KR20190104900A - 가스 터빈 엔진용 연료 분사기 조립체 - Google Patents

가스 터빈 엔진용 연료 분사기 조립체 Download PDF

Info

Publication number
KR20190104900A
KR20190104900A KR1020190023149A KR20190023149A KR20190104900A KR 20190104900 A KR20190104900 A KR 20190104900A KR 1020190023149 A KR1020190023149 A KR 1020190023149A KR 20190023149 A KR20190023149 A KR 20190023149A KR 20190104900 A KR20190104900 A KR 20190104900A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
fuel
air inlet
central body
outer sleeve
fuel injection
Prior art date
Application number
KR1020190023149A
Other languages
English (en)
Other versions
KR102201125B1 (ko
Inventor
그레고리 알렌 보드맨
프라디프 나이크
제이콥 포스터
케디야 비샬 산제이
Original Assignee
제네럴 일렉트릭 컴퍼니
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 제네럴 일렉트릭 컴퍼니 filed Critical 제네럴 일렉트릭 컴퍼니
Publication of KR20190104900A publication Critical patent/KR20190104900A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR102201125B1 publication Critical patent/KR102201125B1/ko

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D14/00—Burners for combustion of a gas, e.g. of a gas stored under pressure as a liquid
    • F23D14/46—Details, e.g. noise reduction means
    • F23D14/62—Mixing devices; Mixing tubes
    • F23D14/64—Mixing devices; Mixing tubes with injectors
    • 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
    • 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
    • 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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • 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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • 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
    • 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)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)

Abstract

본 개시는, 중앙 본체(110)를 통해 실질적으로 반경 방향으로 형성된 공기 유입 개구(115)를 획정하는 중앙 본체(110); 중앙 본체(110)를 둘러싸는 외부 슬리브(120); 및 중앙 본체(110) 및 외부 슬리브(120)에 결합되는 단부벽(130)을 포함하는 연료 분사기(100)에 관한 것이다. 외부 슬리브(120)는 중앙 본체(110)에 있는 공기 유입 개구(115)의 반경 방향 외측으로 형성된, 반경 방향으로 배향된 제1 공기 유입 포트(121)를 획정한다. 외부 슬리브(120)와 중앙 본체(110) 사이에 혼합 통로(105)가 획정된다. 제1 연료 분사 포트(131)는 단부벽(130)을 통해 실질적으로 축방향으로 혼합 통로(105)에 대해 획정된다. 제1 연료 분사 포트(131)는 외부 슬리브(120)에 있는 제1 공기 유입 포트(121)와 중앙 본체(110)에 있는 공기 유입 개구(115) 사이의 혼합 통로(105)에 제1 연료 분사 개구(133)를 획정한다.

Description

가스 터빈 엔진용 연료 분사기 조립체{FUEL INJECTOR ASSEMBLY FOR GAS TURBINE ENGINE}
본 발명의 주제는 전반적으로 가스 터빈 엔진 연소 조립체에 관한 것이다. 보다 상세히는, 본 발명의 주제는 가스 터빈 엔진 연소기용 예혼합 연료 노즐 조립체에 관한 것이다.
항공기 및 산업용 가스 터빈 엔진은 연료를 연소시켜 엔진 사이클에 에너지를 입력하는 연소기를 포함한다. 통상적인 연소기는 하나 이상의 연료 노즐을 통합하며, 연료 노즐의 기능은 액체 또는 가스 연료를 분무화 및 연소될 수 있도록 공기 유동 스트림에 도입하는 것이다. 일반적인 가스 터빈 엔진 연소 설계 기준은 일산화탄소, 이산화탄소, 아산화질소, 및 미연소 탄화수소와 같은 배출물을 최소화하면서 고에너지 연소를 생성하도록 연료와 공기의 혼합 및 연소를 최적화하는 것 뿐만 아니라, 부분적으로 연소 중에 압력 진동으로 인한 연소 톤(combustion tone)을 최소화하는 것을 포함한다.
그러나, 일반적인 가스 터빈 엔진 연소 설계 기준은 흔히 해결되어야 하는 상충되고 부정적인 결과를 초래한다. 예를 들어, 고에너지 연소를 초래하는 공지된 해법은 연료-공기 혼합 및 분무화를 개선하기 위해 연료 인젝터와 직렬로 조합하여 축방향으로 배향된 베인 또는 선회기(swirler)를 통합하는 것이다. 그러나, 그러한 직렬 조합은 1차 연소 구역 체류 시간을 증가시키거나 더 긴 화염을 생성할 수 있는 큰 연소 소용돌이 또는 더 긴 화염을 일으킬 수 있다. 그러한 연소 소용돌이는, 증가된 음압 동역학 또는 진동(즉, 연소 톤), 증가된 희박 블로아웃(LBO; lean blow-out) 위험, 또는 증가된 소음과 같은 연소 불안정성을 유도하거나, 원주 방향으로 국부화된 핫 스폿(즉, 하류 터빈 섹션을 손상시킬 수 있는 원주 방향으로 비대칭인 온도 프로파일)을 유발하거나, 또는 연소 섹션 또는 전체 가스 터빈 엔진에 구조적 손상을 유발할 수 있다.
또한, 큰 연소 소용돌이 또는 더 긴 화염은 연소기 섹션의 길이를 증가시킬 수 있다. 연소기의 길이를 증가시키면 일반적으로 가스 터빈 엔진의 길이가 증가되거나 가스 터빈 엔진의 다른 구성요소을 위한 설계 공간이 제거된다. 그러한 가스 터빈 엔진 길이의 증가는 일반적으로, 예를 들어 항공기 가스 터빈 엔진의 중량 및 패키징을 증가시켜 가스 터빈 엔진의 연료 효율 및 성능을 감소시킴으로써 일반적인 가스 터빈 엔진 설계 기준에 불리하다.
따라서, 배출물, 연소 불안정성, 구조적 마모 및 성능 저하를 최소화하고, 연소기 크기를 유지하거나 감소시키면서, 고에너지 연소를 초래할 수 있는 연료 분사기 조립체에 대한 필요성이 존재한다.
본 발명의 양태 및 이점은 다음의 설명에서 부분적으로 설명되거나, 설명으로부터 명백할 수 있거나, 본 발명의 실시를 통해 습득될 수도 있다.
본 개시는, 중앙 본체를 통해 실질적으로 반경 방향으로 형성된 공기 유입 개구를 획정하는 중앙 본체; 중앙 본체를 둘러싸는 외부 슬리브; 및 중앙 본체 및 외부 슬리브에 결합되는 단부벽을 포함하는 연료 분사기에 관한 것이다. 외부 슬리브는 중앙 본체에 있는 공기 유입 개구의 반경 방향 외측으로 형성된, 반경 방향으로 배향된 제1 공기 유입 포트를 획정한다. 외부 슬리브와 중앙 본체 사이에 혼합 통로가 획정된다. 제1 연료 분사 포트는 단부벽을 통해 실질적으로 축방향으로 혼합 통로에 대해 획정된다. 제1 연료 분사 포트는 외부 슬리브에 있는 제1 공기 유입 포트와 중앙 본체에 있는 공기 유입 개구 사이의 혼합 통로에 제1 연료 분사 개구를 획정한다.
다양한 실시예에서, 중앙 본체는 실질적으로 중공형의 냉각 캐비티를 획정하고, 산화제의 유동이 냉각 캐비티를 통해 유동 가능하게 된다. 일 실시예에서, 중앙 본체는 중앙 본체 내에서 반경 방향으로 연장된 제1 내부 반경 방향 벽을 획정한다. 제1 내부 반경 방향 벽은 이 벽을 통해 충격 개구를 획정하여 산화제가 제1 내부 반경 방향 벽을 통해 유동하게 한다. 한층 다양한 실시예에서, 중앙 본체는 중앙 본체 내에서 반경 방향으로 연장된 제2 내부 반경 방향 벽을 획정한다. 제2 내부 반경 방향 벽은 이 벽을 통해 냉각 개구를 획정한다. 일 실시예에서, 제2 내부 반경 방향 벽은 축방향을 따라 연료 분사기의 상류 단부를 향해 돌출된 상태로 형성된다.
다양한 실시예에서, 단부벽은 제1 전방면을 획정한다. 제1 전방면은 하류 단부로부터 상류 단부로 예각을 획정한다. 일 실시예에서, 제1 전방면은 또한 중앙 본체를 통해 획정된 공기 유입 개구를 통해 적어도 부분적으로 획정된다. 일 실시예에서, 제1 전방면 및 공기 유입 개구는 함께 연료 분사기 중심선에 대해 약 15도 내지 약 85도의 예각을 획정한다.
한층 다양한 실시예에서, 외부 슬리브는 또한 제1 공기 유입 포트의 상류에 제2 공기 유입 포트를 획정한다. 일 실시예에서, 제2 공기 유입 포트는 단부벽을 통해 인접한 원주 방향 배열로 획정된 복수의 제1 연료 분사 포트들 사이에 원주 방향으로 배치된다.
일 실시예에서, 외부 슬리브는 연료 분사기 중심선에 실질적으로 동심인 홈을 획정하는 후미벽에 결합된다.
다양한 실시예에서, 제2 연료 분사 포트가 제1 연료 분사 포트의 반경 방향 내측으로 단부벽을 통해 획정된다. 제2 연료 분사 포트는 단부벽을 통해 실질적으로 축방향으로 혼합 통로에 대해 획정된다. 일 실시예에서, 제2 연료 분사 포트는 제1 연료 분사 포트와 공기 유입 개구 사이에서 반경 방향으로 획정된다. 다른 실시예에서, 제2 연료 분사 포트는 제1 연료 분사 포트의 반경 방향 내측으로 획정된다.
한층 다양한 실시예에서, 단부벽은 또한 외부 슬리브를 통해 획정된 제1 공기 유입 포트를 통해 적어도 부분적으로 획정된다. 일 실시예에서, 제2 전방면 및 제1 공기 유입 개구는 함께 연료 분사기 중심선에 대해 약 95도 내지 약 165도의 예각을 획정한다.
일 실시예에서, 제1 공기 유입 포트, 제2 공기 유입 포트, 또는 공기 유입 개구 중 하나 이상의 내측에서 전방 단부로부터 후미 단부까지 가변 필릿(variable fillet)이 획정된다.
다른 실시예에서, 제1 공기 유입 포트는 제1 연료 분사 개구와 실질적으로 원주 방향으로 정렬되도록 외부 슬리브를 통해 획정된다.
다양한 실시예에서, 단부벽은 또한 각각의 제1 연료 분사 포트를 둘러싸는 실질적으로 원추형 부분을 획정한다. 일 실시예에서, 단부벽의 원추형 부분은 또한 단부벽을 통해 획정된 제2 연료 분사 포트를 둘러싼다.
일 실시예에서, 외부 슬리브는 또한 제1 연료 분사 포트의 반경 방향 외측으로 배치된 공기 캐비티를 획정한다.
본 발명의 이들 및 기타 특징, 양태 및 이점은 아래의 설명 및 첨부된 청구범위를 참조하여 더 잘 이해 될 것이다. 본 명세서에 포함되어 그 일부를 구성하는 첨부 도면은 본 발명의 실시예를 예시하고, 그 설명과 함께 본 발명의 원리를 설명하는 역할을 한다.
당해 기술 분야의 숙련자에 대한 본 개시의 최상의 모드를 비롯한 본 발명의 완전하고 가능한 개시는 첨부된 도면을 참조하는 명세서에 기재되어 있다.
도 1은 연료 분사기와 연료 노즐 조립체의 예시적인 실시예를 통합한 예시적인 가스 터빈 엔진의 개략적인 단면도이다.
도 2는 도 1에 도시된 예시적인 엔진의 연소기 조립체의 예시적인 실시예의 축방향 단면도이다.
도 3은 도 2에 도시된 연소기 조립체용 연료 분사기의 예시적인 실시예의 사시도이다.
도 4는 도 3에 도시된 연료 분사기의 예시적인 실시예의 단면도이다.
도 5는 섹션 5-5를 따라 취한 도 3에 도시된 연료 분사기의 예시적인 실시예의 다른 단면 사시도이다.
도 6은 도 2에 도시된 연료 분사기의 예시적인 실시예의 절취 사시도이다.
도 7은 도 2에 도시된 복수의 예시적인 연료 분사기를 포함하는 예시적인 연료 노즐의 사시도이다.
도 8은 도 7에 도시된 예시적인 연료 노즐의 단부벽의 절취 사시도이다.
본 명세서 및 도면에서 참조 부호들의 반복적인 사용은 본 발명의 동일한 또는 유사한 피쳐 또는 요소를 나타내는 것으로 의도된다.
이제, 하나 이상의 예가 도면에 예시되어 있는 본 발명의 실시예에 대한 참조가 상세하게 이루어질 것이다. 각각의 예는 본 발명의 설명을 위해 제공되고, 본 발명을 제한하는 것은 아니다. 사실상, 본 발명의 범위 또는 사상으로부터 벗어남이 없이 다양한 수정 및 변경이 본 발명에서 이루어질 수 있다는 것은 당업자에게 명백할 것이다. 예컨대, 일 실시예의 일부로서 예시되거나 기술된 특징은 다른 실시예와 함께 사용되어 또 다른 실시예를 안출할 수 있다. 따라서, 본 발명은 첨부된 청구범위 및 그 균등물의 범주 내에 있다면 그러한 수정 및 변경을 포함하는 것으로 의도된다.
본 명세서에 사용되는 바와 같이, "제1", "제2", 및 "제3"이라는 용어는 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하기 위해 상호 교환 가능하게 사용될 수 있고 개별적인 구성요소들의 위치 또는 중요도를 의미하도록 의도되지 않는다.
"상류" 및 "하류"라는 용어는 유체 경로에서 유체 유동에 관한 상대적 방향을 나타낸다. 예컨대, "상류"는 유체가 흘러나오는 방향을 나타내고, "하류"는 유체가 흘러가는 방향을 나타낸다.
본 명세서에서 사용되는 바와 같이, 공기 및 산화제는 액체 또는 기체 연료와 혼합 및 연소하기에 적합한 공기 또는 임의의 다른 산화제를 포함하도록 상호 교환 가능하게 사용될 수 있다.
배출물, 연소 톤, 구조적 마모 및 성능 저하를 최소화하고, 연소기 크기를 유지하거나 감소시키면서, 고에너지 연소를 초래할 수 있는, 가스 터빈 엔진용 대향 제트 공기 블라스트 분무화 연료 분사기 조립체의 실시예가 일반적으로 제공된다. 일 실시예에서, 제1 공기 유입 포트와 공기 유입 개구 사이에 반경 방향으로 배치된 제1 연료 분사 포트는 액체 및/또는 기체 연료와 혼합되는 공기 유동의 높은 난류를 생성한다. 또한, 제1 연료 분사 포트를 제1 공기 유입 포트와 공기 유입 개구 사이에 반경 방향으로 배치하면, 연료-산화제 혼합 통로의 중앙에 연료를 유지하는 데에 도움이 되어, 외측 슬리브 및 중앙 본체의 둘레 벽이 습윤되는 것을 방지한다.
가스 터빈 엔진용 연료 노즐 조립체를 형성하는 복수의 연료 분사기들은, 배출물 아웃풋을 유지하거나 감소하면서, 고온의 1차 연소 구역 온도에서 콤팩트한 비-소용돌이형 또는 저-소용돌이형 예혼합 화염을 제공하여 보다 짧은 화염 길이로 보다 높은 에너지의 연소를 초래할 수 있다. 또한, 비-소용돌이형 또는 저-소용돌이형 예혼합 화염은 보다 큰 화염에서의 파손 또는 비정상에 의해 야기될 수 있는 연소기 불안정성(예를 들어, 연소 톤, LBO, 핫 스폿)을 완화시킬 수 있다.
특정 실시예에서, 연료 노즐 조립체에 포함된 복수의 연료 분사기는 연소기 조립체의 원주 방향 프로파일 뿐만 아니라 반경 방향 프로파일을 가로질러 보다 미세한 연소 동역학 제어성을 제공할 수 있다. 연소기 어셈블리의 원주 방향 및 반경 방향 프로파일에 대한 연소 동역학 제어성은 핫 스폿을 감소시키거나 제거할 수 있어(즉, 연소기 조립체의 원주를 가로질러 보다 균등한 열 프로파일을 제공할 수 있어) 연소기 및 터빈 섹션의 구조적 수명을 증가시킬 수 있다.
이제 도면을 참조하면, 도 1은 본 개시의 다양한 실시예를 통합할 수 있는 "엔진(10)"으로 본 명세서에서 지칭되는 예시적인 하이 바이패스 터보팬 제트 엔진(10; high by-pass turbofan jet engine)의 개략적인 부분 단면 측면도이다. 터보팬 엔진을 참조하여 이하에서 더 설명되지만, 본 개시는 또한 선박 및 산업용 터빈 엔진과 보조 동력 유닛을 비롯하여 터보제트, 터보프롭 및 터보샤프트 가스 터빈 엔진을 포함하는 터보 기계에 일반적으로 적용 가능하다. 도 1에 도시된 바와 같이, 엔진(10)은 기준 목적으로 엔진을 통해 연장되는 종방향 또는 축방향 중심선 축선(12)을 갖는다. 일반적으로, 엔진(10)은 팬 조립체(14), 및 팬 조립체(14)로부터 하류에 배치된 코어 엔진(16)을 포함할 수 있다.
코어 엔진(16)은 일반적으로 환형 입구(20)를 획정하는 실질적으로 관형인 외부 케이싱(18)을 포함할 수 있다. 외부 케이싱(18)은 부스터 또는 저압(LP) 압축기(22), 고압(HP) 압축기(24), 연소 섹션(26)을 갖는 연소기 섹션과, 고압(HP) 터빈(28), 저압(LP) 터빈(30) 및 제트 배출 노즐 섹션(32)을 포함하는 터빈 섹션을 직렬 유동 관계로 둘러싸거나 적어도 부분적으로 형성한다. 고압(HP) 로터 샤프트(34)는 HP 터빈(28)을 HP 압축기(24)에 구동 가능하게 연결한다. 저압(LP) 로터 샤프트(36)는 LP 터빈(30)을 LP 압축기(22)에 구동 가능하게 연결한다. LP 로터 샤프트(36)는 또한 팬 조립체(14)의 팬 샤프트(38)에 연결될 수 있다. 특정 실시예에서, 도 1에 도시된 바와 같이, LP 로터 샤프트(36)는 간접-구동 또는 기어-구동 구성에서와 같이 감속 기어(40)를 통해 팬 샤프트(38)에 연결될 수 있다. 다른 실시예에서, 엔진(10)은 또한 중간 압력 샤프트로 회전 가능한 중간 압력(IP) 압축기 및 터빈을 포함할 수 있다.
도 1에 도시된 바와 같이, 팬 조립체(14)는 팬 샤프트(38)에 결합되고 팬 샤프트(38)로부터 반경 방향 외측으로 연장되는 복수의 팬 블레이드(42)를 포함한다. 환형 팬 케이싱 또는 나셀(44)은 팬 조립체(14) 및/또는 코어 엔진(16)의 적어도 일부를 원주 방향으로 둘러싼다. 일 실시예에서, 나셀(44)은 복수의 원주 방향으로 이격된 유출 가이드 베인 또는 스트럿(46)에 의해 코어 엔진(16)에 대해 지지될 수 있다. 더욱이, 나셀(44)의 적어도 일부는 코어 엔진(16)의 외측 부분 위에서 연장되어 그 사이에 바이패스 공기 유동 통로(48)를 획정할 수 있다.
도 2는 도 1에 도시된 코어 엔진(16)의 예시적인 연소 섹션(26)의 측단면도이다. 도 2에 도시된 바와 같이, 연소 섹션(26)은 대략적으로 환형 내부 라이너(52), 환형 외부 라이너(54), 및 내부 라이너(52)와 외부 라이너(54) 각각의 상류 단부(58, 60) 사이에서 반경 방향으로 연장되는 벌크 헤드(56)를 갖는 환형 연소기(50)를 포함할 수 있다. 연소 섹션(26)의 다른 실시예에서, 연소 조립체(50)는 캔 또는 캔-환형 타입일 수 있다. 도 2에 도시된 바와 같이, 내부 라이너(52)는 엔진 중심선(12)(도 1)에 대해 외부 라이너(54)로부터 반경 방향으로 이격되어 그 사이에 대체로 환형의 연소 챔버(62)를 형성한다. 특정 실시예에서, 내부 라이너(52) 및/또는 외부 라이너(54)는 금속 합금 또는 세라믹 매트릭스 복합재(CMC) 재료로 적어도 부분적으로 또는 전체적으로 형성될 수 있다.
도 2에 도시된 바와 같이, 내부 라이너(52) 및 외부 라이너(54)는 외부 케이싱(64) 내에 둘러싸일 수 있다. 외부 유동 통로(66)는 내부 라이너(52) 및/또는 외부 라이너(54) 둘레에 획정될 수 있다. 내부 라이너(52) 및 외부 라이너(54)는 벌크 헤드(56)로부터 터빈 노즐 또는 HP 터빈(28)(도 1)에 대한 입구(68)를 향해 연장되어, 연소기 조립체(50)와 HP 터빈(28) 사이에 고온 가스 경로를 적어도 부분적으로 획정할 수 있다. 연료 노즐(200)은 적어도 부분적으로 벌크 헤드(56)를 통해 연장되어 연료-공기 혼합물(143)을 연소 챔버(62)에 제공할 수 있다.
엔진(10)의 작동 중에, 도 1 및 도 2에 집합적으로 도시된 바와 같이, 화살표(74)에 의해 개략적으로 나타낸 공기 체적은 나셀(44) 및/또는 팬 조립체(14)의 관련 입구(76)를 통해 엔진(10)에 들어간다. 공기(74)가 팬 블레이드(42)를 가로질러 통과함에 따라, 화살표(78)에 의해 개략적으로 나타낸 공기의 일부는 바이 패스 공기 유동 통로(48)로 지향되거나 경로 설정되고 화살표(80)에 의해 개략적으로 나타낸 공기의 다른 부분은 LP 압축기(22)로 지향되거나 경로 설정된다. 공기(80)는 LP 압축기(22) 및 HP 압축기(24)를 통해 연소 섹션(26)을 향해 유동함에 따라 점진적으로 압축된다. 도 2에 도시된 바와 같이, 화살표(82)에 의해 개략적으로 나타낸 현재 압축된 공기는 압축기 유출 안내 베인(CEGV; compressor exit guide vane)(67)를 가로질러 그리고 예비 확산기(preiffuser)(65)를 통해 연소 섹션(26)의 확산기 캐비티 또는 헤드 단부 부분(84)으로 유동한다.
예비 확산기(65) 및 CEGV(67)는 압축 공기(82)의 연료 노즐(200) 로의 유동을 조절한다. 압축 공기(82)는 확산기 캐비티(84)를 가압한다. 압축 공기(82)는 연료 노즐(200)에 그리고 연료 노즐(200) 내의 복수의 연료 분사기(100)로 유입되어 연료(71)와 혼합된다. 연료 분사기(100)는, 연료 노즐(200)에서 빠져나가는 최종 연료-공기 혼합물(143)에 소용돌이가 거의 없거나 전혀 없도록 연료 분사기의 어레이 내의 연료(71)와 공기(82)를 예혼합한다. 연료 분사기(100) 내에서 연료(71)와 공기(82)를 예혼합한 후에, 연료-공기 혼합물(143)은 각각의 연료 분사기(100)로부터 안정화된 콤팩트한 관형 화염의 어레이로서 복수의 연료 분사기(100) 각각으로부터 연소된다.
통상적으로, LP 압축기(22) 및 HP 압축기(24)는 연소에 필요한 것보다 더 많은 압축 공기를 확산기 캐비티(84)에 제공한다. 따라서, 화살표[82(a)]에 의해 개략적으로 나타낸 압축 공기(82)의 제2 부분은 연소 이외의 다양한 목적으로 사용될 수 있다. 예를 들어, 도 2에 도시된 바와 같이, 압축 공기[82(a)]는 내부 라이너(52) 및 외부 라이너(54)에 냉각을 제공하도록 외부 유동 통로(66)로 경로 설정될 수 있다. 추가적으로 또는 변형예에서, 압축 공기[82(a)]의 적어도 일부는 확산기 캐비티(84) 밖으로 경로 설정될 수 있다. 예를 들어, 압축 공기[82(a)]의 일부는 HP 터빈(28) 또는 LP 터빈(30) 중 적어도 하나에 냉각 공기를 제공하도록 다양한 유동 통로를 통해 지향될 수 있다.
다시 도 1 및 도 2를 집합적으로 참조하면, 연소실(62)에서 생성된 연소 가스(86)는 연소기 조립체(50)로부터 HP 터빈(28)으로 유동하여 HP 로터 샤프트(34)가 회전되게 함으로써, HP 압축기(24)의 작동을 지원한다. 이때, 도 1에 도시된 바와 같이, 연소 가스(86)는 LP 터빈(30)을 통해 경로 설정되어, LP 로터 샤프트(36)가 회전되게 함으로써, LP 압축기(22)의 작동 및/또는 팬 샤프트(38)의 회전을 지원한다. 이어서, 연소 가스(86)는 추진력(propulsive thrust)을 제공하도록 코어 엔진(16)의 제트 배출 노즐 섹션(32)을 통해 배출된다.
이제, 도 3을 참조하면, 도 1 내지 도 2의 엔진(10)의 연료 노즐(200)의 예시적인 연료 분사기(100)의 사시도가 대략적으로 제공된다. 또한, 도 4를 참조하면, 도 3에 도시된 연료 노즐(200)의 축방향 절취도가 대략적으로 제공된다. 도 3 내지 도 4를 참조하면, 연료 분사기(100)는 중앙 본체(110)를 통해 실질적으로 반경 방향으로 형성된 공기 유입 개구(115)를 획정하는 중앙 본체(110)를 포함한다. 중앙 본체(110)는, 예를 들어 중앙 본체(110) 내에서 축방향(A)을 따라 연장된 냉각 캐비티(113)를 획정하도록 실질적으로 중공형이다.
연료 분사기(100)는 또한 중앙 본체(110)를 둘러싸는 외부 슬리브(120)를 포함한다. 외부 슬리브(120)는 중앙 본체(110) 둘레에서 원주 방향으로 연장되고 축방향(A)을 따라 연장된다. 다양한 실시예에서, 외부 슬리브(120) 및 중앙 본체(110)는 서로에 대해 실질적으로 동심이며, 또한 기준 목적으로 축방향(A)을 따라 관통 연장된 연료 분사기 중심선(90)에 대해 동심이다. 외부 슬리브(120)와 중앙 본체(110)는 함께 외부 슬리브(120)와 중앙 본체(110) 사이에서 축방향(A)을 따라 연장된 연료-산화제 혼합 통로(105)를 획정한다. 연료 분사기(100)의 외부 슬리브(120)는 또한 중앙 본체(110)에 있는 공기 유입 개구(115)로부터 연료 분사기 중심선(90)으로부터 연장된 반경 방향(R)을 따라 외측을 향해 형성된 제1 공기 유입 포트(121)를 획정한다.
연료 분사기(100)는 또한 중앙 본체(110) 및 외부 슬리브(120)에 결합된 단부벽(130)을 포함한다. 제1 연료 분사 포트(131)는 단부벽(130)을 통해 실질적으로 축방향(A)을 따라 혼합 통로(105)에 대해 획정된다. 제1 연료 분사 포트(131)는 외부 슬리브(120)에 있는 제1 공기 유입 포트(121)와 중앙 본체(110)에 있는 공기 유입 개구(115) 사이의 혼합 통로(105)에 제1 연료 분사 개구(133)를 획정한다.
단부벽(130)은 상류 단부(99)로부터 하류 단부(98)까지 연료 분사기 중심선(90)에 대해 예각으로 연장되는 제1 전방면(135)을 획정한다. 제1 전방면(135)은 중앙 본체(110)를 통해 획정된 공기 유입 개구(115)를 통해 적어도 부분적으로 획정된다. 이와 같이, 다양한 실시예에서, 공기 유입 개구(115)는 중앙 본체(110) 및/또는 단부벽(130)을 통해 적어도 부분적으로 획정된다. 일 실시예에서, 제1 전방면(135) 및 공기 유입 개구(115)는 함께 연료 분사기 중심선(90)에 대해 약 15도 내지 약 85도(포함)의 예각[기준 각도(91)로 개략적으로 도시됨]을 획정한다. 다른 실시예에서, 제1 전방면(135)과 공기 유입 개구(115)는 함께 약 45도, 또는 최대 약 40도 이상 또는 약 30도 이하의 예각(91)을 획정한다. 이와 같이, 제1 전방면(135) 및/또는 공기 유입 개구(115)는, 예를 들어 화살표(107)에 의해 대략적으로 도시된 압축 공기의 유동을 연료 분사기 중심선(90)에 대해 실질적으로 각도(91)를 따라 배치한다.
단부벽(130)은 또한 제1 전방면(135)으로부터 상류 단부(99)를 향해 연료 분사기 중심선(90)에 대해 일정 각도로 연장되는 제2 전방면(137)을 획정한다. 제2 전방면(137)은 외부 슬리브(120)를 통해 획정된 공기 유입 포트(121)를 통해 적어도 부분적으로 획정된다. 이와 같이, 다양한 실시예에서, 공기 유입 포트(121)는 외부 슬리브(120) 및/또는 단부벽(130)을 통해 적어도 부분적으로 획정된다. 일 실시예에서, 제2 전방면(137) 및 공기 유입 포트(121)는 함께 연료 분사기 중심선(90)에 대해 약 95도 내지 약 165도(포함)의 각도[기준 각도(92)로 개략적으로 도시됨]를 획정한다. 다른 실시예에서, 제2 전방면(137) 및/또는 공기 유입 포트(121)는 함께 약 135도, 또는 최대 약 30도 이상 또는 약 40도 이하의 각도(91)를 획정한다. 이와 같이, 제2 전방면(137) 및/또는 공기 유입 개구(121)는, 예를 들어 화살표(108)에 의해 대략적으로 도시된 압축 공기의 유동을 연료 분사기 중심선(90)에 대해 실질적으로 각도(92)를 따라 배치한다.
한층 다양한 실시예에서, 제1 전방면(135)의 기준 각도(91)와 제2 전방면(137)의 기준 각도(92)의 차이는 약 10도 내지 약 150도(포함)이다. 일 실시예에서, 제1 전방면(135)의 기준 각도(91)와 제2 전방면(137)의 기준 각도(92)의 차이는 약 60도 내지 약 120도이다. 이와 같이, 단부벽(130)의 전방면(135, 137)은, 예를 들어 혼합 통로(105)로의 공기(107, 108)의 유동의 저속 영역의 형성을 완화시키도록 원형, 타원형, 레이스트랙, 원추형 또는 절두원추형 구조를 대략적으로 획정함으로써, 연료 분사기(100) 내의 화염 유지 및 자동 점화를 완화시킬 수 있다. 추가적으로 또는 대안으로, 기준 각도들(91, 92)의 차이에 의해 생성된 구조는 보다 높은 수준의 공기(107, 108) 난류를 생성하여, 예를 들어 중앙 본체(110) 및 외부 슬리브(120) 상으로 연료-공기 혼합물(143)의 침착을 실질적으로 완화시키고, 예를 들어 연료-공기 혼합물(143)을 대체로 혼합 통로(105)의 중심 내에 유지할 수 있다. 이와 같이, 단부벽(130)의 전방면(135, 137)의 각도(91, 92)는, 예를 들어 질소 산화물의 형성을 감소시키고 연료 코킹을 완화시키도록 원하는 연료-공기 혼합을 촉진시킬 수 있다.
단부벽(130)은 또한 연료 분사기(100)의 상류 단부(99)에 상류 개구(103)를 획정하는데, 상류 개구를 통해 압축 공기(82)의 유동의 적어도 일부가 연료 분사기(100)에 유입 가능하게 된다. 도 1 내지 도 2와 관련하여 설명된 바와 같은 엔진(10)의 작동 중에, 연료 분사기(100)에 유입되는 압축 공기(82)의 유동의 적어도 일부는, 화살표(107)에 의해 개략적으로 도시된 바와 같이 공기 유입 개구(115)를 통해 혼합 통로(105)에 유입된다. 화살표(108)에 의해 개략적으로 도시된 압축 공기(82)의 유동의 다른 부분은 외부 슬리브(120)를 통해 획정된 공기 유입 포트(121)를 통해 혼합 통로(105)에 유입된다. 화살표(141)에 의해 개략적으로 도시된 바와 같이, 액체 또는 기체 연료의 제1 유동은 제1 연료 분사 포트(131)로부터 제1 연료 분사 개구(133)를 통해 혼합 통로(105)로 배출된다. 반경 방향으로 대향하는 공기 유입 개구(115) 및 공기 유입 포트(121)는 혼합 통로(105)에서 높은 난류의, 고도로 혼합된 연료-공기 혼합물을 생성하도록 연료(141)의 실질적으로 축방향 유동의 반경 방향 외측 및 내측으로부터 공기(107, 108)를 제공한다.
높은 난류의, 고도로 혼합된 연료-공기 혼합물(화살표(143)에 의해 개략적으로 도시됨)은 혼합 통로(105)를 따라 추가로 혼합되고 외부 슬리브(120)와 중앙 본체(110) 사이에 획정된 하류 개구(104)를 통해 배출된다. 이어서, 연료-공기 혼합물(143)은 연소 챔버(62)에서 점화되어 고에너지, 저배출물의 연소 가스(86)를 생성한다(도 1 내지 도 2). 반경 방향으로 대향하는 공기 유입 포트(121) 및 공기 유입 개구(115)는 또한, 예를 들어 외부 슬리브(120)의 내표면(119) 또는 중앙 본체(110)의 외표면(112) 상에 연료의 "습윤" 또는 침착을 방지 또는 완화시키도록 혼합 통로(105) 내에서 연료(141, 142)의 대략적으로 중간-반경 방향 스팬을 유지할 수 있는 공기 블라스트 분무기 효과를 초래할 수 있다. 이와 같이, 혼합 통로(105) 내에서 내표면(119) 및 외표면(120) 상에 연료(141, 142)의 침착을 완화시키면 연료 분사기(100) 내의 연료 코킹이 완화될 수 있다.
다양한 실시예에서, 연료 분사기(100)는 또한 혼합 통로(105)와 유체 연통하도록 단부벽(130)을 통해 제2 연료 분사 포트(132)를 획정한다. 제2 연료 분사 포트(132)는 제1 연료 분사 포트(131)와 관련하여 설명된 바와 같이 단부벽(130)을 통해 실질적으로 축방향으로 획정된다. 제2 연료 분사 포트(132)는 제1 연료 분사 포트(131)에 대해 반경 방향(R)을 따라 내측으로 획정된다. 한층 다양한 실시예에서, 제2 연료 분사 포트(132)는 제1 연료 분사 포트(131)와 중앙 본체(110)의 공기 유입 개구(115) 사이에서 반경 방향으로 획정된다. 제2 연료 분사 포트(132)는 혼합 통로(105)에서 제2 연료 분사 포트(132)의 하류 단부에 있는 제2 연료 분사 개구(134)를 획정한다. 제2 연료 분사 개구(134)는 실질적으로 공기 유입 개구(115)와 제1 공기 유입 포트(121) 사이에 획정된다. 제1 연료 분사 포트(131)와 관련하여 설명된 것과 유사하게, 제2 연료 분사 포트(132)는 연료(142)의 유동을 제2 연료 분사 개구(134)를 통해 공기(107, 108)의 반경 방향 유입들 사이의 혼합 통로(105)에 제공하여 높은 난류, 고도로 혼합된 연료-공기 혼합물(143)을 생성한다. 다양한 실시예에서, 제2 연료 분사 포트(132)는 제1 연료 분사 포트(131)로부터 제공된 연료(141)의 제1 유동과 함께 연료(142)의 제2 유동을 제공한다. 제2 연료 분사 포트(132)의 다양한 실시예는 제1 연료 분사 포트(131)에 대해 원주 방향으로 정렬되거나 오프셋될 수 있다. 연료 분사기(100)의 한층 다양한 실시예는 제2 연료 분사 포트(132)와 제1 연료 분사 포트(131) 사이의 반경 방향 거리를 다양하게 규정할 수 있다.
혼합 통로(105) 내로의 연료(141, 142)의 실질적으로 축방향 분사는 복수의 연료 분사 압력비에 걸쳐 연료-공기 혼합을 향상시킬 수 있다. 예를 들어, 배출 연료(141, 142) 대 혼합 통로(105) 내의 압력 간의 압력비는 일반적으로 엔진(10)의 작동 조건(예를 들어, 시동/점화, 아이들 또는 저출력 상태, 부분 부하 또는 중간 출력 상태, 전 부하 또는 이륙 또는 고출력 상태 등)에 기초하여 변경된다. 또한, 연료 분사 포트(131, 132)에 대한 공기 유입 개구(115) 및 공기 유입 포트(121)의 구성은 일반적으로 혼합 통로(105) 내로 상대적으로 낮은-소용돌이 또는 비-소용돌이의 연료-공기 혼합물(143)을 제공한다. 추가적으로, 연료 분사 포트(131, 132)의 실질적으로 축방향 배향은, 예를 들어 연료 분사기(100)의 하류 단부(98)에서 보았을 때에 연료 분사 포트(131, 132)의 하나 이상이 폐색되거나 봉쇄되거나 달리 막히는지를 관찰함으로써 검사 및 세척을 더욱 용이하게 한다.
이제, 도 5를 참조하면, 도 3 내지 도 4와 관련하여 대략적으로 도시되고 설명된 연료 분사기(100)의 예시적인 단면도가 섹션 5-5를 따라 제공된다. 도 5에 대략적으로 제공되는 바와 같이, 다양한 실시예에서, 연료 분사기(100)는 제1 연료 분사 개구(133)와 반경 방향(R)을 따라 실질적으로 정렬되도록 외부 슬리브(120)를 통해 복수의 제1 공기 유입 포트(121)를 획정한다. 일 실시예에서, 연료 분사기(100)는 또한 제1 연료 분사 개구(133) 및 제2 연료 분사 개구(134)와 실질적으로 반경 방향으로 정렬되도록 외부 슬리브(120)를 통해 제1 공기 유입 포트(121)를 획정한다. 다른 실시예에서, 연료 분사기(100)는 또한 외부 슬리브(120)를 통해 제1 공기 유입 포트(121)를, 중앙 본체(110)를 통해 공기 유입 개구(115)를, 그리고 서로 실질적으로 반경 방향으로 정렬되도록 제1 연료 분사 개구(133) 또는 제2 연료 분사 개구(134) 중 하나 이상을 획정한다. 이와 같이, 연료(141,142)의 유동 중 하나 이상은 제1 공기 유입 포트(121) 및 공기 유입 개구(115)를 통해 혼합 통로(105)에 유입되는 공기(107, 108)의 유동들 사이에서 반경 방향으로 혼합 통로(105; 도 3 내지 도 4) 내로 유입될 수 있다.
도 3 내지 도 4와 함께, 도 5를 계속 참조하면, 단부벽(130)은 또한 각각의 연료 분사 개구(133, 134)를 둘러싸는 실질적으로 원추형 부분(128)을 획정한다. 다양한 실시예에서, 단부벽(130)의 원추형 부분(128)은 적어도 부분적으로 제1 전방면(135)으로 형성된다. 한층 다양한 실시예에서, 원추형 부분(128)은 적어도 부분적으로 제2 전방면(137)으로 형성된다. 원추형 부분(128)은 실질적으로 축방향(A)을 따라 연장되는 적어도 부분적으로 원추형 체적을 대체로 획정할 수 있다. 원추형 부분(128)은 또한, 예를 들어 연료 분사 개구(133, 134) 중 하나 이상이 배치될 수 있는, 실질적으로 편평한 또는 테이퍼형 하류 단부를 형성하도록 실질적으로 절두원추형으로 획정될 수 있다. 단부벽(130)의 원추형 부분(128)은 혼합 통로(105)로의 공기(107, 108)의 유동의 저속 영역의 형성을 대체로 완화시킴으로써, 연료 분사기(100) 내의 화염 유지 및 자동 점화를 완화시킬 수 있다.
다시 도 4를 참조하면, 다양한 실시예에서, 중앙 본체(110)는 또한 중앙 본체(110) 내에서 반경 방향으로 연장되는 제1 내부 반경 방향 벽(114)을 획정한다. 제1 내부 반경 방향 벽(114)은 제1 내부 반경 방향 벽(114)을 통해 축방향(A)을 따라 적어도 부분적으로 연장되는 충돌 개구(116)를 획정한다. 제1 내부 반경 방향 벽(114)은 또한 제2 냉각 캐비티(213)을 획정한다.
제2 냉각 캐비티(213)는 또한 중앙 본체(110)의 외표면(112)의 내측으로 반경 방향(R)을 따라 연장되는 제1 내부 반경 방향 벽(114)과 제2 내부 반경 방향 벽(117) 사이에 획정된다. 다양한 실시예에서, 제2 내부 반경 방향 벽(117)은 제1 내부 반경 방향 벽(114)의 축방향(A)을 따라 하류에 획정된다. 제2 내부 반경 방향 벽(117)은 연소 챔버(62)에 인접하여 획정된다. 일 실시예에서, 제2 내부 반경 방향 벽(117)은 연료 분사기(100)의 상류 단부(99)를 향해 축방향(A)을 따라 돌출된 상태로 형성된다. 이와 같이, 중앙 본체(110)의 외표면(112)의 내측과 같은 중앙 본체(110)의 반경 방향 내측 부분은 연소 챔버(62)로부터 멀어지게 축방향(A)을 따라 오목하게 형성된다. 한층 다양한 실시예에서, 제2 내부 반경 방향 벽(117)은 제2 내부 반경 방향 벽(117)을 통해 축방향(A)을 따라 적어도 부분적으로 연장되는 냉각 개구(118)를 획정한다. 냉각 개구(118)는 제2 냉각 캐비티(213) 및 연소 챔버(62)에 인접하여 획정된다.
엔진(10)의 작동 중에, 압축 공기(82)의 유동의 일부는 화살표(83)에 의해 개략적으로 도시된 바와 같이 중앙 본체(110) 내의 냉각 캐비티(113)에 유입된다. 충돌 개구(116)는 화살표(85)에 의해 개략적으로 도시된 바와 같이, 제1 내부 반경 방향 벽(114)을 통해 압축 공기의 유동을 허용한다. 이어서, 제1 내부 반경 방향 벽(114)을 통해 제2 냉각 캐비티(213) 내로 유입되는 압축 공기(85)의 유동은, 화살표(87)에 의해 개략적으로 도시된 바와 같이, 냉각 개구(118)를 경유하여 제2 내부 반경 방향 벽(117)을 통해 연소 챔버(62) 내로 유동한다. 관통하는 충돌 개구(116)를 획정하는 제1 내부 반경 방향 벽(114) 및 제2 냉각 캐비티(213)를 함께 획정하는 제2 내부 반경 방향 벽(117)은, 제2 내부 반경 방향 벽(117)의 상류 단부에서[즉, 제2 냉각 캐비티(213)에서] 효율적인 비교적 높은 열 전달을 가능하게 하여, 예를 들어 연소 챔버(62)에 근접하여 비교적 고온의 하류 단부에서 중앙 본체(110)의 냉각을 촉진시킨다.
다양한 실시예에서, 충돌 개구(116)는 냉각 캐비티(113) 내의 중앙 본체(110)의 내표면(219)에 근접하여 반경 방향(R)을 따라 외측으로 제1 내부 반경 방향 벽(114)을 통해 한정된다. 예를 들어, 제1 내부 반경 방향 벽(114)은 연료 분사기 중심선(90)으로부터 중앙 본체(110)의 내표면(219)까지 중앙 본체(110) 내에서 반경 방향으로 그리고 원주 방향으로 연장될 수 있다. 일 실시예에서, 충돌 개구(116)는 내표면(219)으로부터 연료 분사기 중심선(90)을 향한 스팬의 약 50% 내에서[즉, 내표면(219)으로부터 연료 분사기 중심선(90)까지 제1 내부 반경 방향 벽(114)을 따른 거리의 약 50% 내에서] 획정될 수 있다. 다른 실시예에서, 충돌 개구(116)는 내표면(219)으로부터 연료 분사기 중심선(90)까지의 스팬의 약 30% 내에서 획정될 수 있다. 또 다른 실시예에서, 충돌 개구(116)는 내표면(219)으로부터 연료 분사기 중심선(90)까지의 스팬의 약 10% 내에서 획정될 수 있다. 이와 같이, 충돌 개구(116)는 일반적으로 연소 챔버(62)로부터 보다 높은 온도에 노출될 수 있는, 중앙 본체(110)의 반경 방향 외표면을 따라, 예를 들어 내표면(219) 및 외표면(119)을 따라 열 전달을 촉진시킬 수 있다.
한층 다양한 실시예에서, 제2 내부 반경 방향 벽(117)을 통한 냉각 개구(118)는, 예를 들어 제2 내부 반경 방향 벽(117)의 오목형 돌출부와 함께 냉각을 촉진하도록 연료 분사기 중심선(90)에 실질적으로 동심으로 획정된다. 또한, 관통하는 냉각 개구(118)는 보다 높은 열 전달을 촉진하여, 예를 들어 제2 내부 반경 방향 벽(117)과 같은 중앙 본체(110)의 상류 단부의 냉각을 향상시킨다. 이와 같이, 냉각 개구(118)는 엔진(10)이 액체 연료, 기체 연료, 또는 이들의 조합의 사용을 비롯하여 보다 높은 온도에서 작동 가능하게 할 수 있다.
도 3 내지 도 4를 계속 참조하면, 다양한 실시예에서, 연료 분사기(100)는 또한 제1 공기 유입 포트(121)의 상류의 외부 슬리브(120) 또는 단부벽(130)을 통해 제2 공기 유입 포트(122)를 획정할 수 있다. 일 실시예에서, 제2 공기 유입 포트(122)는 단부벽(130)을 통해 인접한 원주 방향 배열로 획정된 복수의 제1 연료 분사 포트(131) 사이에 원주 방향으로 배치된다. 한층 다양한 실시예에서, 외부 슬리브(120)는 또한 제1 연료 분사 포트(131)의 반경 방향 외측으로 배치된 공기 캐비티(139)를 획정한다. 엔진(10)의 작동 중에, 압축 공기(82)의 유동의 일부는 화살표(106)에 의해 개략적으로 도시된 바와 같이 제2 공기 유입 포트(122)를 통해 공기 캐비티(139)에 제공된다. 제2 공기 유입 포트(122)를 통한 공기 캐비티(139) 내로의 공기(106)의 유동은 제1 연료 분사 포트(131)를 대체로 둘러싸서, 예를 들어 관통 유동하는 연료에 충분한 냉각을 제공한다. 예를 들어, 공기 캐비티(139)에 제공된 공기(106)의 유동은, 예를 들어 제1 연료 분사 포트(131)에서의 연료 코킹을 완화시키도록 절연을 제공할 수 있다. 이와 같이, 공기 캐비티(139)는 연료 분사기(100)의 내구성을 추가로 개선할 수 있다.
이제, 도 6을 참조하면, 연료 분사기(100)의 다른 예시적인 실시예의 절취 사시도가 대략적으로 제공된다. 다양한 실시예에서, 연료 분사기(100)는 또한 제1 공기 유입 포트(121)(예를 들어, 도 6과 관련하여 도시됨), 제2 공기 유입 포트(122), 공기 유입 개구(115), 또는 이들의 조합 중 하나 이상 내에서 전방 단부(152)로부터 후미 단부(153)까지 연장되는 가변 필릿(151)을 획정할 수 있다. 일 실시예에서, 가변 필릿(151)은 혼합 통로(105)에 인접한 공기 유입 포트(121, 122) 또는 공기 유입 개구(115)에 획정된다. 다른 실시예에서, 가변 필릿(151)은 제1 전방면(135)에 있는 공기 유입 포트(121, 122)에서 외부 슬리브(120)를 통해 획정된다.
다양한 실시예에서, 가변 필릿(151)은 전방 단부(152)보다 약 9배 더 큰 후미 단부(153)에서의 반경을 획정한다. 다른 실시예에서, 가변 필릿(151)은 전방 단부(152)보다 약 7배 더 큰 후미 단부(153)에서의 반경을 획정한다. 또 다른 실시예에서, 가변 필릿(151)은 전방 단부(152)보다 약 5배 더 큰 후미 단부(153)에서의 반경을 획정한다. 한층 더 다양한 실시예에서, 가변 필릿(151)은 전방 단부(152)의 1배보다 크고 전방 단부(152)의 9배보다 작거나 동일한 후미 단부(153)에서의 반경을 획정한다.
가변 필릿(151)은 외부 슬리브(120)에 대한 유동 부착을 완화시킴으로써 혼합 통로(105) 내에서 연료-공기 혼합물(143)의 재순환을 감소시킬 수 있다. 보다 구체적으로, 가변 필릿(151)은 혼합 통로(105) 내로 공기(106, 107, 108)의 유동 속도를 증가시킬 수 있다. 공기 유동의 증가된 속도는 외부 슬리브(120)에 대한 유동 부착을 완화시키도록 연료(141, 142)의 유동과 혼합된다. 더욱이, 또는 대안으로, 가변 필릿(151)은 또한 중앙 본체(110)의 외표면(112) 및/또는 외부 슬리브(120)의 내표면(119) 상에 연료의 "습윤" 또는 침착을 감소시킬 수 있다. 예를 들어, 혼합 통로(105)에 유입되는 공기(107, 108)의 유동은 연료(141, 142)의 유동의 반경 방향 외측 및 내측으로 층을 형성하여 표면(112,119) 상의 연료 침착 또는 습윤을 완화시킨다. 추가로, 또는 대안으로, 가변 필릿(151)은 혼합 통로(105) 내로 유입되는 공기의 유동 속도를 증가시켜, 예를 들어 연료 분사기(100) 내의 화염 유지의 자동 점화를 완화시킬 수 있다.
이제, 도 7을 참조하면, 연료 노즐(200)의 예시적인 실시예의 사시도가 도시된다. 도 8을 또한 참조하면, 도 7의 연료 노즐(200)의 절취도가 대략적으로 제공된다. 도 6 내지 도 7을 참조하면, 연료 노즐(200)은 단부벽(130), 복수의 연료 분사기(100), 및 후미벽(210)을 포함한다. 복수의 연료 분사기(100)는 도 3 내지 도 5와 관련하여 설명된 것과 실질적으로 동일한 방식으로 구성될 수 있다. 그러나, 후미벽(210)은 복수의 연료 분사기(100) 각각의 외부 슬리브(120)의 하류 단부(98)에 연결된다. 더욱이, 연료 노즐(200)의 단부벽(130)은 복수의 연료 분사기(100)와 각각 유체 연통하는 적어도 하나의 연료 플레넘(234)을 획정한다. 연료 플레넘(234)은 연료(141, 142)의 하나 이상의 유동이 각각의 연료 분사기(100)의 연료 분사 포트(131, 132)에 제공되는 통로를 획정한다.
도 4와 함께 도 7을 참조하면, 외부 슬리브(120)에 결합된 후미벽(210)은 또한 각각의 연료 분사기(100)의 연료 분사기 중심선(90)에 실질적으로 동심인 홈(211)을 획정한다. 일 실시예에서, 홈(211)은 축방향(A)을 따라 후미벽(210)으로 실질적으로 반원형으로 형성된다. 다양한 실시예에서, 홈(211)은 제2 내부 반경 방향 벽(117)과 관련하여 도시되고 설명된 바와 같이, 연소 챔버(62)로부터 멀어지게 축방향(A)을 따라 오목하게 형성된다. 후미벽(210) 내에 형성된 홈(211)은 또한 배출되는 연료-공기 혼합물(143)로부터 화염 안정화를 향상시킬 수 있다.
이제, 도 8을 참조하면, 도 7의 연료 노즐(200)의 예시적인 실시예의 단부벽(130)의 절취 사시도가 도시된다. 도 8은 단부벽(130) 및 복수의 연료 플레넘(234)의 절취도를 도시한다. 연료 노즐(200)은 연소기 어셈블리(50) 내의 각각의 연료 노즐(200) 또는 복수의 연료 노즐(200)에 대해 각각의 연료 플레넘(234)으로 유체를 독립적으로 그리고 가변적으로 연결시키도록 복수의 독립적인 유체 영역(220)을 획정할 수 있다. 독립적이고 가변적인 제어성은 다른 연료 플레넘(234)과 별개로 각각의 연료 플레넘(234)을 통해 유체 압력, 온도, 유량, 및 유체 타입을 설정하고 생성하는 것을 포함한다.
도 8에 도시된 실시예에서, 각각의 독립적인 유체 영역(220)은 각각의 연료 분사기(100)를 통과하는 유체에 대한 별개의 유체, 유체 압력과 유량, 및 온도를 규정할 수 있다. 또한, 다른 실시예에서, 독립적인 유체 영역(220)은 각각의 독립적인 유체 영역(220) 내에 상이한 연료 분사기(100) 구조를 획정할 수 있다. 예를 들어, 제1 독립적인 유체 영역(220)의 연료 분사기(100)는 제1 및 제2 공기 유입 포트(121, 122), 공기 유입 개구(115), 연료 분사 포트(131, 132), 또는 혼합 통로(105) 내의 제2 독립적인 유체 영역(220)과 상이한 반경 또는 직경를 획정할 수 있다. 다른 비제한적인 예로서, 제1 독립적인 유체 구역(220)은 파일럿 연료 분사기로서, 또는 고도 라이트 오프(altitude light off)[즉, 해발로부터 최대 약 16200 미터까지의 고도에서]에 적합한 분사기로서 적절할 수 있는, 연료 플레넘(234)을 비롯한 연료 분사기(100) 내의 피쳐를 획정할 수 있다. 또 다른 예로서, 제2 독립적인 유체 영역(220)은 주 연료 분사기(예컨대, 중간-출력 또는 부분 부하 상태, 고출력 또는 전 부하 상태 등)로서 적합할 수 있는 연료 분사기(100) 내의 피쳐를 획정할 수 있다.
독립적인 유체 영역(220)은 또한 각각의 독립적인 유체 영역(220) 내의 복수의 연료 분사기(100) 각각을 통해 유체 압력, 유동 및 온도의 독립적인 제어를 제공함으로써 더 미세한 연소기 튜닝을 가능하게 할 수 있다. 더 미세한 연소기 튜닝은 또한 각각의 독립적인 유체 영역(220) 내의 복수의 연료 분사기(100) 각각을 통해 유체의 압력, 유동 또는 온도를 조정함으로써 바람직하지 않은 연소기 톤(즉, 연료-공기 연소 중에 불안정하거나 진동하는 압력 동역학으로 인한 열-음향 노이즈)을 완화시킬 수 있다. 유사하게, 더 미세한 연소기 튜닝은 LBO를 방지하고, 고도 라이트 오프를 촉진시키며, 핫 스폿(즉, 터빈 섹션 열화를 진전시킬 수 있는 연소기 원주를 가로지르는 비대칭 온도차)을 감소시킬 수 있다. 더 미세한 연소기 튜닝은 복수의 연료 분사기(100)의 크기에 의해 가능하지만, 단일 연료 노즐(200)의 반경 방향 거리를 가로질러 독립적인 유체 영역(220)을 제공함으로써(또는, 예를 들어, 연소기 조립체(50)의 반경 방향 거리를 가로질러 독립적인 유체 영역(220)을 제공함으로써) 또한 가능하다. 또한, 독립적인 유체 영역(220)은 반경 방향으로, 또는 다른 실시예에서 원주 방향으로, 또는 반경 방향 및 원주 방향으로 서로 다를 수 있다. 이와 달리, 연소기 튜닝은 흔히 반경 방향 및/또는 원주 방향 조정을 제공하는 것보다 원주 방향 위치 또는 섹터에서 연료 노즐에서의 연료를 조정하는 것으로 제한된다.
다양한 실시예에서, 연료 노즐(200)은 연료 분사기(100)의 희박 연소 및 상대적으로 더 농후한 연소 배열의 하나 이상의 조합을 규정할 수 있다. 예를 들어, 연료 노즐(200)은 상대적으로 더 농후한 연소 연료 분사기를 둘러싸는 복수의 희박 연소 연료 분사기를 규정할 수 있다. 일 실시예에서, 연료 노즐(200)은 각각의 상대적으로 더 농후한 연소 연료 분사기에 대해 2개의 희박 연소 연료 분사기를 규정할 수 있다. 다른 실시예에서, 연료 노즐(200)은 각각의 상대적으로 더 농후한 연소 연료 분사기에 대해 3개 이상의 희박 연소 연료 분사기를 규정할 수 있다. 또 다른 실시예에서, 연료 노즐(200)은 각각의 상대적으로 더 농후한 연소 연료 분사기에 대해 6개 이상의 희박 연소 연료 분사기를 규정할 수 있다. 또 다른 실시예에서, 연료 노즐(200)은 각각의 상대적으로 더 농후한 연소 연료 분사기에 대해 100개 이하의 희박 연소 연료 분사기를 규정할 수 있다. 또 다른 실시예에서, 복수의 연료 분사기(100)는 각각 희박 연소로 규정될 수 있다.
본 명세서에서 사용되는 "희박"은 일반적으로 1.0보다 큰 공기-연료 당량비(λ)에 대해 정의된다.
λ = (실제 공연비)/(이론 공연비)
더욱이, 본 명세서에서 사용되는 "농후" 또는 "더 농후한"은 일반적으로 연료 노즐(200)에 결합된 다른 연료 분사기(100)의 희박 공기-연료 당량비보다 작은 공기-연료 당량비로서 정의된다. 이와 같이, 본 명세서에서 사용되는 "농후" 또는 "더 농후한"은 하나 이상의 연료 분사기의 최대 크기의 희박 연소 구성보다 작고 1.0보다 큰(즉, λ > 1.0) 희박 공기-연료 당량비를 포함할 수 있다. 또한, 본 명세서에서 사용되는 "농후" 또는 "더 농후한"은 1.0보다 작은 농후 공기-연료 당량비(즉, λ < 1.0)를 포함할 수 있다.
본 명세서에 도시되고 설명된 개구, 포트, 오리피스 및 구멍은 실질적으로 원형, 타원형, 레이스트랙(즉, 축방향으로 가늘고 긴 중간-섹션에 의해 분리된 대향하는 반원 반경), 다각형, 또는 직사각형 단면으로 정의될 수 있다. 예를 들어, 연료 분사기(100)의 예시적인 실시예의 도 2 내지 도 5를 참조하면, 공기 유입 포트(121, 122) 및/또는 공기 유입 개구(115)는, 예를 들어 혼합 통로(105) 내의 연료 코킹을 완화 또는 제거하도록, 연료 분사 포트(131, 132)로부터의 액체 연료가 외부 슬리브(120)의 내표면(119) 및/또는 중앙 본체(110)의 외표면(112) 상에 "습윤"되거나 달리 액체 연료를 실질적으로 침착시키는 것을 방지할 수 있는 실질적으로 레이스트랙의 단면적(대략적으로 도시된 것과 같은)을 각각 형성할 수 있다. 다른 실시예에서, 공기 유입 포트(121, 122), 공기 유입 개구(115), 연료 분사 포트(131, 132), 연료 분사 개구(133, 134), 또는 이들의 조합은 실질적으로 원형, 타원형, 레이스트랙, 다각형, 또는 직사각형 단면을 각각 형성할 수 있다.
도 1 내지 도 8에 도시되고 본 명세서에 설명된 연료 분사기(100), 연료 노즐(200), 및 연소기 어셈블리(50)는 기계적으로 결합된 다양한 구성요소들의 조립체로서 또는 단일의 통합된 구성요소로서 구성될 수 있으며, 당업자에 의해 일반적으로 공지된 임의의 개수의 프로세스로부터 제조될 수 있다. 이들 제조 프로세스는, "적층 가공(additive manufacturing)" 또는 "3D 인쇄"로서 지칭되는 것을 포함하지만 이것으로 국한되지는 않는다. 또한, 연료 분사기(100), 연료 노즐(200), 또는 연소기 조립체(50)를 구성하기 위해 임의의 개수의 캐스팅, 기계 가공, 용접, 브레이징, 또는 소결 프로세스, 또는 기계적 파스너, 또는 이들의 조합이 이용될 수 있다. 더욱이, 연료 분사기(100) 및 연료 노즐(200)은 니켈계 합금 및 코발트계 합금을 포함하지만 이것으로 국한되지 않는 터빈 엔진 연소기 섹션을 위한 임의의 적합한 재료로 구성될 수 있다. 또한, 제한하지 않지만, 연료 분사 포트(131, 132), 외부 슬리브(120)의 내표면(119), 중앙 본체(110)의 외표면(112), 공기 유입 개구(115), 공기 유입 포트(121, 122), 또는 이들의 조합과 같은 유동로 표면은, 항력을 감소시키거나 달리 유체 유동을 촉진시키거나 하나 이상의 표면 상으로의 연료 습윤을 완화시키도록 표면 마감 처리 또는 다른 제조 방법을 포함할 수 있다. 그러한 표면 마감 처리는, 제한하지 않지만, 텀블 마감 처리(tumble finishing), 배럴링(barreling), 라이플링(rifling), 연마, 또는 코팅을 포함할 수 있다.
연료 노즐(200)마다 인접한 반경 방향 또는 원주 방향 배열로 배치된 복수의 연료 분사기(100)는, 배출물을 유지 또는 감소시키면서, 더 높은 에너지 출력을 갖는 연소 챔버(62)에서 복수의 양호하게 혼합되고 콤팩트한 비-소용돌이 또는 저-소용돌이 화염을 생성할 수 있다. 더 콤팩트한 화염을 생성하고 강한 소용돌이 안정화를 완화시키는 연료 노즐(200) 내의 복수의 연료 분사기(100)는 와류 파괴 또는 화염의 비정상적 처리 와류에 의해 야기된 연소기 톤을 더 완화시킬 수 있다. 또한, 복수의 독립적인 유체 영역은, 더 높은 에너지 출력, 보다 낮은 배출물, 고도 라이트 오프, 및 더 미세한 연소 제어성을 촉진시키면서, 연소기 톤, LBO, 및 핫 스폿을 더 완화시킬 수 있다.
이상 기술된 설명은, 예를 이용하여 최선의 방식을 비롯한 본 발명을 개시하고 있으며, 또한 당업자가, 임의의 장치 또는 시스템을 제조 및 이용하도록 하는 것 그리고 임의의 통합된 방법을 수행하도록 하는 것을 비롯하여 본 발명을 실시할 수 있도록 한다. 본 발명의 특허 가능한 범위는 청구범위에 의해 한정되며, 당업자가 착안 가능한 다른 예를 포함할 수 있다. 그러한 다른 예는, 이들 예가 청구범위의 문어적 어구와 상이하지 않은 구조 요소를 포함한다면, 또는 이들 예가 청구범위의 문어적 어구와 미미한 차이를 갖는 등가의 구조 요소를 포함한다면, 청구범위의 범주 내에 있도록 의도된다.

Claims (15)

  1. 가스 터빈 엔진용 연료 분사기(100)로서,
    중앙 본체(110)를 통해 실질적으로 반경 방향으로 형성된 공기 유입 개구(115)를 획정하는 중앙 본체(110);
    상기 중앙 본체(110)를 둘러싸는 외부 슬리브(120)로서, 상기 외부 슬리브(120)는 중앙 본체(110)에 있는 공기 유입 개구(115)의 반경 방향 외측으로 형성된, 반경 방향으로 배향된 제1 공기 유입 포트(121)를 획정하며, 또한 상기 외부 슬리브(120)와 중앙 본체(110) 사이에 혼합 통로(105)가 획정되는 것인 외부 슬리브(120); 및
    상기 중앙 본체(110) 및 외부 슬리브(120)에 결합되는 단부벽(130)
    을 포함하고, 단부벽(130)을 통해 실질적으로 축방향으로 혼합 통로(105)에 대해 제1 연료 분사 포트(131)가 획정되고, 상기 제1 연료 분사 포트(131)는 외부 슬리브(120)의 제1 공기 유입 포트(121)과 중앙 본체(110)의 공기 유입 개구(115) 사이에서 혼합 통로(105)에 제1 연료 분사 개구(133)를 획정하는 것인 연료 분사기.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 중앙 본체(110)는 실질적으로 중공형의 냉각 캐비티(113)를 획정하고, 산화제의 유동이 냉각 캐비티를 통해 유동 가능하게 되는 것인 연료 분사기.
  3. 제2항에 있어서,
    상기 중앙 본체(110)는 중앙 본체(110) 내에서 반경 방향으로 연장되는 제1 내부 반경 방향 벽(114)을 획정하고, 상기 제1 내부 반경 방향 벽(114)은 이 벽을 통해 충격 개구(116)를 획정하여 산화제가 제1 내부 반경 방향 벽(114)을 통해 유동하게 하는 것인 연료 분사기.
  4. 제2항 또는 제3항에 있어서,
    상기 중앙 본체(110)는 중앙 본체(110) 내에서 반경 방향으로 연장되는 제2 내부 반경 방향 벽(117)을 획정하고, 상기 제2 내부 반경 방향 벽(117)은 이 벽을 통해 냉각 개구(118)를 획정하는 것인 연료 분사기.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 제2 내부 반경 방향 벽(117)은 축방향을 따라 연료 분사기(100)의 상류 단부를 향해 돌출된 상태로 형성되는 것인 연료 분사기.
  6. 제1항 내지 제5항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 단부벽(130)은 제1 전방면(135)을 획정하고, 상기 제1 전방면(135)은 하류 단부(98)로부터 상류 단부(99)로 예각을 형성하는 것인 연료 분사기.
  7. 제6항에 있어서,
    상기 제1 전방면(135)은 또한 중앙 본체(110)를 통해 획정된 공기 유입 개구(115)를 통해 적어도 부분적으로 획정되는 것인 연료 분사기.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 제1 전방면(135) 및 공기 유입 개구(115)는 함께 연료 분사기 중심선(90)에 대해 약 15도 내지 약 85도의 예각을 획정하는 것인 연료 분사기.
  9. 제1항 내지 제8항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 외부 슬리브(120)는 연료 분사기 중심선(90)과 실질적으로 동심인 홈(211)을 형성하는 후미벽(210)에 결합되는 것인 연료 분사기.
  10. 제1항 내지 제9항 중 어느 한 항에 있어서,
    제1 연료 분사 포트(131)의 반경 방향 내측으로 단부벽(130)을 통해 제2 연료 분사 포트(132)가 획정되고, 상기 제2 연료 분사 포트(132)는 단부벽(130)을 통해 혼합 통로(105)로 실질적으로 축방향으로 획정되는 것인 연료 분사기.
  11. 제1항 내지 제10항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 단부벽(130)은 또한 외부 슬리브(120)를 통해 획정된 제1 공기 유입 포트(121)를 통해 적어도 부분적으로 획정되는 제2 전방면(137)을 획정하는 것인 연료 분사기.
  12. 제1항 내지 제11항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제1 공기 유입 포트(121), 제2 공기 유입 포트(122), 또는 공기 유입 개구(115) 중 하나 이상의 내측에서 전방 단부(152)로부터 후미 단부(153)까지 가변 필릿(variable fillet)(151)이 획정되는 것인 연료 분사기.
  13. 제1항 내지 제12항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제1 공기 유입 포트(121)는 상기 제1 연료 분사 개구(133)와 실질적으로 원주 방향으로 정렬하도록 외부 슬리브(120)를 통해 획정되는 것인 연료 분사기.
  14. 제1항 내지 제13항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 단부벽(130)은 또한 각각의 제1 연료 분사 포트(131)를 둘러싸는 실질적으로 원추형 부분(128)을 획정하는 것인 연료 분사기.
  15. 제1항 내지 제14항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 외부 슬리브(120)은 또한 제1 연료 분사 포트(131)의 반경 방향 외측으로 배치된 공기 캐비티(139)를 획정하는 것인 연료 분사기.
KR1020190023149A 2018-03-01 2019-02-27 가스 터빈 엔진용 연료 분사기 조립체 KR102201125B1 (ko)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/909,211 US10890329B2 (en) 2018-03-01 2018-03-01 Fuel injector assembly for gas turbine engine
US15/909,211 2018-03-01

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20190104900A true KR20190104900A (ko) 2019-09-11
KR102201125B1 KR102201125B1 (ko) 2021-01-11

Family

ID=66379655

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020190023149A KR102201125B1 (ko) 2018-03-01 2019-02-27 가스 터빈 엔진용 연료 분사기 조립체

Country Status (5)

Country Link
US (1) US10890329B2 (ko)
KR (1) KR102201125B1 (ko)
CN (1) CN110220213B (ko)
AU (1) AU2019201206B2 (ko)
GB (1) GB2573853B (ko)

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10808934B2 (en) * 2018-01-09 2020-10-20 General Electric Company Jet swirl air blast fuel injector for gas turbine engine
US11073114B2 (en) * 2018-12-12 2021-07-27 General Electric Company Fuel injector assembly for a heat engine
US11286884B2 (en) * 2018-12-12 2022-03-29 General Electric Company Combustion section and fuel injector assembly for a heat engine
US11713723B2 (en) 2019-05-15 2023-08-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for operating an engine
JP7446077B2 (ja) * 2019-10-04 2024-03-08 三菱重工業株式会社 ガスタービン用燃焼器、ガスタービン及び油燃料の燃焼方法
US11760500B2 (en) 2019-11-11 2023-09-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Systems and methods for filling a fuel manifold of a gas turbine engine
EP4165348B1 (en) * 2020-07-17 2024-04-17 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Premixer injector assembly in gas turbine engine
GB202019219D0 (en) 2020-12-07 2021-01-20 Rolls Royce Plc Lean burn combustor
GB202019222D0 (en) * 2020-12-07 2021-01-20 Rolls Royce Plc Lean burn combustor
US11692709B2 (en) 2021-03-11 2023-07-04 General Electric Company Gas turbine fuel mixer comprising a plurality of mini tubes for generating a fuel-air mixture
US20220290862A1 (en) * 2021-03-11 2022-09-15 General Electric Company Fuel mixer
US11692711B2 (en) 2021-08-13 2023-07-04 General Electric Company Pilot burner for combustor
EP4215818A1 (en) * 2022-01-21 2023-07-26 General Electric Company Combustor fuel assembly
US11828465B2 (en) 2022-01-21 2023-11-28 General Electric Company Combustor fuel assembly
US20240151396A1 (en) * 2022-01-27 2024-05-09 General Electric Company Fuel-air mixing assembly in a turbine engine
US20230266009A1 (en) * 2022-02-18 2023-08-24 General Electric Company Combustor fuel assembly

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5675971A (en) * 1996-01-02 1997-10-14 General Electric Company Dual fuel mixer for gas turbine combustor
JP2003194338A (ja) * 2001-12-14 2003-07-09 R Jan Mowill 可変出口形状を有するガスタービンエンジン用燃料／空気プレミキサ及び出口速度の制御方法
KR20160125916A (ko) * 2015-04-22 2016-11-01 제네럴 일렉트릭 컴퍼니 연료 노즐을 구비하는 시스템 및 방법
US20170306781A1 (en) * 2016-04-25 2017-10-26 United Technologies Corporation Seal arc segment with sloped circumferential sides

Family Cites Families (158)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2565843A (en) 1949-06-02 1951-08-28 Elliott Co Multiple tubular combustion chamber
US3917173A (en) 1972-04-21 1975-11-04 Stal Laval Turbin Ab Atomizing apparatus for finely distributing a liquid in an air stream
US3946552A (en) 1973-09-10 1976-03-30 General Electric Company Fuel injection apparatus
US3972182A (en) 1973-09-10 1976-08-03 General Electric Company Fuel injection apparatus
US3980233A (en) 1974-10-07 1976-09-14 Parker-Hannifin Corporation Air-atomizing fuel nozzle
US4100733A (en) 1976-10-04 1978-07-18 United Technologies Corporation Premix combustor
GB1581050A (en) 1976-12-23 1980-12-10 Rolls Royce Combustion equipment for gas turbine engines
US4262482A (en) 1977-11-17 1981-04-21 Roffe Gerald A Apparatus for the premixed gas phase combustion of liquid fuels
US4222232A (en) 1978-01-19 1980-09-16 United Technologies Corporation Method and apparatus for reducing nitrous oxide emissions from combustors
US4215535A (en) 1978-01-19 1980-08-05 United Technologies Corporation Method and apparatus for reducing nitrous oxide emissions from combustors
DE2950535A1 (de) 1979-11-23 1981-06-11 BBC AG Brown, Boveri & Cie., Baden, Aargau Brennkammer einer gasturbine mit vormisch/vorverdampf-elementen
US4412414A (en) 1980-09-22 1983-11-01 General Motors Corporation Heavy fuel combustor
EP0095788B1 (de) 1982-05-28 1985-12-18 BBC Aktiengesellschaft Brown, Boveri & Cie. Brennkammer einer Gasturbine und Verfahren zu deren Betrieb
DE3564024D1 (en) 1984-02-29 1988-09-01 Lucas Ind Plc Combustion equipment
EP0204553B1 (en) 1985-06-07 1989-06-07 Ruston Gas Turbines Limited Combustor for gas turbine engine
US5339635A (en) 1987-09-04 1994-08-23 Hitachi, Ltd. Gas turbine combustor of the completely premixed combustion type
JP2544470B2 (ja) 1989-02-03 1996-10-16 株式会社日立製作所 ガスタ―ビン燃焼器及びその運転方法
US5207064A (en) 1990-11-21 1993-05-04 General Electric Company Staged, mixed combustor assembly having low emissions
FR2671857B1 (fr) 1991-01-23 1994-12-09 Snecma Chambre de combustion, notamment pour turbine a gaz, a paroi deformable.
US5235814A (en) 1991-08-01 1993-08-17 General Electric Company Flashback resistant fuel staged premixed combustor
US5263325A (en) 1991-12-16 1993-11-23 United Technologies Corporation Low NOx combustion
US5307634A (en) 1992-02-26 1994-05-03 United Technologies Corporation Premix gas nozzle
DE4228816C2 (de) 1992-08-29 1998-08-06 Mtu Muenchen Gmbh Brenner für Gasturbinentriebwerke
US5251447A (en) 1992-10-01 1993-10-12 General Electric Company Air fuel mixer for gas turbine combustor
US5265409A (en) 1992-12-18 1993-11-30 United Technologies Corporation Uniform cooling film replenishment thermal liner assembly
FR2706534B1 (fr) 1993-06-10 1995-07-21 Snecma Diffuseur-séparateur multiflux avec redresseur intégré pour turboréacteur.
US5351477A (en) 1993-12-21 1994-10-04 General Electric Company Dual fuel mixer for gas turbine combustor
US5452574A (en) * 1994-01-14 1995-09-26 Solar Turbines Incorporated Gas turbine engine catalytic and primary combustor arrangement having selective air flow control
US5511375A (en) 1994-09-12 1996-04-30 General Electric Company Dual fuel mixer for gas turbine combustor
US5421158A (en) * 1994-10-21 1995-06-06 General Electric Company Segmented centerbody for a double annular combustor
DE19510744A1 (de) 1995-03-24 1996-09-26 Abb Management Ag Brennkammer mit Zweistufenverbrennung
US5619855A (en) 1995-06-07 1997-04-15 General Electric Company High inlet mach combustor for gas turbine engine
US5791137A (en) 1995-11-13 1998-08-11 United Technologies Corporation Radial inflow dual fuel injector
US5622054A (en) 1995-12-22 1997-04-22 General Electric Company Low NOx lobed mixer fuel injector
US5881756A (en) 1995-12-22 1999-03-16 Institute Of Gas Technology Process and apparatus for homogeneous mixing of gaseous fluids
DE19549143A1 (de) 1995-12-29 1997-07-03 Abb Research Ltd Gasturbinenringbrennkammer
GB9607010D0 (en) 1996-04-03 1996-06-05 Rolls Royce Plc Gas turbine engine combustion equipment
FR2751054B1 (fr) 1996-07-11 1998-09-18 Snecma Chambre de combustion anti-nox a injection de carburant de type annulaire
US5816049A (en) 1997-01-02 1998-10-06 General Electric Company Dual fuel mixer for gas turbine combustor
US5850732A (en) 1997-05-13 1998-12-22 Capstone Turbine Corporation Low emissions combustion system for a gas turbine engine
JP3448190B2 (ja) 1997-08-29 2003-09-16 三菱重工業株式会社 ガスタービンの燃焼器
US6038861A (en) 1998-06-10 2000-03-21 Siemens Westinghouse Power Corporation Main stage fuel mixer with premixing transition for dry low Nox (DLN) combustors
US6295801B1 (en) 1998-12-18 2001-10-02 General Electric Company Fuel injector bar for gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity
US6286298B1 (en) 1998-12-18 2001-09-11 General Electric Company Apparatus and method for rich-quench-lean (RQL) concept in a gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity
DE59907942D1 (de) 1999-07-22 2004-01-15 Alstom Switzerland Ltd Vormischbrenner
US6272840B1 (en) 2000-01-13 2001-08-14 Cfd Research Corporation Piloted airblast lean direct fuel injector
NO312379B1 (no) 2000-02-14 2002-04-29 Ulstein Turbine As Brenner for gassturbiner
JP3860952B2 (ja) 2000-05-19 2006-12-20 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
JP2002039533A (ja) 2000-07-21 2002-02-06 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 燃焼器、ガスタービン及びジェットエンジン
US6367262B1 (en) 2000-09-29 2002-04-09 General Electric Company Multiple annular swirler
US6442939B1 (en) 2000-12-22 2002-09-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Diffusion mixer
US6438959B1 (en) 2000-12-28 2002-08-27 General Electric Company Combustion cap with integral air diffuser and related method
US6598584B2 (en) 2001-02-23 2003-07-29 Clean Air Partners, Inc. Gas-fueled, compression ignition engine with maximized pilot ignition intensity
US6539724B2 (en) 2001-03-30 2003-04-01 Delavan Inc Airblast fuel atomization system
JP3962554B2 (ja) 2001-04-19 2007-08-22 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器及びガスタービン
US6564555B2 (en) 2001-05-24 2003-05-20 Allison Advanced Development Company Apparatus for forming a combustion mixture in a gas turbine engine
JP4610796B2 (ja) 2001-06-13 2011-01-12 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
JP4610800B2 (ja) 2001-06-29 2011-01-12 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
US7360363B2 (en) 2001-07-10 2008-04-22 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Premixing nozzle, combustor, and gas turbine
US6539721B2 (en) 2001-07-10 2003-04-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas-liquid premixer
US6543235B1 (en) 2001-08-08 2003-04-08 Cfd Research Corporation Single-circuit fuel injector for gas turbine combustors
US6813889B2 (en) 2001-08-29 2004-11-09 Hitachi, Ltd. Gas turbine combustor and operating method thereof
US6928823B2 (en) 2001-08-29 2005-08-16 Hitachi, Ltd. Gas turbine combustor and operating method thereof
US6662564B2 (en) 2001-09-27 2003-12-16 Siemens Westinghouse Power Corporation Catalytic combustor cooling tube vibration dampening device
US20030101729A1 (en) 2001-12-05 2003-06-05 Honeywell International, Inc. Retrofittable air assisted fuel injection method to control gaseous and acoustic emissions
GB0219458D0 (en) 2002-08-21 2002-09-25 Rolls Royce Plc Fuel injection apparatus
US6962055B2 (en) 2002-09-27 2005-11-08 United Technologies Corporation Multi-point staging strategy for low emission and stable combustion
JP4065947B2 (ja) 2003-08-05 2008-03-26 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 ガスタービン燃焼器用燃料・空気プレミキサー
US7284378B2 (en) 2004-06-04 2007-10-23 General Electric Company Methods and apparatus for low emission gas turbine energy generation
US7017329B2 (en) 2003-10-10 2006-03-28 United Technologies Corporation Method and apparatus for mixing substances
US7469544B2 (en) 2003-10-10 2008-12-30 Pratt & Whitney Rocketdyne Method and apparatus for injecting a fuel into a combustor assembly
US6993916B2 (en) * 2004-06-08 2006-02-07 General Electric Company Burner tube and method for mixing air and gas in a gas turbine engine
DE502005001545D1 (de) 2004-06-08 2007-10-31 Alstom Technology Ltd Vormischbrenner mit gestufter flüssigbrennstoffversorgung
FR2875854B1 (fr) 2004-09-29 2009-04-24 Snecma Propulsion Solide Sa Melangeur pour tuyere a flux separes
JP4626251B2 (ja) 2004-10-06 2011-02-02 株式会社日立製作所 燃焼器及び燃焼器の燃焼方法
EP1817526B1 (de) 2004-11-30 2019-03-20 Ansaldo Energia Switzerland AG Verfahren und vorrichtung zur verbrennung von wasserstoff in einem vormischbrenner
WO2006069861A1 (de) 2004-12-23 2006-07-06 Alstom Technology Ltd Vormischbrenner mit mischstrecke
US7565803B2 (en) 2005-07-25 2009-07-28 General Electric Company Swirler arrangement for mixer assembly of a gas turbine engine combustor having shaped passages
FR2893390B1 (fr) 2005-11-15 2011-04-01 Snecma Fond de chambre de combustion avec ventilation
US7762074B2 (en) 2006-04-04 2010-07-27 Siemens Energy, Inc. Air flow conditioner for a combustor can of a gas turbine engine
EP1867925A1 (en) 2006-06-12 2007-12-19 Siemens Aktiengesellschaft Burner
US7810333B2 (en) 2006-10-02 2010-10-12 General Electric Company Method and apparatus for operating a turbine engine
JP2008111651A (ja) 2006-10-02 2008-05-15 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器及びガスタービン燃焼器の燃料供給方法
US7908864B2 (en) 2006-10-06 2011-03-22 General Electric Company Combustor nozzle for a fuel-flexible combustion system
US7770397B2 (en) 2006-11-03 2010-08-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor dome panel heat shield cooling
US7966801B2 (en) 2006-12-07 2011-06-28 General Electric Company Apparatus and method for gas turbine active combustion control system
GB2444737B (en) 2006-12-13 2009-03-04 Siemens Ag Improvements in or relating to burners for a gas turbine engine
US7841180B2 (en) 2006-12-19 2010-11-30 General Electric Company Method and apparatus for controlling combustor operability
WO2009068425A1 (de) 2007-11-27 2009-06-04 Alstom Technology Ltd Vormischbrenner für eine gasturbine
JP4906689B2 (ja) 2007-11-29 2012-03-28 株式会社日立製作所 バーナ，燃焼装置及び燃焼装置の改造方法
EP2072899B1 (en) 2007-12-19 2016-03-30 Alstom Technology Ltd Fuel injection method
US8528337B2 (en) 2008-01-22 2013-09-10 General Electric Company Lobe nozzles for fuel and air injection
EP2107301B1 (en) 2008-04-01 2016-01-06 Siemens Aktiengesellschaft Gas injection in a burner
EP2107310A1 (en) 2008-04-01 2009-10-07 Siemens Aktiengesellschaft Burner
EP2107300A1 (en) 2008-04-01 2009-10-07 Siemens Aktiengesellschaft Swirler with gas injectors
US8347630B2 (en) 2008-09-03 2013-01-08 United Technologies Corp Air-blast fuel-injector with shield-cone upstream of fuel orifices
US8215116B2 (en) 2008-10-02 2012-07-10 General Electric Company System and method for air-fuel mixing in gas turbines
US8555646B2 (en) 2009-01-27 2013-10-15 General Electric Company Annular fuel and air co-flow premixer
US8539773B2 (en) 2009-02-04 2013-09-24 General Electric Company Premixed direct injection nozzle for highly reactive fuels
US8424311B2 (en) 2009-02-27 2013-04-23 General Electric Company Premixed direct injection disk
US8234871B2 (en) 2009-03-18 2012-08-07 General Electric Company Method and apparatus for delivery of a fuel and combustion air mixture to a gas turbine engine using fuel distribution grooves in a manifold disk with discrete air passages
US8161751B2 (en) 2009-04-30 2012-04-24 General Electric Company High volume fuel nozzles for a turbine engine
US8234872B2 (en) 2009-05-01 2012-08-07 General Electric Company Turbine air flow conditioner
US20110000215A1 (en) 2009-07-01 2011-01-06 General Electric Company Combustor Can Flow Conditioner
US20110016866A1 (en) 2009-07-22 2011-01-27 General Electric Company Apparatus for fuel injection in a turbine engine
US8616002B2 (en) 2009-07-23 2013-12-31 General Electric Company Gas turbine premixing systems
US8225613B2 (en) 2009-09-09 2012-07-24 Aurora Flight Sciences Corporation High altitude combustion system
US8276385B2 (en) 2009-10-08 2012-10-02 General Electric Company Staged multi-tube premixing injector
US8683804B2 (en) 2009-11-13 2014-04-01 General Electric Company Premixing apparatus for fuel injection in a turbine engine
EP2362148A1 (en) 2010-02-23 2011-08-31 Siemens Aktiengesellschaft Fuel injector and swirler assembly with lobed mixer
US8919673B2 (en) 2010-04-14 2014-12-30 General Electric Company Apparatus and method for a fuel nozzle
US8590311B2 (en) 2010-04-28 2013-11-26 General Electric Company Pocketed air and fuel mixing tube
IT1399989B1 (it) 2010-05-05 2013-05-09 Avio Spa Gruppo di iniezione per un combustore di una turbina a gas
US8943835B2 (en) 2010-05-10 2015-02-03 General Electric Company Gas turbine engine combustor with CMC heat shield and methods therefor
US8752386B2 (en) 2010-05-25 2014-06-17 Siemens Energy, Inc. Air/fuel supply system for use in a gas turbine engine
US8671691B2 (en) 2010-05-26 2014-03-18 General Electric Company Hybrid prefilming airblast, prevaporizing, lean-premixing dual-fuel nozzle for gas turbine combustor
US8850819B2 (en) 2010-06-25 2014-10-07 United Technologies Corporation Swirler, fuel and air assembly and combustor
US8225591B2 (en) 2010-08-02 2012-07-24 General Electric Company Apparatus and filtering systems relating to combustors in combustion turbine engines
EP2436979A1 (en) 2010-09-30 2012-04-04 Siemens Aktiengesellschaft Burner for a gas turbine
US8464537B2 (en) 2010-10-21 2013-06-18 General Electric Company Fuel nozzle for combustor
US9435537B2 (en) 2010-11-30 2016-09-06 General Electric Company System and method for premixer wake and vortex filling for enhanced flame-holding resistance
US8322143B2 (en) 2011-01-18 2012-12-04 General Electric Company System and method for injecting fuel
GB201107095D0 (en) 2011-04-28 2011-06-08 Rolls Royce Plc A head part of an annular combustion chamber
US8733106B2 (en) 2011-05-03 2014-05-27 General Electric Company Fuel injector and support plate
EP2522912B1 (en) 2011-05-11 2019-03-27 Ansaldo Energia Switzerland AG Flow straightener and mixer
RU2550370C2 (ru) 2011-05-11 2015-05-10 Альстом Текнолоджи Лтд Центробежная форсунка с выступающими частями
JP5380488B2 (ja) 2011-05-20 2014-01-08 株式会社日立製作所 燃焼器
US9388985B2 (en) 2011-07-29 2016-07-12 General Electric Company Premixing apparatus for gas turbine system
US8955327B2 (en) 2011-08-16 2015-02-17 General Electric Company Micromixer heat shield
US8984887B2 (en) 2011-09-25 2015-03-24 General Electric Company Combustor and method for supplying fuel to a combustor
US8550809B2 (en) 2011-10-20 2013-10-08 General Electric Company Combustor and method for conditioning flow through a combustor
US20130101729A1 (en) 2011-10-21 2013-04-25 John J. Keremes Real time cap flattening during heat treat
US9423137B2 (en) 2011-12-29 2016-08-23 Rolls-Royce Corporation Fuel injector with first and second converging fuel-air passages
US8438851B1 (en) 2012-01-03 2013-05-14 General Electric Company Combustor assembly for use in a turbine engine and methods of assembling same
US9182123B2 (en) 2012-01-05 2015-11-10 General Electric Company Combustor fuel nozzle and method for supplying fuel to a combustor
US9134023B2 (en) 2012-01-06 2015-09-15 General Electric Company Combustor and method for distributing fuel in the combustor
US9074773B2 (en) 2012-02-07 2015-07-07 General Electric Company Combustor assembly with trapped vortex cavity
US9303874B2 (en) 2012-03-19 2016-04-05 General Electric Company Systems and methods for preventing flashback in a combustor assembly
US9212822B2 (en) 2012-05-30 2015-12-15 General Electric Company Fuel injection assembly for use in turbine engines and method of assembling same
US10253651B2 (en) 2012-06-14 2019-04-09 United Technologies Corporation Turbomachine flow control device
US9664390B2 (en) 2012-07-09 2017-05-30 Ansaldo Energia Switzerland AG Burner arrangement including an air supply with two flow passages
RU2561956C2 (ru) 2012-07-09 2015-09-10 Альстом Текнолоджи Лтд Газотурбинная система сгорания
US8904798B2 (en) 2012-07-31 2014-12-09 General Electric Company Combustor
US9285121B2 (en) 2012-08-23 2016-03-15 General Electric Company Gas turbine cooling circuit including a seal for a perforated plate
US9335050B2 (en) 2012-09-26 2016-05-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine combustor
EP2746657A1 (en) 2012-12-19 2014-06-25 L'air Liquide, Societe Anonyme Pour L'etude Et L'exploitation Des Procedes Georges Claude Method for combusting fuel and burner therefor
DE102012025375A1 (de) 2012-12-27 2014-07-17 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verfahren zur Anordnung von Prallkühllöchern und Effusionslöchern in einer Brennkammerwand einer Gasturbine
US9416973B2 (en) 2013-01-07 2016-08-16 General Electric Company Micromixer assembly for a turbine system and method of distributing an air-fuel mixture to a combustor chamber
US9476592B2 (en) 2013-09-19 2016-10-25 General Electric Company System for injecting fuel in a gas turbine combustor
US9482433B2 (en) 2013-11-11 2016-11-01 Woodward, Inc. Multi-swirler fuel/air mixer with centralized fuel injection
US9435540B2 (en) 2013-12-11 2016-09-06 General Electric Company Fuel injector with premix pilot nozzle
BR112016012361B1 (pt) 2013-12-23 2021-11-09 General Electric Company Aparelho de bocal de combustível para um motor de turbina a gás
EP2966350B1 (en) 2014-07-10 2018-06-13 Ansaldo Energia Switzerland AG Axial swirler
US9964043B2 (en) 2014-11-11 2018-05-08 General Electric Company Premixing nozzle with integral liquid evaporator
US20160186663A1 (en) * 2014-12-30 2016-06-30 General Electric Company Pilot nozzle in gas turbine combustor
US10101032B2 (en) 2015-04-01 2018-10-16 General Electric Company Micromixer system for a turbine system and an associated method thereof
US10502425B2 (en) 2016-06-03 2019-12-10 General Electric Company Contoured shroud swirling pre-mix fuel injector assembly
US10295190B2 (en) * 2016-11-04 2019-05-21 General Electric Company Centerbody injector mini mixer fuel nozzle assembly

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5675971A (en) * 1996-01-02 1997-10-14 General Electric Company Dual fuel mixer for gas turbine combustor
JP2003194338A (ja) * 2001-12-14 2003-07-09 R Jan Mowill 可変出口形状を有するガスタービンエンジン用燃料／空気プレミキサ及び出口速度の制御方法
KR20160125916A (ko) * 2015-04-22 2016-11-01 제네럴 일렉트릭 컴퍼니 연료 노즐을 구비하는 시스템 및 방법
US20170306781A1 (en) * 2016-04-25 2017-10-26 United Technologies Corporation Seal arc segment with sloped circumferential sides

Also Published As

Publication number Publication date
GB201902680D0 (en) 2019-04-17
US20190271470A1 (en) 2019-09-05
GB2573853B (en) 2021-02-17
CN110220213A (zh) 2019-09-10
AU2019201206A1 (en) 2019-09-19
AU2019201206B2 (en) 2020-07-23
KR102201125B1 (ko) 2021-01-11
CN110220213B (zh) 2021-06-15
GB2573853A (en) 2019-11-20
US10890329B2 (en) 2021-01-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR102201125B1 (ko) 가스 터빈 엔진용 연료 분사기 조립체
CN108019776B (zh) 中心体喷射器微型混合器燃料喷嘴组件
CN108019777B (zh) 多点中心体喷射器小型混合燃料喷嘴组件
US10465909B2 (en) Mini mixing fuel nozzle assembly with mixing sleeve
CN108019779B (zh) 多点喷射微型混合燃料喷嘴组件
CN111578311B (zh) 燃料喷嘴组件
AU2018282440B2 (en) Jet swirl air blast fuel injector for gas turbine engine
CN111197764B (zh) 环形同心燃料喷嘴组件
AU2019271909B2 (en) Premixed fuel nozzle
US10816210B2 (en) Premixed fuel nozzle
US12130016B1 (en) Turbine engine including a combustor

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant