ITMI20071504A1

ITMI20071504A1 - METHODS AND EQUIPMENT TO INJECT FLUIDS IN A TURBINE ENGINE

Info

Publication number: ITMI20071504A1
Authority: IT
Inventors: James N Cooper; Allen Michael Danis; Mark D Durbin; Daniel Durstock; Douglas Marti Fortuna; Timothy James Held
Original assignee: Gen Electric
Priority date: 2007-07-26
Filing date: 2007-07-26
Publication date: 2008-03-30

Description

DESCRIZIONE dell'invenzione industriale DESCRIPTION of the industrial invention

STATO DELLA TECNICA DELL'INVENZIONE STATE OF THE INVENTION ART

Questa domanda si riferisce generalmente a motori a turbina a gas e, più in particolare, a metodi e apparecchiature per iniettare fluidi nei motori a turbina. This application generally refers to gas turbine engines and, more particularly, to methods and equipment for injecting fluids into turbine engines.

Relazioni circa l'inquinamento dell'aria su scala mondiale hanno condotto a standard di emissioni più stretti sia a livello nazionale che internazionale. Questi stessi standard hanno determinato fabbricanti di motori a turbina a progettare motori più efficienti, coma anche a progettare componenti di aggiornamento migliorati che consentono ai motori di funzionare più efficientemente, con emissioni migliorate, e/o con una durata utile ed affidabilità estesa. Inoltre, i costi di capitale generalmente elevati associati con l'acquisto e la manutenzione di motori a turbina, come perdite di entrate generate durante interruzioni del motore, hanno determinato gli stessi fabbricanti di motori a tentare di progettare motori che siano molto affidabili e che abbiano una durata utile estesa. Reports of global air pollution have led to stricter emissions standards both nationally and internationally. These same standards have led to turbine engine manufacturers to design more efficient engines, as well as to design improved upgrade components that allow the engines to run more efficiently, with improved emissions, and / or with extended service life and reliability. In addition, the generally high capital costs associated with the purchase and maintenance of turbine engines, such as revenue losses generated during engine outages, have resulted in engine manufacturers themselves attempting to design engines that are highly reliable and have an extended service life.

Controllare la miscela di fluidi, vale a dire gas e vapore, erogati ad un motore a turbina a gas può essere critico alla prestazione e/o emissioni del motore. Almeno qualche motore a turbina a gas noto che funziona con gas e vapore non incontra richieste di emissioni in tutte le condizioni di funzionamento, e in particolare, tali motori generalmente non soddisfano richieste di emissione di ossido di carbonio (CO) come anche altri motori noti. Per esempio, almeno qualche motore a turbina a gas a doppio combustibile noto che utilizza gas e vapore generano emissioni di CO più elevate che motori a turbina a gas a doppio combustibile che utilizzano gas e acqua. Più specificatamente, la scarsa miscelazione del gas e del vapore può determinare il combustibile a rimanere verso una linea di mezzeria dell'ugello, portando ad emissioni di CO più elevate che vengono generate. Inoltre, l'iniezione assiale, non turbinata del gas e del vapore può determinare la zona di stabilità di ricircolazione entro il combustore ad essere spostata a valle, che può determinare la fiamma a diventare distaccata, portando alla generazione di emissioni di CO. Controlling the mixture of fluids, i.e. gas and steam, delivered to a gas turbine engine can be critical to the performance and / or emissions of the engine. At least some known gas turbine engines running on gas and steam do not meet emissions demands under all operating conditions, and in particular, such engines generally do not meet carbon monoxide (CO) emission requirements as do other known engines. . For example, at least some known dual-fuel gas turbine engines that use gas and steam generate higher CO emissions than dual-fuel gas turbine engines that use gas and water. More specifically, poor mixing of the gas and steam can cause the fuel to remain towards a centerline of the nozzle, leading to higher CO emissions being generated. Furthermore, axial, non-swirled injection of gas and steam can cause the zone of recirculation stability within the combustor to be moved downstream, which can cause the flame to become detached, leading to the generation of CO emissions.

BREVE DESCRIZIONE DELL'INVENZIONE BRIEF DESCRIPTION OF THE INVENTION

In un aspetto, è realizzato un metodo di azionamento di un motore a turbina a gas. Il metodo comprende scaricare combustibile pilota in una camera di combustione da un ugello attraverso almeno una uscita di combustibile pilota definita in una punta dell'ugello, scaricare vapore dall'ugello attraverso una pluralità di uscite di vapore che sono distanziate circonferenzialmente attorno alla pluralità di uscite di combustibile pilota, e scaricare combustibile primario dall'ugello attraverso una pluralità di uscite di combustibile primario che sono circonferenzialmente allineate con la pluralità di uscite di vapore. Per facilitare la miscelazione del combustibile primario con il vapore, il combustibile primario è scaricato dalla punta dell'ugello secondo un angolo obliquo rispetto ad una linea di mezzeria che si estende attraverso la punta dell'ugello. In one aspect, a method of driving a gas turbine engine is embodied. The method comprises discharging pilot fuel into a combustion chamber from a nozzle through at least one pilot fuel outlet defined in a tip of the nozzle, discharging steam from the nozzle through a plurality of vapor outlets which are spaced circumferentially around the plurality of outlets pilot fuel, and discharging primary fuel from the nozzle through a plurality of primary fuel outlets which are circumferentially aligned with the plurality of steam outlets. To facilitate mixing of the primary fuel with the steam, the primary fuel is discharged from the nozzle tip at an oblique angle to a centerline extending through the nozzle tip.

In un altro aspetto, è realizzata una punta di ugello per un ugello di combustibile di un motore a turbina. La punta di ugello comprende un corpo anulare avente una linea di mezzeria che si estende attraverso. Il corpo anulare comprende almeno una uscita di combustibile pilota configurata a scaricare soltanto combustibile pilota dalla punta di ugello, e una pluralità di uscite di vapore configurate a scaricare vapore dalla punta dell'ugello. La pluralità di uscite di vapore sono distanziate circonferenzialmente attorno almeno ad una uscita di combustibile pilota. Il corpo anulare comprende anche una pluralità di uscite di combustibile primario configurate a scaricare combustibile primario dalla punta di ugello. La pluralità di uscite di combustibile primario sono circonferenzialmente allineate con la pluralità di uscite di vapore. La pluralità di uscite di combustibile primario sono configurate a scaricare combustibile primario secondo un angolo obliquo rispetto alla linea di mezzeria per facilitare la miscelazione del combustibile primario con il vapore. In another aspect, a nozzle tip is provided for a fuel nozzle of a turbine engine. The nozzle tip includes an annular body having a centerline extending through. The annular body comprises at least one pilot fuel outlet configured to discharge pilot fuel only from the nozzle tip, and a plurality of steam outlets configured to discharge steam from the nozzle tip. The plurality of vapor outlets are circumferentially spaced around at least one pilot fuel outlet. The annular body also includes a plurality of primary fuel outlets configured to discharge primary fuel from the nozzle tip. The plurality of primary fuel outlets are circumferentially aligned with the plurality of vapor outlets. The plurality of primary fuel outlets are configured to discharge primary fuel at an oblique angle to the centerline to facilitate mixing of the primary fuel with the steam.

In un ulteriore aspetto, è realizzato un motore a turbina a gas. Il motore a turbina a gas comprende un combustore e un ugello di combustibile per iniettare fluidi nel combustore. L'ugello comprende una punta di ugello comprendente un corpo anulare avente una linea di mezzeria. La punta dell'ugello è in comunicazione di flusso con il combustore. La punta dell'ugello comprende anche almeno una uscita di combustibile pilota configurata a scaricare soltanto combustibile pilota dalla punta dell'ugello, e una pluralità di uscite di vapore configurate a scaricare vapore dalla punta dell'ugello. La pluralità di uscite di vapore sono distanziate circonferenzialmente attorno almeno ad una uscita di combustibile pilota. La punta dell'ugello comprende anche una pluralità di uscite di combustibile primario configurate a scaricare combustibile primario dalla punta dell'ugello. La pluralità di uscite di combustibile primario sono circonferenzialmente allineate con la pluralità di uscite di vapore. La pluralità di uscite di combustibile primario sono configurate a scaricare combustibile primario secondo un angolo obliquo rispetto alla linea di mezzeria per facilitare la miscelazione del combustibile primario con il vapore. In a further aspect, a gas turbine engine is realized. The gas turbine engine includes a combustor and a fuel nozzle for injecting fluids into the combustor. The nozzle comprises a nozzle tip comprising an annular body having a centerline. The tip of the nozzle is in flow communication with the combustor. The nozzle tip also includes at least one pilot fuel outlet configured to discharge pilot fuel only from the nozzle tip, and a plurality of vapor outlets configured to discharge steam from the nozzle tip. The plurality of vapor outlets are circumferentially spaced around at least one pilot fuel outlet. The nozzle tip also includes a plurality of primary fuel outlets configured to discharge primary fuel from the nozzle tip. The plurality of primary fuel outlets are circumferentially aligned with the plurality of vapor outlets. The plurality of primary fuel outlets are configured to discharge primary fuel at an oblique angle to the centerline to facilitate mixing of the primary fuel with the steam.

BREVE DESCRIZIONE DEI DISEGNI BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS

La Figura 1 è una illustrazione schematica di un motore a turbina a gas esemplificativo; Figure 1 is a schematic illustration of an exemplary gas turbine engine;

la Figura 2 è una vista in sezione trasversale laterale schematica di una forma di realizzazione esemplificativa di un ugello di combustibile che può essere utilizzato con il motore a turbina a gas mostrato in Figura 1; Figure 2 is a schematic side cross-sectional view of an exemplary embodiment of a fuel nozzle that can be used with the gas turbine engine shown in Figure 1;

la Figura 3 è una vista frontale di una punta di ugello di combustibile esemplificativa che può essere utilizzata con il motore mostrato in Figura 1; Figure 3 is a front view of an exemplary fuel nozzle tip that can be used with the engine shown in Figure 1;

la Figura 4 è una vista prospettica della punta di ugello mostrata in Figura 3; e Figure 4 is a perspective view of the nozzle tip shown in Figure 3; And

la Figura 5 è una vista in sezione trasversale della punta di ugello di combustibile mostrata in Figura 3. Figure 5 is a cross-sectional view of the fuel nozzle tip shown in Figure 3.

DESCRIZIONE DETTAGLIATA DELL'INVENZIONE DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION

La Figura 1 è una illustrazione schematica di un motore a turbina a gas esemplificativo 10. Il motore 10 comprende un compressore a bassa pressione 12, un compressore ad alta pressione 14, e un assieme combustore 16. Il motore 10 comprende anche una turbina ad alta pressione 18, e una turbina a bassa pressione 20 disposte in una relazione di flusso assiale seriale. Il compressore 12 e la turbina 20 sono accoppiati da un primo albero 21, e un compressore 14 e una turbina 18 sono accoppiati da un secondo albero 22. Figure 1 is a schematic illustration of an exemplary gas turbine engine 10. The engine 10 includes a low-pressure compressor 12, a high-pressure compressor 14, and a combustor assembly 16. The engine 10 also includes a high-pressure turbine. pressure 18, and a low pressure turbine 20 arranged in a serial axial flow relationship. The compressor 12 and the turbine 20 are coupled by a first shaft 21, and a compressor 14 and a turbine 18 are coupled by a second shaft 22.

Nel funzionamento, aria fluisce attraverso il compressore a bassa pressione 12 che alimenta aria compressa dal compressore a bassa pressione 12 al compressore ad alta pressione 14. L'aria altamente compressa viene erogata al combustore 16. Il flusso d'aria dal combustore 16 è incanalato attraverso un ugello di turbina per comandare le turbine 18 e 20, prima che il gas esca dal motore a turbina 10 attraverso un ugello di scarico 24. Come è noto nell'arte, i motori a turbina a gas comprendono ulteriormente ugelli di combustibile (non mostrati) che alimentano combustibile al combustore 16. In operation, air flows through the low pressure compressor 12 which supplies compressed air from the low pressure compressor 12 to the high pressure compressor 14. The highly compressed air is delivered to the combustor 16. The air flow from the combustor 16 is channeled through a turbine nozzle to drive turbines 18 and 20, before the gas exits the turbine engine 10 through an exhaust nozzle 24. As is known in the art, gas turbine engines further comprise fuel nozzles (not shown) which feed fuel to the combustor 16.

La Figura 2 è una vista in sezione trasversale schematica laterale di una forma di realizzazione esemplificativa di un ugello di combustibile 50 che può essere utilizzato con il motore a turbina a gas 10. L'ugello di combustibile 50 comprende un circuito di combustibile pilota 52, un circuito di combustibile primario 54, e un circuito di vapore 56. Il circuito di combustibile pilota 52 eroga combustibile pilota attraverso il centro dell'ugello 50 alla estremità 58 dell'ugello 50 durante le operazioni di avviamento e folle. L'estremità 58 è configurata a scaricare combustibile pilota nel combustore 16 (mostrato in Figura 1) del motore a turbina a gas 10. Il circuito di combustibile primario 54 e il circuito di vapore 56 sono posizionati radialmente verso l'esterno da, e circonf erenzialmente attorno, al circuito di combustibile pilota 52. Il circuito di combustibile primario 54 e il circuito di vapore 56 erogano combustibile primario e vapore, rispettivamente, al combustore 16 attraverso l'estremità dell'ugello 58. Più specificatamente, il combustibile primario e il vapore sono ciascuno scaricati attraverso l'estremità dell'ugello 58 in una zona di combustione definita a valle dall'ugello 50 entro il combustore 16. Figure 2 is a schematic side cross-sectional view of an exemplary embodiment of a fuel nozzle 50 that can be used with the gas turbine engine 10. The fuel nozzle 50 includes a pilot fuel circuit 52, a primary fuel circuit 54, and a steam circuit 56. The pilot fuel circuit 52 delivers pilot fuel through the center of the nozzle 50 to the end 58 of the nozzle 50 during starting and idle operations. The end 58 is configured to discharge pilot fuel into the combustor 16 (shown in Figure 1) of the gas turbine engine 10. The primary fuel circuit 54 and the steam circuit 56 are positioned radially outward from, and circum essentially around the pilot fuel circuit 52. The primary fuel circuit 54 and the steam circuit 56 deliver primary fuel and steam, respectively, to the combustor 16 through the end of the nozzle 58. More specifically, the primary fuel and the steam are each discharged through the end of the nozzle 58 into a combustion zone defined downstream from the nozzle 50 within the combustor 16.

La Figura 3 è una vista frontale di una punta di ugello di combustibile esemplificativa 100 che può essere utilizzata con l'ugello di combustibile 50 per iniettare fluidi nel motore a turbina a gas 10; la Figura 4 è una vista prospettica della punta di ugello di combustibile 100; e la Figura 5 è una vista in sezione della punta di ugello di combustibile 100. Nella forma di realizzazione esemplificativa, la punta di ugello 100 comprende una linea di mezzeria CLche si estende attraverso la punta di ugello 100 e un raggio esterno Ri misurato dalla linea di mezzeria CL. Inoltre, nella forma di realizzazione esemplificativa, la punta di ugello di combustibile 100 comprende anche una pluralità di uscite di combustibile pilota 102, una pluralità di uscite di combustibile primario 104, e una pluralità di uscite di vapore 106. Le uscite di combustibile pilota 102 sono distanziate circonferenzialmente attorno, e radialmente verso l'esterno da, un centro 110 della punta di ugello di combustibile 100. Più specificatamente, le uscite di combustibile pilota 102 sono distanziate circonferenzialmente attorno alla punta di ugello 100 ad una distanza radiale R2misurata dalla linea di mezzeria CL. Figure 3 is a front view of an exemplary fuel nozzle tip 100 that can be used with the fuel nozzle 50 to inject fluids into the gas turbine engine 10; Figure 4 is a perspective view of the fuel nozzle tip 100; and Figure 5 is a sectional view of the fuel nozzle tip 100. In the exemplary embodiment, the nozzle tip 100 includes a centerline CL extending through the nozzle tip 100 and an outer radius Ri measured from the line center line CL. Further, in the exemplary embodiment, the fuel nozzle tip 100 also includes a plurality of pilot fuel outlets 102, a plurality of primary fuel outlets 104, and a plurality of steam outlets 106. The pilot fuel outlets 102 are spaced circumferentially around, and radially outwardly from, a center 110 of the fuel nozzle tip 100. More specifically, the pilot fuel outlets 102 are spaced circumferentially around the nozzle tip 100 at a radial distance R2 measured from the fuel line. center line CL.

Le uscite di combustibile pilota 102 sono ciascuna orientata obliquamente rispetto alla linea di mezzeria CL, in modo tale che il combustibile pilota scaricato dalle uscite 102 è espulso verso l'esterno dalla punta 100 secondo un angolo obliquo θι rispetto alla linea di mezzeria CLlungo un percorso di scarico Pi. In una forma di realizzazione, l'angolo θι è approssimativamente quindici gradi. Nella forma di realizzazione esemplificativa, la punta di ugello 100 comprende quattro uscite di combustibile pilota 102. In forme di realizzazione alternative, la punta di ugello 100 comprende più o meno quindi quattro uscite di combustibile pilota 102. Come sarà apprezzato da una persona di ordinaria esperienza nell'arte, il numero di uscite di combustibile pilota 102 e l'angolo di scarico θι variano a seconda della applicazione della punta di ugello di combustibile 100. The pilot fuel outlets 102 are each oriented obliquely to the centerline CL, so that the pilot fuel discharged from the outlets 102 is ejected outwardly from the tip 100 at an oblique angle θι to the centerline CL along a path Pi exhaust. In one embodiment, the angle θι is approximately fifteen degrees. In the exemplary embodiment, the nozzle tip 100 includes four pilot fuel outlets 102. In alternative embodiments, the nozzle tip 100 then more or less comprises four pilot fuel outlets 102. As will be appreciated by an ordinary person experience in the art, the number of pilot fuel outlets 102 and the discharge angle θι vary depending on the application of the fuel nozzle tip 100.

Le uscite di combustibile primario 104 e le uscite di vapore 106 sono distanziate circonferenzialmente attorno, e radialmente verso l'esterno, dalle uscite di combustibile pilota 102. Specificatamente, le uscite di combustibile primario 104 e le uscite di vapore 106 sono distanziate ad una distanza radiale R3misurata dalla linea di mezzeria CL. Nella forma di realizzazione esemplificativa, la distanza radiale R3è maggiore della distanza radiale R2. Le uscite di combustibile primario 104 e le uscite di vapore 106 sono orientate in modo tale che ciascuna uscita di combustibile primario 104 è posizionata tra una coppia circonferenzialmente adiacente di uscite di vapore 106. Di conseguenza, le uscite 104 e 106 sono circonferenzialmente allineate l'una rispetto all'altra. Come sarà apprezzato da una persona di ordinaria esperienza nell'arte, il numero di uscite di combustibile primario 104 e il numero di uscite di vapore 106 varia a seconda della applicazione della punta di ugello di combustibile 100. The primary fuel outlets 104 and the steam outlets 106 are spaced circumferentially around, and radially outwardly, from the pilot fuel outlets 102. Specifically, the primary fuel outlets 104 and the steam outlets 106 are spaced apart at a distance radial R3 measured from the centerline CL. In the exemplary embodiment, the radial distance R3 is greater than the radial distance R2. Primary fuel outlets 104 and steam outlets 106 are oriented such that each primary fuel outlet 104 is positioned between a circumferentially adjacent pair of vapor outlets 106. Consequently, outlets 104 and 106 are circumferentially aligned with each other. one over the other. As will be appreciated by one of ordinary skill in the art, the number of primary fuel outlets 104 and the number of vapor outlets 106 varies depending on the application of the fuel nozzle tip 100.

Nella forma di realizzazione esemplificativa, le uscite di combustibile primario 104 sono orientate obliquamente rispetto alla linea di mezzeria CL. Quindi, il combustibile primario scaricato dalle uscite 104 è espulso verso l'esterno dalla punta 100 secondo un angolo obliquo θ2rispetto alla linea di mezzeria CLlungo un percorso di scarico P2e verso le uscite di vapore 106. In una forma di realizzazione, l'angolo θ2è approssimativamente quindici gradi; comunque, l'angolo θ2può essere qualsiasi angolo adatto per funzionare come qui descritto. Ulteriormente, nella forma di realizzazione esemplificativa, le uscite di vapore 106 sono anch'esse orientate obliquamente rispetto alla linea di mezzeria CL. Quindi, il vapore scaricato dalle uscite 106 viene espulso circonferenzialmente verso l'esterno dalla punta 100 secondo un angolo obliquo Θ3rispetto alla linea di mezzeria CLlungo un percorso di scarico P3e verso le uscite di combustibile primario 104. In una forma di realizzazione, l'angolo Θ3è approssimativamente quindici gradi; comunque, l'angolo θ3può essere qualunque angolo adatto per funzionare come qui descritto. Di conseguenza, il vapore scaricato dalle uscite di vapore 106 e il combustibile primario scaricato dalle uscite di combustibile primario 104 sono facilitati ad essere miscelati e turbinati insieme mediante lo scarico dalla punta di ugello 100. In the exemplary embodiment, the primary fuel outlets 104 are oriented obliquely with respect to the centerline CL. Then, the primary fuel discharged from the outlets 104 is ejected outwardly from the tip 100 at an oblique angle θ2 with respect to the centerline CL along an exhaust path P2e to the steam outlets 106. In one embodiment, the angle θ2 is approximately fifteen degrees; however, the angle θ2 can be any angle suitable to function as described here. Further, in the exemplary embodiment, the steam outlets 106 are also oriented obliquely with respect to the centerline CL. Then, the steam discharged from the outlets 106 is expelled circumferentially outward from the tip 100 at an oblique angle Θ3 to the centerline CL along a discharge path P3e to the primary fuel outlets 104. In one embodiment, the angle Θ3 is approximately fifteen degrees; however, the angle θ3 can be any angle suitable to function as described here. Accordingly, the steam discharged from the steam outlets 106 and the primary fuel discharged from the primary fuel outlets 104 are facilitated to be mixed and swirled together by the exhaust from the nozzle tip 100.

Durante il funzionamento, le uscite pilota 102 scaricano il combustibile pilota nel combustore 16 durante le operazioni di avviamento, o folle del motore a turbina a gas 10. Quando è richiesta potenza aggiuntiva, le uscite di combustibile primario 104 e le uscite di vapore 106 scaricano sia il combustibile primario che rispettivamente il vapore, in una zona di combustione definita nel combustore 16. Più specificatamente, il combustibile primario e il vapore sono scaricati dalla punta di ugello di combustibile 100 secondo gli angoli di scarico θ2e rispettivamente Θ3, in modo tale che il movimento a turbina e la miscelazione del combustibile primario e del vapore sono migliorati quando i costituenti sono scaricati dalla punta di ugello 100. Ulteriormente, una resistenza del movimento a turbina è aumentata per facilitare la trazione di una zona di ricircolazione generata a valle dalla punta di ugello 100 più vicino verso il centro della punta di ugello 110. During operation, the pilot outlets 102 discharge the pilot fuel into the combustor 16 during the starting, or idle, operations of the gas turbine engine 10. When additional power is required, the primary fuel outlets 104 and the steam outlets 106 discharge both the primary fuel and the steam respectively, in a combustion zone defined in the combustor 16. More specifically, the primary fuel and the steam are discharged from the fuel nozzle tip 100 at the discharge angles θ2 and Θ3 respectively, so that turbine motion and mixing of primary fuel and steam are enhanced as constituents are discharged from nozzle tip 100. Further, a resistance of turbine motion is increased to facilitate pulling of a recirculation zone generated downstream from the tip. of nozzle 100 closer towards the center of the nozzle tip 110.

Quindi, la miscelazione migliorata di gas e vapore facilita il combustore 16 che genera emissioni più basse senza limitare la sua capacità di soddisfare standard di emissioni nazionali e internazionali. Specificatamente, la miscela di combustibile vapore che esce dalla punta di ugello 100 realizza una distribuzione di combustibile più uniforme, in modo tale che una fiamma di emissioni più bassa, più stabile può avvenire, facilitando quindi la riduzione dei livelli di ossido di carbonio emesso dal motore a turbina 10. Hence, the improved blending of gas and steam facilitates the combustor 16 which generates lower emissions without limiting its ability to meet national and international emission standards. Specifically, the mixture of fuel-vapor exiting the nozzle tip 100 realizes a more uniform distribution of fuel, so that a lower, more stable emission flame can occur, thereby facilitating the reduction of the levels of carbon monoxide emitted by the turbine engine 10.

In una forma di realizzazione, è realizzato un metodo di azionamento di un motore a turbina a gas. Il metodo comprende scaricare combustibile pilota in una camera di combustione da un ugello attraverso almeno una uscita di combustibile pilota definita in una punta dell'ugello, scaricare vapore dall'ugello attraverso una pluralità di uscite di vapore che sono distanziate circonferenzialmente attorno alla pluralità di uscite di combustibile pilota, e scaricare combustibile primario dall'ugello attraverso una pluralità di uscite di combustibile primario che sono circonferenzialmente allineate con la pluralità di uscite di vapore. Per facilitare la miscelazione del combustibile primario con il vapore, il combustibile primario è scaricato dalla punta dell'ugello secondo un angolo obliquo rispetto ad una linea di mezzeria che si estende attraverso la punta dell'ugello. In one embodiment, a method of driving a gas turbine engine is realized. The method comprises discharging pilot fuel into a combustion chamber from a nozzle through at least one pilot fuel outlet defined in a tip of the nozzle, discharging steam from the nozzle through a plurality of vapor outlets which are spaced circumferentially around the plurality of outlets pilot fuel, and discharging primary fuel from the nozzle through a plurality of primary fuel outlets which are circumferentially aligned with the plurality of steam outlets. To facilitate mixing of the primary fuel with the steam, the primary fuel is discharged from the nozzle tip at an oblique angle to a centerline extending through the nozzle tip.

Come qui utilizzato, un elemento o fase indicato al singolare e continuato con la parola "uno" o "una" dovrebbe essere compreso così da non escludere più detti elementi o fasi, senza che tale esclusione sia esplicitamente indicata. Ulteriormente, riferimenti a "una forma di realizzazione" della presente invenzione non sono destinati ad essere interpretati così da escludere l'esistenza di forme di realizzazione aggiuntive che incorporano anch'esse le caratteristiche indicate. As used herein, an element or phase indicated in the singular and continued with the word "one" or "a" should be understood so as to no longer exclude said elements or phases, without such exclusion being explicitly indicated. Further, references to "an embodiment" of the present invention are not intended to be interpreted so as to exclude the existence of additional embodiments which also incorporate the indicated features.

La punta di ugello di combustibile sopra descritta per un motore a turbina a gas facilita la realizzazione di un motore che è capace di soddisfare standard di emissioni. La punta di ugello di combustibile comprende uscite di combustibile primario e uscite di vapore distanziate circonferenzialmente che scaricano combustibile primario e vapore da esse secondo angoli che facilitano il movimento a turbina e la miscelazione migliorati del vapore e del combustibile. Quale risultato, una zona di ricercolazione è generata più vicino al centro del combustore in modo tale che una fiamma più stabile può verificarsi e in modo tale che emissioni più basse sono generate. Quindi, la punta di ugello sopra descritta facilita la miscelazione di vapore e combustibile migliorata, ed emissioni di ossido di carbonio ridotte in una maniera affidabile e di costo vantaggioso. The fuel nozzle tip described above for a gas turbine engine facilitates the construction of an engine that is capable of meeting emissions standards. The fuel nozzle tip includes primary fuel outlets and circumferentially spaced steam outlets that discharge primary fuel and steam therefrom at angles that facilitate improved turbine movement and mixing of steam and fuel. As a result, a search zone is generated closer to the center of the combustor such that a more stable flame can occur and such that lower emissions are generated. Thus, the nozzle tip described above facilitates the mixing of steam and improved fuel, and reduced carbon monoxide emissions in a reliable and cost-effective manner.

Sebbene i metodi ed i sistemi qui descritti siano descritti nel contesto di alimentare combustibile ad un motore a turbina a gas, è compreso che i metodi e sistemi di punta di ugello di combustibile qui descritti non sono limitati a motori a turbina a gas. Similmente, i componenti della punta di ugello di combustibile illustrati non sono limitati alle forme di realizzazione specifiche qui descritte, ma piuttosto, i componenti della punta di ugello di combustibile possono essere utilizzati indipendentemente e separati da altri componenti qui descritti. Although the methods and systems disclosed herein are described in the context of supplying fuel to a gas turbine engine, it is understood that the fuel nozzle tip methods and systems disclosed herein are not limited to gas turbine engines. Similarly, the illustrated fuel nozzle tip components are not limited to the specific embodiments described herein, but rather, the fuel nozzle tip components can be used independently and separate from other components described herein.

Mentre l'invenzione è stata descritta in termini di varie forme di realizzazione specifiche, quelli esperti nell'arte riconosceranno che l'invenzione può essere messa in pratica con una modifica entro lo spirito e lo scopo delle rivendicazioni. While the invention has been described in terms of various specific embodiments, those skilled in the art will recognize that the invention can be practiced with a modification within the spirit and scope of the claims.

Claims

CLAIMS 1. Nozzle tip (100) for a turbine engine fuel nozzle (50), said nozzle tip comprising: an annular body having a centerline extending across said annular body comprising: at least one pilot fuel outlet (102) configured to discharge pilot fuel only from said nozzle tip; a plurality of steam outlets (106) configured to discharge steam from said nozzle tip, said plurality of steam outlets spaced circumferentially around said at least one pilot fuel outlet; And a plurality of primary fuel outlets (104) configured to discharge primary fuel from said nozzle tip, said plurality of primary fuel outlets circumferentially aligned with said plurality of steam outlets, said plurality of primary fuel outlets configured to discharge primary fuel according to a first oblique angle with respect to the center line to facilitate the mixing of the primary fuel with the steam.

2. Nozzle tip (100) as mentioned in claim 1 wherein said plurality of primary fuel outlets (104) are configured to discharge primary fuel from said nozzle tip at a discharge angle of approximately fifteen degrees relative to the discharge line. center line.

3. Nozzle tip (100) as mentioned in claim 1 wherein said plurality of steam outlets (106) are configured to discharge steam at a second oblique angle to the centerline to facilitate turbine movement of the primary fuel and the steam.

4. Nozzle tip (100) as mentioned in claim 3 wherein said plurality of steam outlets (106) are configured to discharge steam at a discharge angle of approximately fifteen degrees relative to the centerline.

5. Nozzle tip (100) as mentioned in claim 1 wherein said at least one pilot fuel outlet (102) is configured to discharge pilot fuel from said nozzle tip at a third oblique angle to the centerline.

6. Nozzle tip (100) as mentioned in claim 5 wherein said at least one pilot fuel outlet (102) is configured to discharge pilot fuel at a discharge angle of approximately fifteen degrees relative to the centerline.

7. Nozzle tip (100) as mentioned in claim 1 wherein said at least one pilot fuel outlet (102) is positioned at a first measured radial distance from the centerline and said plurality of steam and primary fuel outlets ( 10e, 106) are positioned at a second radial distance measured from the centerline which is longer than the first radial distance.

8. Gas turbine engine (10) comprising: a combustor (16); And a fuel nozzle (50) for injecting fluids into said combustor, said nozzle comprising: a nozzle tip (100) comprising an annular body having a centerline, said nozzle tip in flow communication with said combustor, said nozzle tip further comprising: at least one pilot fuel outlet (102) configured to discharge pilot fuel only from said nozzle tip; a plurality of steam outlets (106) configured to discharge steam from said nozzle tip, said plurality of steam outlets spaced circumferentially around said at least one pilot fuel outlet; And a plurality of primary fuel outlets (104) configured to discharge primary fuel from said nozzle tip, said plurality of primary fuel outlets circumferentially aligned with said plurality of steam outlets, said plurality of primary fuel outlets configured to discharge primary fuel according to a first oblique angle with respect to the center line to facilitate the mixing of the primary fuel with the steam.

Gas turbine engine (10) as mentioned in claim 8 wherein said plurality of primary fuel outlets (104) are configured to discharge primary fuel from said nozzle tip (100) at an exhaust angle of approximately fifteen degrees from the centerline.

Gas turbine engine (10) as mentioned in claim 8 wherein said plurality of steam outlets (106) are configured to discharge steam at a second oblique angle to the centerline to facilitate turbine movement of the primary fuel and steam.