CN206973617U - 先导预混合喷嘴和燃料喷嘴组件 - Google Patents

先导预混合喷嘴和燃料喷嘴组件 Download PDF

Info

Publication number
CN206973617U
CN206973617U CN201720725335.9U CN201720725335U CN206973617U CN 206973617 U CN206973617 U CN 206973617U CN 201720725335 U CN201720725335 U CN 201720725335U CN 206973617 U CN206973617 U CN 206973617U
Authority
CN
China
Prior art keywords
nozzle
fuel
nozzle body
rear wall
guide
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.)
Active
Application number
CN201720725335.9U
Other languages
English (en)
Inventor
N.W.格鲁姆斯
J.哈珀
郑渊汉
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.)
General Electric Co PLC
Original Assignee
General Electric Co
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 General Electric Co filed Critical General Electric Co
Application granted granted Critical
Publication of CN206973617U publication Critical patent/CN206973617U/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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
    • F23R3/286—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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • F23R2900/03343—Pilot burners operating in premixed mode
    • 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
    • F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances
    • 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
    • F23R3/343—Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous combustion

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Spray-Type Burners (AREA)
  • Nozzles For Spraying Of Liquid Fuel (AREA)

Abstract

本实用新型公开了预混合先导喷嘴和燃料喷嘴组件。所述预混合先导喷嘴包括喷嘴主体，喷嘴主体具有与后壁轴向间隔开的前壁和在前壁与后壁之间轴向地延伸的外带。空气管在喷嘴主体内同轴地延伸并且限定在喷嘴主体内的冷却空气气室。燃料管在喷嘴主体内同轴地延伸并且周向地围绕空气管，以便限定在燃料管和空气管之间的燃料入口气室。燃料分布气室被限定在喷嘴主体内并且与燃料入口气室流体连通。喷嘴主体还包括多个预混合管。每个预混合管在燃料分布气室内围绕燃料管螺旋地延伸。预混合管中的一个或多个与燃料分布气室流体连通。

Description

先导预混合喷嘴和燃料喷嘴组件
技术领域
本发明大体上涉及用于燃气涡轮机燃烧器的燃料喷嘴组件。更具体而言，本发明涉及用于燃料喷嘴组件的先导预混合喷嘴。
发明背景
随着对燃气涡轮机排放的要求变得更加严格，一种满足这样的要求的方法是从扩散火焰燃烧器发展至在完全预混合操作模式下使用贫燃料和空气混合物来减少例如NOx和CO的排放的燃烧器。这些燃烧器在本领域中通常被称为干式低NOx(DLN)、干式低排放(DLE)或贫燃料预混合(LPM)燃烧系统。
某些DLN类型的燃烧器包括多个一级燃料喷嘴，其围绕二级或中心燃料喷嘴环形布置。燃料喷嘴被环形燃烧衬里周向地围绕。燃烧衬里限定燃烧器的上游燃烧室和下游燃烧室。上游燃烧室和下游燃烧室可以由燃烧衬里的喉部分离。
在燃烧器操作期间，一级燃料喷嘴可以将燃料提供至上游燃烧室。根据操作模式，来自一级燃料喷嘴的燃料可以在上游燃烧室中燃烧，或者可以在上游燃烧室内与压缩空气预混合以在下游燃烧室中点燃。二级燃料喷嘴在燃烧器中用作几个功能，包括：将燃料和空气混合物供应至下游燃烧室以用于预混合模式操作；供应燃料和空气以用于支持一级喷嘴操作的先导火焰；以及提供转变燃料，以在操作模式之间变化期间使用。
在某些燃烧器中，二级燃料喷嘴可包括设置在二级燃料喷嘴的下游端处的扩散先导喷嘴。扩散先导喷嘴将燃料和空气的流提供至第二燃烧室，并且被用于锚固二级火焰。然而，为了满足各种排放要求，可减少到先导燃料回路的燃料流量。结果，到先导燃料回路的减少的燃料流量可能影响燃烧动力学和/或贫燃料熄火极限。
发明内容
本发明的方面和优点在下面的描述中提出，或者可由该描述显而易见，或者可通过实施本发明来了解。
本发明的一个实施例是先导预混合喷嘴。先导预混合喷嘴包括喷嘴主体。喷嘴主体包括与后壁轴向间隔开的前壁和在前壁与后壁之间轴向地延伸的外带(outer band)。后壁包括与外表面轴向间隔开的内表面。空气管在喷嘴主体内同轴地延伸并且终止于后壁的内表面处。空气管至少部分地限定喷嘴主体内的冷却空气气室。燃料管在喷嘴主体内同轴地延伸，并且至少部分地周向地围绕空气管。燃料管和空气管限定在两者间的燃料入口气室。燃料分布气室被限定在喷嘴主体内，并且与燃料入口气室流体连通。喷嘴主体还包括多个预混合管。所述多个预混合管中的每个预混合管限定通过喷嘴主体的相应的预混合通道，并且包括沿着前壁限定的入口和沿着喷嘴主体的后壁限定的出口。每个相应的预混合管在燃料分布气室内围绕燃料管螺旋地延伸。所述多个预混合管中的一个或多个预混合管与燃料分布气室流体连通。
本发明的另一个实施例是燃料喷嘴组件。燃料喷嘴组件包括：外管；内管，其在外管内同轴地延伸；中间管，其在外管内同轴地延伸并且周向地围绕内管且与内管径向地间隔开；以及预混合先导喷嘴，其经由喷嘴环联接到外管的下游端。预混合先导喷嘴包括喷嘴主体。喷嘴主体包括与后壁轴向间隔开的前壁和在前壁与后壁之间轴向地延伸的外带。后壁包括与外表面轴向间隔开的内表面。空气管在一端处联接到内管并且在喷嘴主体内同轴地延伸。空气管终止于后壁的内表面处，并且在喷嘴主体内至少部分地限定冷却空气气室。燃料管在一端处联接到中间管。燃料管在喷嘴主体内同轴地延伸，并且周向地围绕空气管的至少一部分。燃料管和空气管限定位于两者间的燃料入口气室。燃料分布气室被限定在喷嘴主体内，并且与燃料入口气室流体连通。喷嘴主体还包括多个预混合管。每个预混合管限定通过喷嘴主体的预混合通道，并且包括沿着前壁限定的相应的入口和沿着后壁限定的相应的出口。每个预混合管在燃料分布气室内围绕燃料管螺旋地延伸。所述多个预混合管中的一个或多个预混合管与燃料分布气室流体连通。
通过阅读说明书，本领域的普通技术人员将更好地理解这些实施例和其它实施例的特征和方面。
附图说明
在说明书的其余部分中并参考附图更具体地描述了本发明全面并使之能够实施的公开内容，包括对于本领域技术人员来说的最佳模式，在附图中：
图1示出燃气涡轮机的一个实施例的示意图；
图2示出本领域已知的示例性燃烧器的简化剖视图，该燃烧器可以并入本发明的一个或多个实施例；
图3是根据本发明的至少一个实施例的可以在如图2所示燃烧器中使用的示例性燃料喷嘴或燃料喷嘴组件的横截面侧视图；
图4是根据本发明的至少一个实施例的如图3所示燃料喷嘴组件的预混合先导喷嘴的透视图；
图5是根据本发明的至少一个实施例的如图4所示预混合先导喷嘴的透视剖视图；
图6是根据本发明的至少一个实施例的预混合先导喷嘴的顶端部分的一部分沿着图4所示剖面线A-A截取的横截面透视图；
图7是根据本发明的至少一个实施例的预混合先导喷嘴的一部分沿着图4所示剖面线B-B截取的横截面透视图；以及
图8是根据本发明的至少一个实施例的如图4所示燃料喷嘴组件的预混合先导喷嘴的透视图；以及
图9是根据本发明的至少一个实施例的如图4所示预混合先导喷嘴的上游视图。
具体实施方式
现在将详细参照本发明的当前实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标记来指代附图中的特征。在附图和描述中相似或类似的标记用于指代本发明相同或相似的部件。
如本说明书所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用以区分一部件与另一部件而并非意图表示各个部件的位置或重要性。术语“上游”和“下游”是指相对于流体通道中的流体流的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流出的方向，而“下游”是指流体流到的方向。术语“径向地”是指基本上垂直于特定部件的轴向中心线的相对方向，而术语“轴向地”是指基本上平行于和/或同轴地对齐于特定部件的轴向中心线的相对方向。
本说明书所用的技术术语仅用来描述特定实施例，而并非旨在进行限制。如本说明书所用，单数形式“一个”、“一种”和“该”也旨在包括复数形式，除非上下文明确表示不是这样。进一步应当理解的是，当在本说明书中使用时，术语“包括”和/或“包含”指定了所述特征、整体、步骤、操作、元件和/或部件的存在，但并不排除一个或多个其它特征、整体、步骤、操作、元件、部件和/或其组合的存在或增加。
每个示例通过进行说明而不是限制的方式提供。事实上，对本领域技术人员将显而易见的是，在不脱离本发明的范围或精神的情况下，可作出修改与变型。例如，作为一个实施例的部分而显示或描述的特征可用于另一实施例，以产生更进一步的实施例。因此，本发明意图包括这样落入所附权利要求及其等同物的范围内的修改与变型。虽然本发明的示例性实施例将出于说明目的而大体上在用于陆基发电燃气涡轮机燃烧器的燃料喷嘴组件的语境中进行描述，但本领域的普通技术人员将容易理解，本发明的实施例可以应用于任何样式或类型的涡轮机械用燃烧器，并且不限于用于陆基发电燃气涡轮机的燃烧器或燃烧系统，除非权利要求中特别地叙述。
参看附图，图1示出了燃气涡轮机10的实施例的示意图。燃气涡轮机10包括压缩机段12、燃烧段14和涡轮段16。压缩机段12和涡轮段16可以由轴18联接。轴18可以是单个轴或联接到一起形成轴18的多个轴段。在操作期间，压缩机段12将压缩空气供应到燃烧段14。压缩空气与燃料混合并在燃烧段14内燃烧以产生热的燃烧气体，燃烧气体从燃烧段14流至涡轮段16，在涡轮段中，能量被从热气体中抽出以做功。
燃烧段14可包括围绕燃气涡轮机10的中心轴线定位成环形阵列的多个燃烧器20(其中一个在图2中示出)。图2提供了本领域已知的示例性燃烧器20的简化剖视图，该燃烧器可以并入本发明的一个或多个实施例。如图2所示，壳体22围绕燃烧器20以包含从压缩机段12(图1)流出的压缩空气24。多个燃料喷嘴横跨端盖26布置。例如，在特定实施例中，多个一级燃料喷嘴28从二级燃料喷嘴30径向地向外周向地间隔开。衬里32从燃料喷嘴28、30向下游延伸并且限定上游或前燃烧室34、和下游或后燃烧室36，上游或前燃烧室34和下游或后燃烧室36由衬里32的喉部或收敛/发散部分38隔开。
在燃烧器20操作期间，一级燃料喷嘴28可以将燃料提供至上游燃烧室34。根据燃烧器20的操作模式，来自一级燃料喷嘴28的燃料可以在上游燃烧室34中燃烧，或者可以在上游燃烧室34内与压缩空气24预混合以用于在下游燃烧室36中点燃。二级燃料喷嘴30在燃烧器20中用作几个功能，包括：将燃料和空气混合物供应至下游燃烧室36以用于预混合模式操作；供应燃料和空气以用于支持一级喷嘴操作的先导火焰；以及提供转变燃料，以在操作模式之间变化期间使用。
图3提供了根据本发明的至少一个实施例的示例性燃料喷嘴或燃料喷嘴组件100的横截面侧视图，该燃料喷嘴或燃料喷嘴组件100可以作为二级燃料喷嘴30并入如图2所示燃烧器20中。燃料喷嘴100可以连接到端盖26或者可以通过限定在端盖26中的开口40后膛装载(breach loaded)。
在各种实施例中，如图3所示，燃料喷嘴100包括外管102，外管102具有上游端部部分104，上游端部部分104与下游端部部分106相对于燃料喷嘴100的轴向中心线轴向间隔开。内管108在外管102内轴向地延伸，并且可以与外管102相对于燃料喷嘴100的轴向中心线同轴地对齐。在特定实施例中，内管108可以与外部压缩空气源(未示出)流体连通。中间管110在外管102内轴向地延伸并且周向地围绕内管108。中间管110可以与外管102和/或内管108相对于燃料喷嘴100的轴向中心线同轴地对齐。中间管110与内管108径向地间隔开，以便限定在中间管110与内管108之间的先导燃料通道112。在特定实施例中，中间管110可以与外部燃料源(未示出)流体连通。外管102与中间管110径向地间隔开，以便限定在外管102与中间管110之间的环形空气通道114。环形空气通道114可以与外部压缩空气源(未示出)流体连通。
在特定实施例中，燃料喷嘴100可包括二级中间管116，二级中间管116相对于燃料喷嘴100的轴向中心线在外管102内轴向地延伸。二级中间管116周向地围绕中间管110的至少一部分，并且限定位于外管102内的二级燃料通道118。多个燃料栓(fuel pegs)120可以围绕外管102周向地间隔开。每个燃料栓120可以相对于燃料喷嘴100的轴向中心线从外管102径向地向外延伸。燃料栓120中的一个或多个可包括一个或多个燃料喷射孔口122，所述一个或多个燃料喷射孔口122与二级燃料通道118流体连通。
在各种实施例中，燃料喷嘴100包括预混合先导喷嘴124。预混合先导喷嘴124包括轴向地延伸穿过喷嘴环128的喷嘴主体126。喷嘴环128可以联接到外管102的下游端部部分106。在特定实施例中，喷嘴环128可以与喷嘴主体126形成为单一或一体的部件。
图4提供了根据本发明的至少一个实施例的预混合先导喷嘴124的透视图，其包括延伸穿过喷嘴环128的喷嘴主体126。图5提供了预混合先导喷嘴124的透视剖视图，其包括如图3所示喷嘴环128。如在图4和5中共同地所示，喷嘴主体126包括前壁130，前壁130相对于喷嘴主体126的轴向中心线与后壁132轴向地间隔开。如图5所示，外带134相对于喷嘴主体126的轴向中心线在前壁130和后壁132之间轴向地延伸，且周向地围绕前壁130和后壁132延伸。外带134可以限定喷嘴主体126的径向外周边。如图5所示，喷嘴主体126包括顶端部分136。顶端部分136从喷嘴环128向下游延伸并且终止于后壁132处。在特定实施例中，喷嘴主体126的顶端部分136可以是圆柱形的，但不限于任何特定的形状，除非权利要求中不是这样叙述。
在各种实施例中，如图5所示，喷嘴主体126包括第一管或空气管138，其相对于喷嘴主体126的轴向中心线在喷嘴主体126内同轴地延伸。空气管138在后壁132的内表面140处或附近终止于喷嘴主体126内。空气管138的下游部分可以在后壁132的内表面140处和/或附近从喷嘴主体126的中心线径向地向外张开或发散。空气管138和后壁132的内表面140的一部分限定在喷嘴主体126内的冷却空气气室142。
在至少一个实施例中，后壁132限定多个排气端口144。每个排气端口144包括相应的入口146和相应的出口148，相应的入口146被限定在空气管138内或由空气管138围绕，相应的出口148被沿着后壁132的外表面150限定。每个排气端口144与冷却空气气室142流体连通。如图3所示，空气管138的上游端部部分152可以联接到燃料喷嘴100的内管108，并且可以经由内管108与外部压缩空气源(未示出)流体连通。
在各种实施例中，如图5所示，喷嘴主体126包括燃料管154。燃料管154相对于喷嘴主体126的轴向中心线在喷嘴主体126内同轴地延伸。燃料管154周向地围绕空气管138的至少一部分并且与空气管138径向地间隔开，以便在喷嘴主体126内在燃料管154和空气管138之间限定燃料入口气室156。在至少一个实施例中，挡板或孔板158可以在空气管138和燃料管154之间径向地延伸。孔板可包括多个孔或计量孔160，其可以尺寸设计和/或成形为控制进入燃料入口气室156的燃料的流量。如图3所示，燃料管154的上游端部部分162可以联接到燃料喷嘴100的中间管110，并且可以与外部燃料源(未示出)流体连通，以便将燃料提供至燃料入口气室156。
如图5所示，喷嘴主体126还包括或限定燃料分布气室或间隙164，燃料分布气室或间隙164被限定在喷嘴主体126内部或之内。燃料分布气室164从燃料管154径向地向外并且因此从燃料入口气室156径向地向外被限定在喷嘴主体126内。燃料分布气室164通过燃料管154与燃料入口气室156分离。
图6提供了沿着图4所示剖面线A-A截取的预混合先导喷嘴124的顶端部分136的一部分的横截面透视图。图7提供了沿着图4所示剖面线B-B截取的预混合先导喷嘴124的一部分的横截面透视图。如在图6中最清楚地示出的，燃料入口气室156经由多个孔口或开口166与燃料分布气室164流体连通，所述多个孔口或开口166围绕喷嘴主体126的轴向中心线周向地间隔开。开口166被限定在后壁132的内表面140的一部分近旁或附近。
在各种实施例中，如图5所示，喷嘴主体126包括从燃料管154和/或从燃料入口气室156径向地向外设置的多个预混合管168。每个预混合管168限定通过喷嘴主体126和/或在喷嘴主体126内的相应的预混合通道170。如在图5和7中共同地所示，所述多个预混合管168和因此相应的预混合通道170相对于喷嘴主体126的轴向中心线在燃料分布气室164内围绕燃料管154和/或燃料入口气室156螺旋地延伸或包裹。
如在图4和5中共同地所示，每个预混合管168和因此每个预混合通道170包括沿着前壁130限定的相应的入口172(图5)和沿着顶端部分136的后壁132限定的相应的出口174(图4)。如图4所示，相应的入口172沿着前壁130周向地间隔开，且围绕喷嘴主体126的轴向中心线环形地布置。如图4所示，相应的出口174沿着后壁132周向地间隔开且围绕喷嘴主体126的轴向中心线环形地布置。如图5所示，每个预混合管168和因此每个预混合通道170可以经由一个或多个燃料端口176与燃料分布气室164流体连通，一个或多个燃料端口176沿着每个相应的预混合管168被限定。
在各种实施例中，如图5所示，喷嘴环128包括上游壁178、与上游壁178轴向地间隔开的下游壁180、周向地围绕上游壁178和下游壁180的外部套管182、以及延伸穿过上游壁178和下游壁180的多个通孔184。所述多个通孔184围绕喷嘴主体126的外带134环形地布置并且从外带134径向地向外设置，并且从喷嘴环128的外部套管182径向地向内被限定。如图3所示，外部套管182可以联接到燃料喷嘴100的外管102。在各种实施例中，所述多个通孔184与环形空气通道114流体连通。
图8提供了根据本发明的至少一个实施例的喷嘴主体126的顶端部分和喷嘴环128的透视图。图9提供了根据本发明的至少一个实施例的喷嘴主体126的上游视图。在特定实施例中，如图8和9共同地所示，相对于喷嘴主体126的中心线从预混合通道170的相应的出口174径向地向内限定的顶端部分136的后壁132的一部分沿着喷嘴主体126的轴向中心线朝前壁130或喷嘴环128向后轴向地向内微凹、呈杯形或凹进。在如图8所示的特定实施例中，喷嘴主体126的顶端部分136的径向外表面186可包括多个凹槽188，其围绕喷嘴主体126的轴向中心线沿着外表面186螺旋地延伸。
在至少一个实施例中，如图8和9所示，排气端口144(图5)的出口148中的一个或多个设置在后壁132的微凹或杯形部分内。在至少一个实施例中，如图8和9共同地所示，预混合通道170的出口170中的一个或多个由从后壁132的外表面150轴向地向下游延伸的相应的凸台或箍190部分地围绕。在特定实施例中，预混合通道170的出口174中的每一个由从后壁132的外表面150轴向地向下游延伸的相应的凸台或箍190部分地围绕。
在至少一个实施例中，喷嘴主体126形成为单一主体。换句话讲，前壁130、后壁132、外带134、空气管138、燃料管154和预混合管168可以全部由单一主体形成或形成为单一主体。在至少一个实施例中，喷嘴主体126和喷嘴环128由单一主体形成。例如，在特定实施例中，带有或不带喷嘴环128的喷嘴主体126可以通过增材制造过程形成。本说明书所用术语“增材制造”或“添加制造”是指导致可用的三维物体的任何过程，并且包括每次一层地顺序形成物体的形状的步骤。增材制造过程可包括三维印刷(3DP)过程、激光净成形制造、直接金属激光烧结(DMLS)、直接金属激光熔融(DMLM)、等离子转移弧、自由成型制造等。
在预混合先导喷嘴124的操作期间，如图3至9共同地所示，空气从限定在中间管110和外管102之间的环形空气通道114流过所述多个通孔184，并流过相应的预混合通道170。燃料流过先导燃料通道112，并经由内管108和燃料管154进入燃料入口气室156。燃料经由所述多个孔口166流入燃料分布气室164。相对较冷的燃料可以为后壁132的一部分提供冷却，从而提高预混合先导喷嘴124的机械寿命。燃料然后从燃料分布气室164流出并经由相应的燃料端口176进入相应的预混合通道170。燃料和空气在相应的预混合通道170内混合，然后被喷入下游燃烧室36以进行燃烧。螺旋预混合管168可以在离开预混合通道170的相应的出口174时可以赋予预混合的燃料和空气角向旋流，从而促进下游燃烧室36上游的燃料和空气的进一步混合。
压缩空气可以被导引通过内管108，并进入限定在喷嘴主体126的空气管138内的冷却空气气室142。压缩空气可以接着经由所述多个排气端口144流出冷却空气气室142。排气端口144可以成形或成角度为形成横跨后壁132的外表面150的压缩空气的膜，从而冷却后壁132的外表面150和/或提供横跨后壁132的外表面150的保护膜。在预混合的燃料与空气的流离开预混合通道170的相应的出口174时，凸台190可以防止或阻止冷却空气与预混合的燃料与空气的流混合或以其它方式相互作用。
本说明书所示和所述预混合先导喷嘴124可以代替已知的高温和高排放扩散式先导喷嘴，后者使下游燃烧室36中的火焰在高温下稳定，但以排放为代价。本说明书所示和所述预混合先导喷嘴124可以利用旋流稳定的预混合先导喷嘴代替已知的扩散式预混合先导喷嘴。预混合先导喷嘴124可以导致更理想的排放水平，且具有已知的扩散式先导喷嘴所提供的相同的火焰稳定性，同时也提供改善的动力学和/或贫燃料熄火极限。
本说明书用示例来公开包括最佳模式的本发明，并且还使本领域技术人员能实施本发明，包括制造和使用任何设备或系统以及执行任何包括在内的方法。本发明的可专利范围由权利要求所限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这种其它示例具有与所附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所附权利要求的字面语言无实质差别的等同结构元件，则这种其它示例意图在所附权利要求的范围内。

Claims (20)

1.一种预混合先导喷嘴，包括：
喷嘴主体，其中，所述喷嘴主体包括：
与后壁轴向间隔开的前壁和在所述前壁与所述后壁之间轴向地延伸的外带，其中，所述后壁包括与外表面轴向间隔开的内表面；
空气管，其在所述喷嘴主体内同轴地延伸并且终止于所述后壁的所述内表面处，其中，所述空气管限定在所述喷嘴主体内的冷却空气气室；
燃料管，其在所述喷嘴主体内同轴地延伸并且周向地围绕所述空气管，其中，所述燃料管和所述空气管限定在所述燃料管和所述空气管之间的燃料入口气室；
燃料分布气室，其被限定在所述喷嘴主体内并且与所述燃料入口气室流体连通；以及
多个预混合管，其中，每个预混合管限定通过所述喷嘴主体的预混合通道、并且包括沿着所述前壁限定的入口和沿着所述后壁限定的出口，其中，每个预混合管在所述燃料分布气室内围绕所述燃料管螺旋延伸，其中，所述多个预混合管中的一个或多个所述预混合管与所述燃料分布气室流体连通。
2.根据权利要求1所述的预混合先导喷嘴，其中，所述后壁限定从所述预混合管的所述相应的出口径向地向内定位的多个排气端口，其中，所述排气端口中的每一个与所述冷却空气气室流体连通。
3.根据权利要求1所述的预混合先导喷嘴，其中，从所述预混合管的所述相应的出口径向地向内限定的所述后壁的一部分沿着所述喷嘴主体的轴向中心线朝所述前壁向内微凹。
4.根据权利要求1所述的预混合先导喷嘴，其中，所述冷却空气气室部分地由所述后壁的所述内表面的一部分限定。
5.根据权利要求1所述的预混合先导喷嘴，其中，所述预混合管的所述出口中的至少一个由凸台部分地围绕，所述凸台从所述后壁的所述外表面轴向向外延伸。
6.根据权利要求1所述的预混合先导喷嘴，其中，所述喷嘴主体包括终止于所述后壁处的顶端部分，其中，所述顶端部分的径向外表面限定多个凹槽。
7.根据权利要求6所述的预混合先导喷嘴，其中，所述多个凹槽围绕所述顶端部分的所述外表面螺旋延伸。
8.根据权利要求1所述的预混合先导喷嘴，还包括喷嘴环，该喷嘴环具有上游壁、下游壁以及周向地围绕所述上游壁和所述下游壁的外部套管，其中，所述喷嘴主体同轴地延伸穿过所述喷嘴环。
9.根据权利要求8所述的预混合先导喷嘴，其中，所述喷嘴环包括延伸穿过所述上游壁和所述下游壁的多个通孔，其中，所述多个通孔围绕所述喷嘴主体环形布置。
10.根据权利要求1所述的预混合先导喷嘴，其中，所述喷嘴主体由单一主体形成。
11.一种燃料喷嘴组件，包括：
外管；
内管，其在所述外管内同轴地延伸；
中间管，其在所述外管内同轴地延伸并且周向地围绕所述内管，其中，所述中间管与所述外管径向地间隔开；以及
预混合先导喷嘴，其经由喷嘴环联接到所述外管的下游端，所述预混合先导喷嘴包括喷嘴主体，所述喷嘴主体包括：
与后壁轴向间隔开的前壁和在所述前壁与所述后壁之间轴向地延伸的外带，其中，所述后壁包括与外表面轴向间隔开的内表面；
空气管，其联接到所述内管且在所述喷嘴主体内同轴地延伸，其中，所述空气管终止于所述后壁的所述内表面处，其中，所述空气管限定在所述喷嘴主体内的冷却空气气室；
燃料管，其联接到所述中间管且在所述喷嘴主体内同轴地延伸，其中，所述燃料管周向地围绕所述空气管的至少一部分，其中，所述燃料管和所述空气管限定在所述燃料管和所述空气管之间的燃料入口气室；
燃料分布气室，其被限定在所述喷嘴主体内并且与所述燃料入口气室流体连通；以及
多个预混合管，其中，每个预混合管限定通过所述喷嘴主体的预混合通道并且包括沿着所述前壁限定的入口和沿着所述后壁限定的出口，其中，每个预混合管在所述燃料分布气室内围绕所述燃料管螺旋延伸，其中，所述多个预混合管中的一个或多个所述预混合管与所述燃料分布气室流体连通。
12.根据权利要求11所述的燃料喷嘴组件，其中，所述后壁限定从所述预混合管的所述相应的出口径向地向内定位的多个排气端口，其中，所述排气端口中的每一个与所述冷却空气气室流体连通。
13.根据权利要求11所述的燃料喷嘴组件，其中，从所述预混合管的所述相应的出口径向地向内限定的所述后壁的一部分沿着所述喷嘴主体的轴向中心线朝所述前壁向内微凹。
14.根据权利要求11所述的燃料喷嘴组件，其中，所述冷却空气气室部分地由所述后壁的所述内表面的一部分限定。
15.根据权利要求11所述的燃料喷嘴组件，其中，所述预混合管的所述出口中的至少一个由凸台部分地围绕，所述凸台从所述后壁的所述外表面轴向向外延伸。
16.根据权利要求11所述的燃料喷嘴组件，其中，所述喷嘴主体包括终止于所述后壁处的顶端部分，其中，所述顶端部分的径向外表面限定多个凹槽。
17.根据权利要求16所述的燃料喷嘴组件，其中，所述多个凹槽围绕所述顶端部分的所述外表面螺旋延伸。
18.根据权利要求11所述的燃料喷嘴组件，其中，所述喷嘴环包括上游壁、下游壁以及周向地围绕所述上游壁和所述下游壁的外部套管。
19.根据权利要求18所述的燃料喷嘴组件，其中，所述喷嘴环包括延伸穿过所述上游壁和所述下游壁的多个通孔，其中，所述多个通孔围绕所述喷嘴主体环形布置。
20.根据权利要求11所述的燃料喷嘴组件，其中，所述喷嘴主体由单一主体形成。
CN201720725335.9U 2016-06-21 2017-06-21 先导预混合喷嘴和燃料喷嘴组件 Active CN206973617U (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/188,190 US20170363294A1 (en) 2016-06-21 2016-06-21 Pilot premix nozzle and fuel nozzle assembly
US15/188190 2016-06-21

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN206973617U true CN206973617U (zh) 2018-02-06

Family

ID=60481126

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201720725335.9U Active CN206973617U (zh) 2016-06-21 2017-06-21 先导预混合喷嘴和燃料喷嘴组件

Country Status (4)

Country Link
US (1) US20170363294A1 (zh)
JP (1) JP6907035B2 (zh)
CN (1) CN206973617U (zh)
DE (1) DE102017113687A1 (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113124421A (zh) * 2019-12-31 2021-07-16 通用电气公司 具有双压力预混合喷嘴的燃烧器头端组件

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2014081334A1 (en) * 2012-11-21 2014-05-30 General Electric Company Anti-coking liquid fuel cartridge
US11226100B2 (en) 2019-07-22 2022-01-18 Delavan Inc. Fuel manifolds
US11187155B2 (en) 2019-07-22 2021-11-30 Delavan Inc. Sectional fuel manifolds
CN113108314A (zh) * 2021-05-13 2021-07-13 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 值班燃料喷嘴头、燃料喷嘴和燃气轮机
US11774099B2 (en) 2021-06-30 2023-10-03 General Electric Company Gas turbine fuel nozzle tip comprising an impingement wall
US11692711B2 (en) 2021-08-13 2023-07-04 General Electric Company Pilot burner for combustor

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0828871A (ja) * 1994-07-20 1996-02-02 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器
FR2875584B1 (fr) * 2004-09-23 2009-10-30 Snecma Moteurs Sa Injecteur a effervescence pour systeme aeromecanique d'injection air/carburant dans une chambre de combustion de turbomachine
US8677760B2 (en) * 2010-01-06 2014-03-25 General Electric Company Fuel nozzle with integrated passages and method of operation
US8464537B2 (en) * 2010-10-21 2013-06-18 General Electric Company Fuel nozzle for combustor
US20130219899A1 (en) * 2012-02-27 2013-08-29 General Electric Company Annular premixed pilot in fuel nozzle
US8925323B2 (en) * 2012-04-30 2015-01-06 General Electric Company Fuel/air premixing system for turbine engine
US9562692B2 (en) * 2013-02-06 2017-02-07 Siemens Aktiengesellschaft Nozzle with multi-tube fuel passageway for gas turbine engines
US9625146B2 (en) * 2014-07-11 2017-04-18 Delavan Inc. Swirl slot relief in a liquid swirler
US10030869B2 (en) * 2014-11-26 2018-07-24 General Electric Company Premix fuel nozzle assembly
US11015809B2 (en) * 2014-12-30 2021-05-25 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
US10215415B2 (en) * 2015-09-23 2019-02-26 General Electric Company Premix fuel nozzle assembly cartridge
US10738707B2 (en) * 2015-11-09 2020-08-11 General Electric Company Igniter for a gas turbine engine

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113124421A (zh) * 2019-12-31 2021-07-16 通用电气公司 具有双压力预混合喷嘴的燃烧器头端组件

Also Published As

Publication number Publication date
US20170363294A1 (en) 2017-12-21
JP6907035B2 (ja) 2021-07-21
DE102017113687A1 (de) 2017-12-21
JP2017227430A (ja) 2017-12-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN206973615U (zh) 先导预混合喷嘴和燃料喷嘴组件
CN206973617U (zh) 先导预混合喷嘴和燃料喷嘴组件
CN102330978B (zh) 耐火焰副燃料喷嘴
US7757491B2 (en) Fuel nozzle for a gas turbine engine and method for fabricating the same
US8919673B2 (en) Apparatus and method for a fuel nozzle
US7908863B2 (en) Fuel nozzle for a gas turbine engine and method for fabricating the same
US8839628B2 (en) Methods for operating a gas turbine engine apparatus and assembling same
US7891190B2 (en) Combustion chamber of a turbomachine
US8528338B2 (en) Method for operating an air-staged diffusion nozzle
CN105705863B (zh) 用于燃料喷嘴的液体燃料筒
JP2016098830A (ja) 予混合燃料ノズル組立体
JP2006500544A (ja) タービンエンジンの燃料ノズル
JP6849306B2 (ja) 予混合燃料ノズル組立体
US8522556B2 (en) Air-staged diffusion nozzle
US10228140B2 (en) Gas-only cartridge for a premix fuel nozzle
US9810427B2 (en) Fuel nozzle with hemispherical dome air inlet
US20160281978A1 (en) Fuel Nozzle With Multiple Flow Divider Air Inlet
US10724741B2 (en) Combustors and methods of assembling the same
US20230266009A1 (en) Combustor fuel assembly

Legal Events

Date Code Title Description
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
TR01 Transfer of patent right
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20240108

Address after: Swiss Baden

Patentee after: GENERAL ELECTRIC CO. LTD.

Address before: New York State, USA

Patentee before: General Electric Co.