅33沿转子轴线方向Da排列。各动叶栅33均由沿针对转子轴线Ar而言的周向排列的多个动叶构成。在多个动叶栅33的各轴线上游侧Dau配置有多个静叶栅36中的任一个静叶栅36。各静叶栅36设置于涡轮壳体35的内侧。各静叶栅36均由沿针对转子轴线Ar而言的周向排列的多个静叶构成。在涡轮壳体35的内周侧与转子轴32的外周侧之间的环状的空间中，配置有多个静叶栅36及多个动叶栅33的区域形成供来自燃烧器40的燃烧气体G流动的燃烧气体流路39。
在燃烧器40连接有燃料管线46。燃烧器40能够使来自燃料管线46的燃料F在来自压缩机20的压缩空气中燃烧而生成燃烧气体G。
“燃烧器的第一实施方式”
参照图2～图4对燃烧器的第一实施方式进行说明。
如图2所示，本实施方式中的燃烧器40具备凸缘41、内筒43、燃烧筒(或尾筒)44、多个一次燃料配管47、多个一次燃料喷嘴48、二次燃料配管51、分支二次燃料配管52、多个二次燃料喷嘴53、燃料歧管55、以及多个支承台57。
凸缘41从燃烧器轴线Ac向放射方向扩展。内筒43及燃烧筒44均配置于中间壳体14内。另外，内筒43及燃烧筒44均绕燃烧器轴线Ac呈筒状。在此，为了以下说明的方便，将燃烧器轴线(以下简称为轴线)Ac延伸的方向设为轴线方向Dc。将该轴线方向Dc的两侧中的一侧设为前端侧Dct，将另一侧设为基端侧Dcb。需要说明的是，如图1所示，前端侧Dct在转子轴线方向Da上是轴线下游侧Dad，基端侧Dcb在转子轴线方向Da上是轴线上游侧Dau。另外，轴线Ac以随着朝向前端侧Dct而接近转子轴线Ar的方式相对于转子轴线Ar倾斜。将针对轴线Ac而言的周向简称为周向Dcc。另外，将针对轴线Ac而言的径向简称为径向Dr。将在该径向Dr上接近轴线Ac的一侧设为径向内侧Dri，将与该径向内侧Dri相反的一侧设为径向外侧Dro。
在中间壳体14上形成有从该中间壳体14外贯通到中间壳体14内的燃烧器安装孔14h。凸缘41以堵塞该燃烧器安装孔14h的方式通过螺栓42安装于中间壳体14。内筒43安装于凸缘41。在该内筒43的内周侧配置有多个一次燃料喷嘴48。燃烧筒44经由密封构件等与内筒43的前端侧Dct的部分连接。燃烧筒44由固定于中间壳体14的内表面的筒支承件45等支承。
多个一次燃料喷嘴48均沿轴线方向Dc延伸，形成有喷射燃料的孔。多个一次燃料喷嘴48均能够朝向具有向前端侧Dct的方向分量的方向喷射一次燃料。多个一次燃料喷嘴48均固定于凸缘41。在多个一次燃料喷嘴48中，一个喷嘴是先导喷嘴48p，其他多个喷嘴是主喷嘴48m。先导喷嘴48p配置在轴线Ac上。多个主喷嘴48m在先导喷嘴48p的周围沿周向Dcc排列。
多个一次燃料配管47均是从燃料管线46分支的配管，且固定于凸缘41。多个一次燃料配管47中的一个燃料配管是先导燃料配管47p，其他多个燃料配管是主燃料配管47m。先导燃料配管47p与先导喷嘴48p连接。多个主燃料配管47m分别与多个主喷嘴48m中的任一个主喷嘴48m连接。
多个二次燃料喷嘴53以在比多个一次燃料喷嘴48靠前端侧Dct的位置沿周向Dcc排列的方式安装于燃烧筒44。多个二次燃料喷嘴53均能够在燃烧筒44内朝向径向内侧Dri喷射二次燃料。
燃料歧管55在燃烧筒44的外周侧、比一次燃料喷嘴48靠前端侧Dct且比二次燃料喷嘴53靠基端侧Dcb的位置配置。燃料歧管55相对于轴线Ac形成为环状。燃料歧管55相对于轴线Ac呈环状，形成能够暂时积存二次燃料的燃料空间56。前述的二次燃料配管51与该燃料歧管55连接。该二次燃料配管51也是从燃料管线46分支的配管，且固定于凸缘41。燃料歧管55与多个二次燃料喷嘴53通过多个分支二次燃料配管52连接。因此，燃料歧管55以能够将燃料空间56内的二次燃料向多个二次燃料喷嘴53供给的方式，经由多个分支二次燃料配管52与多个二次燃料喷嘴53连通。
如图3及图4所示，多个支承台57将燃料歧管55支承为在径向Dr上与燃烧筒44之间隔开间隔。多个支承台57沿周向Dcc排列。支承台57具有：支承板58，其从燃烧筒44向径向外侧Dro分离，沿周向Dcc扩展；以及多个支承腿59，其安装于燃烧筒44，以在支承板58与燃烧筒44之间形成空间的方式对支承板58进行支承。多个支承腿59均是沿周向Dcc延伸的板状的构件。多个支承腿59中的一部分的支承腿59与支承板58的基端侧Dcb的边缘连接，剩余的一部分的支承腿59与支承板58的前端侧Dct的边缘连接。一部分的支承腿59和剩余的一部分的支承腿59在轴线方向Dc上隔开间隔地相互对置。因此，在支承板58与燃烧筒44之间形成有空间。
环状的燃料歧管55的一部分通过焊接等与多个支承台57中的至少一个支承台57的支承板58连接。
当燃料在内部燃烧时，燃烧筒44的温度极高。另一方面，当燃料在燃烧筒44的内部燃烧时，燃料歧管55的温度取决于向燃料空间56供给的燃料的温度，不会成为燃烧筒44那样的高温。因此，假设在燃烧筒44的外周面直接连接燃料歧管55，则在燃烧筒44与燃料歧管55的连接部分产生极高的应力。
另一方面，在本实施方式中，由于在燃烧筒44与燃料歧管55之间夹设支承台57，因此从燃烧筒44到燃料歧管55的温度梯度比将燃料歧管55直接连接于燃烧筒44的外周面的情况下的温度梯度平缓。而且，本实施方式的支承台57是容易变形的形状。因此，在本实施方式中，能够将从燃烧筒44到燃料歧管55产生的应力抑制得较低，能够提高燃烧筒44及燃料歧管55的耐久性。
“燃烧器的第二实施方式”
参照图5及图6对燃烧器的第二实施方式进行说明。
本实施方式中的燃烧器与使用图2所说明的第一实施方式中的燃烧器40同样地，具备凸缘41、内筒43、燃烧筒44、多个一次燃料配管47、多个一次燃料喷嘴48、二次燃料配管51、分支二次燃料配管52、多个二次燃料喷嘴53、以及燃料歧管55a。并且，如图5及图6所示，本实施方式中的燃烧器40a具备声响衰减器60。
该声响衰减器60具有声响罩61，该声响罩61与形成燃烧筒44的板的一部分共同地在燃烧筒44的外周侧形成声响空间62。在划定该声响空间62的一部分的、形成燃烧筒44的板的一部分上形成有使燃烧筒44内与声响空间62连通的多个贯通孔63。
声响罩61具有：顶板65，其从燃烧筒44向径向外侧Dro分离；以及一对侧周板66，其将顶板65与燃烧筒44连接。顶板65与燃烧筒44的外表面对置，绕轴线Ac呈环状。一对侧周板66绕轴线Ac呈环状，在轴线方向Dc上隔开间隔地相互对置。一对侧周板66中的一方的侧周板66与顶板65的基端侧Dcb的边缘连接，另一方的侧周板66与顶板65的前端侧Dct的边缘连接。
燃料歧管55a与第一实施方式同样地，以能够将燃料空间56a内的二次燃料向多个二次燃料喷嘴53供给的方式，经由多个分支二次燃料配管52与多个二次燃料喷嘴53连通。
燃料歧管55a配置于以上说明的声响罩61的径向外侧Dro，与该声响罩61连接。因此，本实施方式中的声响罩61作为针对燃料歧管55a的支承台57a发挥功能。具体而言，声响罩61的顶板65构成支承台57a的支承板58a、声响罩61的一对侧周板66构成支承台57a的支承腿59a。
如以上那样，在本实施方式中，声响罩61也作为支承台57a发挥功能，因此与第一实施方式同样地，能够将从燃烧筒44到燃料歧管55a产生的应力抑制得较低，能够提高燃烧筒44及燃料歧管55a的耐久性。
并且，在本实施方式中，如上所述，声响罩61作为支承台57a发挥功能，因此不需要另外设置支承台，能够减少燃烧器40a的构成部件。
另外，在本实施方式中，燃料歧管55a的一部分形成为具有该声响罩61的顶板65的一部分。因此，在本实施方式中，在将燃料歧管55a设置于声响罩61的径向外侧Dro的情况下，能够使该声响罩61及燃料歧管55a的结构简单化。
“燃烧器的第三实施方式”
参照图7～图9对燃烧器的第三实施方式进行说明。
如图7所示，本实施方式中的燃烧器40b与以上的各实施方式中的燃烧器40、40a同样地，具备凸缘41、内筒43、燃烧筒44、多个一次燃料配管47、多个一次燃料喷嘴48、二次燃料配管51、分支二次燃料配管52、多个二次燃料喷嘴53、以及燃料歧管55b。并且，本实施方式中的燃烧器40b与第二实施方式中的燃烧器40a同样地，具备声响衰减器60A。
如图8及图9所示，本实施方式中的声响衰减器60A具有第一声响衰减器60Aa、以及配置于第一声响衰减器60Aa的径向外侧Dro的第二声响衰减器60Ab。第一声响衰减器60Aa是利用亥姆霍兹共鸣的原理来抑制噪声的共鸣器，有时被称为声响衬套(liner)。另一方面，第二声响衰减器60Ab是利用气柱共鸣的原理来抑制特定频率范围的噪声的共鸣器，有时被称为声响减震器(damper)。
第一声响衰减器60Aa具有第一声响罩61a，该第一声响罩61a与形成燃烧筒44的板的一部分共同地在燃烧筒44的外周侧形成第一声响空间62a。在划定第一声响空间62a的一部分的、形成燃烧筒44的板的一部分形成有使燃烧筒44内与第一声响空间62a连通的多个贯通孔63。第一声响罩61a具有：第一顶板65a，其从燃烧筒44向径向外侧Dro分离；以及一对第一侧周板66a，其将第一顶板65a与燃烧筒44连接。第一顶板65a与燃烧筒44的外表面对置，绕轴线Ac呈环状。该第一顶板65a划定第一声响空间62a的径向外侧Dro的边缘。一对第一侧周板66a绕轴线Ac呈环状，在轴线方向Dc上隔开间隔地相互对置。一对第一侧周板66a中的、基端侧Dcb的第一基端侧周板66ab与第一顶板65a的基端侧Dcb的边缘连接。另外，一对第一侧周板66a中的、前端侧Dct的第一前端侧周板66at与第一顶板65a的前端侧Dct的边缘连接。
第二声响衰减器60Ab具有第二声响罩61b，该第二声响罩61b与第一顶板65a的一部分共同地在第一声响罩61a的径向外侧Dro形成第二声响空间62b。在划定第二声响空间62b的、第一顶板65a的一部分形成有使第一声响空间62a与第二声响空间62b连通的多个贯通孔64。第二声响罩61b具有：第二顶板65b，其从第一顶板65a向径向外侧Dro分离；以及一对第二侧周板66b，其将第二顶板65b与第一顶板65a连接。第二顶板65b与第一顶板65a对置，绕轴线Ac呈环状。该第二顶板65b划定第二声响空间62b的径向外侧Dro的边缘。一对第二侧周板66b绕轴线Ac呈环状，在轴线方向Dc上隔开间隔地相互对置。一对第二侧周板66b中的、基端侧Dcb的第二基端侧周板66bb与第二顶板65b的基端侧Dcb的边缘连接。一对第二侧周板66b中的、前端侧Dct的第二前端侧周板66bt与第二顶板65b的前端侧Dct的边缘连接。
燃料歧管55b配置为，燃料空间56b位于比第一顶板65a靠径向外侧Dro且比第二前端侧周板66bt靠前端侧Dct的位置。从燃烧筒44的外周面到燃料歧管55b的径向外侧Dro的边缘的距离d1为从燃烧筒44的外周面到第二顶板65b的径向外侧Dro的边缘的距离d2以下。燃烧器40b的包含燃烧筒44的部分在向中间壳体14组装时，从该中间壳体14的燃烧器安装孔14h插入中间壳体14内。因此，该插入部分的相对于轴线Ac的垂直的截面的尺寸受到燃烧器安装孔14h的尺寸的限制。因此，如上那样限制从燃烧筒44的外周面到燃料歧管55b的径向外侧Dro的边缘的距离d1，确保燃烧器40b向中间壳体14的组装性。
燃料歧管55b配置于以上说明的第一声响罩61a的径向外侧Dro，与该第一声响罩61a连接。因此，本实施方式中的第一声响罩61a作为针对燃料歧管55b的支承台57b发挥功能。具体而言，第一声响罩61a的第一顶板65a构成支承台57b的支承板58b，第一声响罩61a的一对第一侧周板66a构成支承台57b的支承腿59b。
如以上那样，在本实施方式中，第一声响罩61a也作为支承台57b发挥功能，因此与以上的各实施方式同样地，能够将从燃烧筒44到燃料歧管55b产生的应力抑制得较低，能够提高燃烧筒44及燃料歧管55b的耐久性。
并且，在本实施方式中，与第二实施方式同样地，由于第一声响罩61a作为支承台57b发挥功能，因此不需要另外设置支承台，能够减少燃烧器40b的构成部件。
另外，在本实施方式中，燃料歧管55b的一部分形成为具有第二声响罩61b的第二前端侧周板66bt的一部分和第一声响罩61a的第一顶板65a的一部分。因此，在本实施方式中，在将燃料歧管55b设置于第一声响罩61a的径向外侧Dro且第二声响罩61b的前端侧Dct的情况下，能够使第一声响罩61a、第二声响罩61b及燃料歧管55b的结构简单化。
“各种变形例”
在以上的实施方式的燃烧器40、40a、40b中，在支承板58或作为支承板发挥功能的声响罩61、61a的顶板65、65a上直接连接有燃料歧管55、55a、55b。但是，也可以如图10所示的燃烧器40c那样，在第一声响罩61a的第一顶板65a的径向外侧Dro设置歧管支撑件67，在该歧管支撑件67连接燃料歧管55c。即，燃料歧管55c的支承台57c可以由作为支承板58b的第一声响罩61a的顶板65a、作为支承腿59b的第一声响罩61a的侧周板66a、以及歧管支撑件67构成。
这样，通过设置歧管支撑件67，从燃烧筒44到燃料歧管55c的温度梯度比没有歧管支撑件67的情况下的温度梯度平缓。而且，通过设置歧管支撑件67，与没有歧管支撑件67的情况相比，支承台57c容易变形。因此，通过设置歧管支撑件67，与没有歧管支撑件67的情况相比，能够将从燃烧筒44到燃料歧管55c产生的应力抑制得较低，能够提高燃烧筒44及燃料歧管55c的耐久性。
需要说明的是，图10所示的变形例是第三实施方式中的支承台57b的变形例，但对于第一实施方式中的支承台57、第二实施方式中的支承台57a，也可以追加歧管支撑件67。
在以上的各实施方式及变形例中，用分支二次燃料配管52将燃料歧管55、55a、55b、55c与二次燃料喷嘴53连接。但是，如果能够以燃料歧管55、55a、55b、55c与二次燃料喷嘴53接触的方式配置燃料歧管55、55a、55b、55c，则也可以省略分支二次燃料配管52。
另外，本公开并不限定于以上说明的一实施方式及变形例。在不脱离由技术方案所规定的内容及其等同物导出的本发明的概念性思想和主旨的范围内，能够进行各种追加、变更、置换、部分删除等。
“附注”
以上的实施方式中的燃烧器40、40a、40b、40c例如如以下那样掌握。
(1)第一方案中的燃烧器40、40a、40b、40c具备：燃烧筒44，其绕轴线Ac呈筒状，能够在内周侧供燃料燃烧；一次燃料喷嘴48，其能够在所述燃烧筒44内朝向具有向所述轴线Ac延伸的轴线方向Dc上的前端侧Dct和基端侧Dcb中的所述前端侧Dct的方向分量的方向喷射一次燃料；二次燃料喷嘴53，其在比所述一次燃料喷嘴48靠所述前端侧Dct的位置安装于所述燃烧筒44，能够在所述燃烧筒44内朝向针对所述轴线Ac而言的径向Dr上的径向内侧Dri和径向外侧Dro中的所述径向内侧Dri喷射二次燃料；燃料歧管55、55a、55b、55c，其配置于所述燃烧筒44的外周侧，相对于所述轴线Ac呈环状，形成能够暂时积存所述二次燃料且与所述二次燃料喷嘴53连通的燃料空间56、56a、56b；以及支承台57、57a、57b、57c，其将所述燃料歧管55、55a、55b、55c支承为在所述径向Dr上与所述燃烧筒44之间隔开间隔。所述支承台57、57a、57b、57c具有：支承板58、58a、58b，其从所述燃烧筒44向所述径向外侧Dro分离，沿针对所述轴线Ac而言的周向Dcc扩展；以及支承腿59、59a、59b，其安装于所述燃烧筒44，以在所述支承板58、58a、58b与所述燃烧筒44之间形成空间的方式支承所述支承板58、58a、58b。所述燃料歧管55、55a、55b、55c配置于所述支承板58、58a、58b的所述径向外侧Dro，并支承于所述支承台57、57a、57b、57c。
当燃料在内部燃烧时，燃烧筒44的温度极高。另一方面，当燃料在燃烧筒44的内部燃烧时，燃料歧管55、55a、55b、55c的温度取决于向燃料空间56、56a、56b供给的燃料的温度，不会成为燃烧筒44那样的高温。因此，假设在燃烧筒44的外周面直接连接燃料歧管55、55a、55b、55c，则在燃烧筒44与燃料歧管55、55a、55b、55c的连接部分产生极高的应力。
在本方案中，由于在燃烧筒44与燃料歧管55、55a、55b、55c之间夹设支承台57、57a、57b、57c，因此从燃烧筒44到燃料歧管55、55a、55b、55c的温度梯度比将燃料歧管55、55a、55b、55c直接连接于燃烧筒44的外周面的情况下的温度梯度平缓。而且，本方案的支承台57、57a、57b、57c是容易变形的形状。因此，在本方案中，能够将从燃烧筒44到燃料歧管55、55a、55b、55c产生的应力抑制得较低，能够提高燃烧筒44及燃料歧管55、55a、55b、55c的耐久性。
(2)第二方案中的燃烧器40、40a、40b、40c在所述第一方案中的燃烧器40、40a、40b、40c的基础上，所述支承腿59、59a、59b与所述支承板58、58a、58b的边缘连接。
在本方案中，以在所述支承板58、58a、58b与所述燃烧筒44之间形成空间的方式，使支承腿59、59a、59b与支承板58、58a、58b的边缘连接。因此，在本方案中，支承台57、57a、57b、57c容易变形，能够将从燃烧筒44到燃料歧管55、55a、55b、55c产生的应力抑制得较低。
(3)第三方案中的燃烧器40c在所述第一方案或所述第二方案中的燃烧器40c的基础上，所述支承台57c具有设置于所述支承板58b的所述径向外侧Dro的歧管支撑件67。所述燃料歧管55c与所述歧管支撑件67连接。
通过支承台57c具有歧管支撑件67，从燃烧筒44到燃料歧管55c的温度梯度比没有歧管支撑件67时的温度梯度平缓。而且，通过支承台57c具有歧管支撑件67，与没有歧管支撑件67的情况相比，支承台57c容易变形。因此，通过支承台57c具有歧管支撑件67，与没有歧管支撑件67的情况相比，能够将从燃烧筒44到燃料歧管55c产生的应力抑制得较低，能够提高燃烧筒44及燃料歧管55c的耐久性。
(4)第四方案中的燃烧器40、40a、40b、40c在所述第一方案至所述第三方案中的任一个方案中的燃烧器40、40a、40b、40c的基础上，具备分支二次燃料配管52，该分支二次燃料配管52以将所述燃料空间56、56a、56b内的所述二次燃料向所述二次燃料喷嘴53输送的方式将所述燃料歧管55、55a、55b、55c与所述二次燃料喷嘴53连接。
(5)第五方案中的燃烧器40a、40b、40c在从所述第一方案至所述第四方案中的任一个方案中的燃烧器40a、40b、40c的基础上，具备声响衰减器60、60Aa，该声响衰减器60、60Aa具有在所述燃烧筒44的外周侧形成声响空间62、62a的声响罩61、61a。所述支承台57a、57b、57c的所述支承板58a、58b及所述支承腿59a、59b由所述声响罩61、61a的至少一部分构成。
在本方案中，支承台57a、57b、57c的支承板58a、58b及支承腿59a、59b由声响罩61、61a的至少一部分构成，因此与第一方案同样地，能够将从燃烧筒44到燃料歧管55a、55b、55c产生的应力抑制得较低，能够提高燃烧筒44及燃料歧管55a、55b、55c的耐久性。
并且，在本方案中，声响罩61、61a作为支承台57a、57b、57c发挥功能，因此不需要另外设置支承台，能够减少燃烧器40a、40b、40c的构成部件。
(6)第六方案中的燃烧器40b、40c在所述第五方案中的燃烧器40b、40c的基础上，所述声响衰减器60A具有第一声响衰减器60Aa、以及配置于所述第一声响衰减器60Aa的所述径向外侧Dro的第二声响衰减器60Ab。所述第一声响衰减器60Aa具有第一声响罩61a，该第一声响罩61a与形成所述燃烧筒44的板的一部分共同地在所述燃烧筒44的外周侧形成第一声响空间62a。所述第一声响罩61a具有：第一顶板65a，其从所述燃烧筒44向所述径向外侧Dro分离，沿所述周向Dcc扩展，且划定所述第一声响空间62a的所述径向外侧Dro的边缘；以及第一侧周板66a，其沿所述周向Dcc扩展，将所述第一顶板65a的所述轴线方向Dc的端部与所述燃烧筒44连接，且划定所述第一声响空间62a的所述轴线方向Dc的边缘。所述支承台57b、57c的所述支承板58b由所述第一顶板65a构成。所述支承台57b、57c的所述支承腿59b由所述第一侧周板66a构成。
在本方案中，也与第五方案同样地，支承台57b、57c的支承板58b及支承腿59b由第一声响罩61a的至少一部分构成，因此与第五方案同样地，能够将从燃烧筒44到燃料歧管55b、55c产生的应力抑制得较低，能够提高燃烧筒44及燃料歧管55b、55c的耐久性。
(7)第七方案中的燃烧器40b在所述第六方案中的燃烧器40b的基础上，所述第二声响衰减器60Ab具有第二声响罩61b，该第二声响罩61b与所述第一顶板65a的一部分共同地在所述第一声响罩61a的所述径向外侧Dro形成第二声响空间62b。所述第二声响罩61b具有：第二顶板65b，其从所述第一顶板65a向所述径向外侧Dro分离，沿所述周向Dcc扩展，且划定所述第二声响空间62b的所述径向外侧Dro的边缘；以及第二侧周板66b，其沿所述周向Dcc扩展，将所述第二顶板65b的所述轴线方向Dc的端部与所述第一顶板65a连接，且划定所述第二声响空间62b的所述轴线方向Dc的边缘。从所述燃烧筒44的外周面到所述燃料歧管55b的所述径向外侧Dro的边缘的距离d1为从所述燃烧筒44的外周面到所述第二顶板65b的所述径向外侧Dro的边缘的距离d2以下。
燃烧器40b的包括燃烧筒44在内的部分在燃气轮机向壳体14组装时，有时从该壳体14的燃烧器安装孔14h插入壳体14内。在该情况下，该插入部分的相对于轴线Ac的垂直的截面的尺寸受到燃烧器安装孔14h的尺寸的限制。因此，如上那样限制从燃烧筒44的外周面到燃料歧管55b的径向外侧Dro的边缘的距离d1，确保燃烧器40b向壳体14的组装性。
(8)第八方案中的燃烧器40b在所述第七方案中的燃烧器40b的基础上，所述第一侧周板66a具有第一前端侧周板66at，该第一前端侧周板66at与所述第一顶板65a的所述前端侧Dct的端部连接，且划定所述第一声响空间62a的所述前端侧Dct的边缘。所述第二侧周板66b具有第二前端侧周板66bt，该第二前端侧周板66bt与所述第二顶板65b的所述前端侧Dct的端部连接，且划定所述第二声响空间62b的所述前端侧Dct的边缘。所述第二前端侧周板66bt位于比所述第一前端侧周板66at靠所述基端侧Dcb的位置。所述燃料歧管55b配置为，所述燃料空间56b位于比所述第一顶板65a靠所述径向外侧Dro且比所述第二前端侧周板66bt靠所述前端侧Dct的位置。
在本方案中，能够有效利用比第一声响罩61a的第一顶板65a靠径向外侧Dro且比第二声响罩61b的第二前端侧周板66bt靠前端侧Dct的空间。
(9)第九方案中的燃烧器40b在所述第八方案中的燃烧器40b的基础上，所述燃料歧管55b的一部分形成为具有所述第二前端侧周板66bt的一部分以及所述第一顶板65a的一部分。
在本方案中，在第一声响罩61a的径向外侧Dro且第二声响罩61b的前端侧Dct设置燃料歧管55b的情况下，能够使第一声响罩61a、第二声响罩61b及燃料歧管55b的结构简单化。
以上的实施方式中的燃气轮机10例如以下那样掌握。
(10)第十方案中的燃气轮机10具备：上述第一方案至上述第九方案中的任一个方案中的燃烧器40、40a、40b、40c；压缩机20，其能够对空气进行压缩而生成用于所述燃烧筒44内的燃料的燃烧的压缩空气；以及涡轮机30，其能够由通过所述燃烧筒44内的燃料的燃烧而生成的燃烧气体驱动。

Claims (10)

1.一种燃烧器，其中，
所述燃烧器具备：
燃烧筒，其绕轴线呈筒状，能够在内周侧供燃料燃烧；
一次燃料喷嘴，其能够在所述燃烧筒内朝向具有向所述轴线延伸的轴线方向上的前端侧和基端侧中的所述前端侧的方向分量的方向喷射一次燃料；
二次燃料喷嘴，其在比所述一次燃料喷嘴靠所述前端侧的位置安装于所述燃烧筒，能够在所述燃烧筒内朝向针对所述轴线而言的径向上的径向内侧和径向外侧中的所述径向内侧喷射二次燃料；
燃料歧管，其配置于所述燃烧筒的外周侧，相对于所述轴线呈环状，形成能够暂时积存所述二次燃料且与所述二次燃料喷嘴连通的燃料空间；以及
支承台，其将所述燃料歧管支承为在所述径向上与所述燃烧筒之间隔开间隔，
所述支承台具有：支承板，其从所述燃烧筒向所述径向外侧分离，在针对所述轴线而言的周向上扩展；以及支承腿，其安装于所述燃烧筒，以在所述支承板与所述燃烧筒之间形成空间的方式支承所述支承板，
所述燃料歧管配置于所述支承板的所述径向外侧，并支承于所述支承台。
2.根据权利要求1所述的燃烧器，其中，
所述支承腿与所述支承板的边缘连接。
3.根据权利要求1或2所述的燃烧器，其中，
所述支承台具有设置于所述支承板的所述径向外侧的歧管支撑件，
所述燃料歧管与所述歧管支撑件连接。
4.根据权利要求1或2所述的燃烧器，其中，
所述燃烧器具备分支二次燃料配管，所述分支二次燃料配管以将所述燃料空间内的所述二次燃料向所述二次燃料喷嘴输送的方式将所述燃料歧管与所述二次燃料喷嘴连接。
5.根据权利要求1或2所述的燃烧器，其中，
所述燃烧器具备声响衰减器，所述声响衰减器具有在所述燃烧筒的外周侧形成声响空间的声响罩，
所述支承台的所述支承板及所述支承腿由所述声响罩的至少一部分构成。
6.根据权利要求5所述的燃烧器，其中，
所述声响衰减器具有第一声响衰减器、以及配置于所述第一声响衰减器的所述径向外侧的第二声响衰减器，
所述第一声响衰减器具有第一声响罩，所述第一声响罩与形成所述燃烧筒的板的一部分共同地在所述燃烧筒的外周侧形成第一声响空间，
所述第一声响罩具有：第一顶板，其从所述燃烧筒向所述径向外侧分离，沿所述周向扩展，且划定所述第一声响空间的所述径向外侧的边缘；以及第一侧周板，其沿所述周向扩展，将所述第一顶板的所述轴线方向的端部与所述燃烧筒连接，且划定所述第一声响空间的所述轴线方向的边缘，
所述支承台的所述支承板由所述第一顶板构成，
所述支承台的所述支承腿由所述第一侧周板构成。
7.根据权利要求6所述的燃烧器，其中，
所述第二声响衰减器具有第二声响罩，所述第二声响罩与所述第一顶板的一部分共同地在所述第一声响罩的所述径向外侧形成第二声响空间，
所述第二声响罩具有：第二顶板，其从所述第一顶板向所述径向外侧分离，沿所述周向扩展，且划定所述第二声响空间的所述径向外侧的边缘；以及第二侧周板，其沿所述周向扩展，将所述第二顶板的所述轴线方向的端部与所述第一顶板连接，且划定所述第二声响空间的所述轴线方向的边缘，
从所述燃烧筒的外周面到所述燃料歧管的所述径向外侧的边缘的距离为从所述燃烧筒的外周面到所述第二顶板的所述径向外侧的边缘的距离以下。
8.根据权利要求7所述的燃烧器，其中，
所述第一侧周板具有第一前端侧周板，所述第一前端侧周板与所述第一顶板的所述前端侧的端部连接，且划定所述第一声响空间的所述前端侧的边缘，
所述第二侧周板具有第二前端侧周板，所述第二前端侧周板与所述第二顶板的所述前端侧的端部连接，且划定所述第二声响空间的所述前端侧的边缘，
所述第二前端侧周板位于比所述第一前端侧周板靠所述基端侧的位置，
所述燃料歧管配置为，所述燃料空间位于比所述第一顶板靠所述径向外侧且比所述第二前端侧周板靠所述前端侧的位置。
9.根据权利要求8所述的燃烧器，其中，
所述燃料歧管的一部分形成为具有所述第二前端侧周板的一部分以及所述第一顶板的一部分。
10.一种燃气轮机，其中，
所述燃气轮机具备：
权利要求1或2所述的燃烧器；
压缩机，其能够对空气进行压缩而生成用于所述燃烧筒内的燃料的燃烧的压缩空气；以及
涡轮机，其能够由通过所述燃烧筒内的燃料的燃烧而生成的燃烧气体驱动。
CN202310384217.6A 2022-04-18 2023-04-10 燃烧器及具备该燃烧器的燃气轮机 Pending CN116906932A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2022-068230 2022-04-18
JP2022068230A JP2023158415A (ja) 2022-04-18 2022-04-18 燃焼器、及びこれを備えるガスタービン

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN116906932A true CN116906932A (zh) 2023-10-20

Family

ID=88308345

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202310384217.6A Pending CN116906932A (zh) 2022-04-18 2023-04-10 燃烧器及具备该燃烧器的燃气轮机

Country Status (4)

Country Link
US (1) US11892168B2 (zh)
JP (1) JP2023158415A (zh)
KR (1) KR20230148748A (zh)
CN (1) CN116906932A (zh)

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101206891B1 (ko) 2007-09-14 2012-11-30 지멘스 에너지, 인코포레이티드 2차 연료 전달 시스템
US8387398B2 (en) 2007-09-14 2013-03-05 Siemens Energy, Inc. Apparatus and method for controlling the secondary injection of fuel
US10132244B2 (en) * 2013-08-30 2018-11-20 United Technologies Corporation Fuel manifold for a gas turbine engine
EP3060851B1 (en) * 2013-10-24 2019-11-27 United Technologies Corporation Circumferentially and axially staged can combustor for gas turbine engine
EP3438540A1 (en) 2017-07-31 2019-02-06 Siemens Aktiengesellschaft A burner including an acoustic damper

Also Published As

Publication number Publication date
KR20230148748A (ko) 2023-10-25
JP2023158415A (ja) 2023-10-30
US20230332772A1 (en) 2023-10-19
US11892168B2 (en) 2024-02-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7076956B2 (en) Combustion chamber for gas turbine engine
JP5537170B2 (ja) ターボ機械における燃焼不安定性を抑制するためのシステム及び方法
JP4380855B2 (ja) トラップ渦空洞を有するガスタービンエンジン燃焼器のライナ用の冷却ナゲット
CN102061998B (zh) 用于燃气涡轮发动机的燃料喷嘴组件及其制造方法
KR101201559B1 (ko) 감쇠 장치 및 가스 터빈 연소기
JP4441217B2 (ja) ガスタービンエンジンを作動させるための方法及び装置
JP2016508595A (ja) ガスタービンエンジンにおける流れスリーブ用吸気アッセンブリ
US20120055163A1 (en) Fuel injection assembly for use in turbine engines and method of assembling same
JP2011237167A (ja) ガスターボ機械用の流体冷却噴射ノズル組立体
US20120291438A1 (en) Burner system and method for damping such a burner system
CN116906932A (zh) 燃烧器及具备该燃烧器的燃气轮机
WO2019067114A1 (en) VOLUTE FOR FUEL INJECTOR ASSEMBLIES IN GAS TURBINE ENGINES
US11840963B2 (en) Acoustic attenuator, tube assembly, combustor, gas turbine, and method for manufacturing tube assembly
JP2011064452A (ja) ガスタービン燃焼ダイナミックス制御システム
US11371699B2 (en) Integrated front panel for a burner
JP7393262B2 (ja) 燃焼器、及びこれを備えるガスタービン
KR20150103032A (ko) 헬름홀츠 공명기가 장착된 가스터빈 버너 조립체
KR102154221B1 (ko) 연료 선회 분사형의 연료분사부재를 포함하는 연소기 및 가스터빈
EP3974723B1 (en) Gas turbine for power plant comprising a damping device
CN117295912A (zh) 燃气涡轮燃烧器
KR20220103486A (ko) 멀티튜브를 갖는 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈
US20180252159A1 (en) Bleeding structure for gas turbine engine

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination