RU2467252C2 - Система уменьшения динамики камеры сгорания - Google Patents

Система уменьшения динамики камеры сгорания Download PDF

Info

Publication number
RU2467252C2
RU2467252C2 RU2008112752/06A RU2008112752A RU2467252C2 RU 2467252 C2 RU2467252 C2 RU 2467252C2 RU 2008112752/06 A RU2008112752/06 A RU 2008112752/06A RU 2008112752 A RU2008112752 A RU 2008112752A RU 2467252 C2 RU2467252 C2 RU 2467252C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
resonator
openings
grid
holes
cavity
Prior art date
Application number
RU2008112752/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2008112752A (ru
Inventor
Рамарао В. БАНДАРУ (US)
Рамарао В. БАНДАРУ
Кванвоо КИМ (US)
Кванвоо КИМ
Шива СРИНИВАСАН (US)
Шива СРИНИВАСАН
Уилльям БИРН (US)
Уилльям БИРН
Original Assignee
Дженерал Электрик Компани
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 Дженерал Электрик Компани filed Critical Дженерал Электрик Компани
Publication of RU2008112752A publication Critical patent/RU2008112752A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2467252C2 publication Critical patent/RU2467252C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/46—Combustion chambers comprising an annular arrangement of several essentially tubular flame tubes within a common annular casing or within individual casings
    • 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
    • F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
    • F23R3/20—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants incorporating fuel injection means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23M—CASINGS, LININGS, WALLS OR DOORS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION CHAMBERS, e.g. FIREBRIDGES; DEVICES FOR DEFLECTING AIR, FLAMES OR COMBUSTION PRODUCTS IN COMBUSTION CHAMBERS; SAFETY ARRANGEMENTS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION APPARATUS; DETAILS OF COMBUSTION CHAMBERS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F23M20/00—Details of combustion chambers, not otherwise provided for, e.g. means for storing heat from flames
    • F23M20/005—Noise absorbing means
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • 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
    • 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
    • F23R2900/03044—Impingement cooled combustion chamber walls or subassemblies

Abstract

Система уменьшения динамики камеры сгорания содержит систему сгорания, содержащую множество жаровых труб и, по меньшей мере, один резонатор. Каждая из жаровых труб содержит множество топливных форсунок, установленных рядом с эффузионной пластиной. Резонатор установлен на эффузионной пластине жаровой трубы. По меньшей мере, один резонатор содержит первую сторону, содержащую множество отверстий, образующих сетку отверстий холодной стороны, вторую сторону, содержащую множество отверстий, образующих сетку отверстий горячей стороны, и полость, по существу образованную первой стороной и горячей стороной. Сетка отверстий холодной стороны ориентирована так, что каждое из множества отверстий в сетке отверстий холодной стороны обеспечивает поступление струи охлаждающего воздуха в полость из множества отверстий. Струя охлаждающего воздуха проходит через полость для соударения по существу с поверхностью, обращенной ко второй стороне. Сетка отверстий горячей стороны ориентирована так, что каждое из множества отверстий в сетке отверстий горячей стороны обеспечивает соударение струи рабочей текучей среды по существу с поверхностью, обращенной к первой стороне. Изобретение направлено на уменьшение высокочастотных звуковых колебаний системы. 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Уровень техники
Настоящее изобретение относится в основном к системе сгорания турбомашины, а более конкретно к системе уменьшения динамики камеры сгорания в газотурбинной системе сгорания.
Газовые турбины, как правило, включают в себя компрессор, множество жаровых труб, топливную систему и секцию турбины. Обычно компрессор создает давление поступающего воздуха, который затем обратно направляется в жаровые трубы для использования в процессе сгорания и для охлаждения жаровых труб. Как правило, жаровые трубы расположены по периферии газовой турбины, и переходной участок соединяет выпускной конец каждой жаровой трубы с впускным концом секции турбины.
Для уменьшения выбросов NOх газовые турбины могут использовать системы сгорания предварительно смешанной обедненной смеси. Такая система, как правило, содержит множество аппаратов предварительного смешивания, прикрепленных к каждой жаровой трубе. Аппарат предварительного смешивания обычно включает в себя трубку Вентури с расположенной в центре топливной форсункой, содержащей сердечник, который поддерживает топливные инжекторы и закручивающие лопатки. Во время работы газовой турбины топливо впрыскивается через топливные инжекторы и смешивается с вращающимся воздухом в трубке Вентури и воспламеняется на выходе из трубки Вентури. Вследствие обычно обедненной стехиометрической реакции, связанной со сгоранием обедненной смеси, достигаются пониженные температуры пламени и выбросы NOх.
Тем не менее, сгорание обедненной смеси, как правило, выдает высокочастотную неустойчивость горения, часто называемую как "высокочастотная динамика" или "динамика высокочастотных звуковых колебаний". Динамика высокочастотных звуковых колебаний, как правило, является результатом от флуктуаций скорости горения внутри жаровых труб и может создавать повреждающие волны давления. Динамика высокочастотных звуковых колебаний может также вызывать отказ компонентов сгорания или весьма уменьшать срок действия компонентов сгорания. Частоты и величины динамики высокочастотных звуковых колебаний зависят от геометрии системы и рабочего режима газовой турбины (неполная нагрузка, базовая нагрузка и т.п.).
Резонатор является одним обычно используемым устройством для уменьшения динамики камеры сгорания. Как правило, резонатор содержит закрытый объем (в дальнейшем "полость"), соединенную с горловиной. Резонатор обычно устанавливается в область, где необходимо уменьшить динамику камеры сгорания. Горловина может быть в виде пластины, имеющей множество отверстий. Объемная жесткость закрытой полости противодействует инерции рабочей текучей среды, проходящей через отверстия сопла, производя резонанс в скорости потока в отверстиях. Это колебание потока имеет четкий собственный частотный диапазон и обеспечивает эффективный механизм для гашения акустической энергии в пределах этого диапазона частот.
Резонаторы используются в системах сгорания газовых турбин и обычно имеют форму цельных втулок, проходящих вдоль больших зон стенок системы сгорания.
Существуют несколько возможных проблем с известными в настоящее время резонаторами. Монолитные втулки могут подвергаться высокому температурному напряжению вследствие больших температурных перепадов, которые могут возникать между облицовкой жаровой трубы и внешними стенками жаровой трубы. Монолитные втулки также сложны в установке в головной части жаровой трубы. Монолитные втулки могут быть относительно дорогостоящими в производстве.
Для вышеупомянутых причин существует необходимость в резонаторе, который легко устанавливается в область, которая может испытывать наибольшую динамику высокочастотных звуковых колебаний или быть расположенным так, чтобы колебания давления в системе предотвращались от достижения предельного цикла посредством гашения начала колебаний в их резонансный частотный диапазон. Резонатор должен в достаточной мере уменьшать динамику высокочастотных звуковых колебаний, которая может возникать в течение различных газотурбинных режимов работы. Резонатор не должен быть относительно дорог в производстве или иметь недостаток, сказывающийся на долговечности работы системы камеры сгорания.
Сущность изобретения
В соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения система уменьшения динамики камеры сгорания содержит: систему сгорания, содержащую множество жаровых труб 120, причем каждая камера сгорания 120 содержит множество топливных форсунок 125, установленных рядом с эффузионной пластиной 400; и, по меньшей мере, один резонатор 150, установленный рядом с головной частью жаровой трубы 120, при этом, по меньшей мере, один резонатор содержит: первую сторону 152, содержащую множество отверстий, образующих сетку 156 отверстий холодной стороны, вторую сторону 160, содержащую множество отверстий, образующих сетку отверстий горячей стороны; и полость 158, по существу образованную первой стороной 152 и горячей стороной, причем сетка 156 отверстий холодной стороны ориентирована так, что каждое из множества отверстий в сетке 156 отверстий холодной стороны обеспечивает соударение струи охлаждающего воздуха по существу с поверхностью 162, обращенной ко второй стороне; а сетка отверстий 164 горячей стороны ориентирована так, что каждое из множества отверстий в сетке отверстий 164 горячей стороны обеспечивает соударение струи рабочей текучей среды по существу с поверхностью 154, обращенной к первой стороне.
В качестве альтернативы, по меньшей мере, один резонатор 150 имеет по существу цилиндрическую форму. В качестве альтернативы, по меньшей мере, один резонатор 150 установлен вокруг центральной области 180 головки, рядом с эффузионной пластиной 400. В качестве альтернативы, количество множества отверстий, образующих сетку 156 отверстий холодной стороны, меньше, чем количество отверстий, образующих сетку отверстий горячей стороны. В качестве альтернативы, размер каждого отверстия в сетке 156 отверстий холодной стороны меньше, чем размер каждого отверстия в сетке отверстий горячей стороны. В качестве альтернативы, сетка 156 отверстий холодной стороны выполнена с возможностью направления охлаждающего воздуха через полость 158. В качестве альтернативы, резонатор 150 выполнен с возможностью уменьшения динамики сгорания с частотой от около 1000 Гц до около 4000 Гц. В качестве альтернативы, по меньшей мере, один резонатор 150 выполнен с возможностью уменьшения динамики сгорания с частотой от около 1000 Гц или выше. В качестве альтернативы, по меньшей мере, один резонатор 150 установлен по периферии рядом с эффузионной пластиной 400. В качестве альтернативы, система дополнительно содержит, по меньшей мере, один дополнительный резонатор 150, установленный по периферии рядом с эффузионной пластиной 400.
Краткое описание чертежей
Фиг.1 представляет собой схематический вид оборудования, в котором работает вариант осуществления настоящего изобретения.
Фиг.2А-2С, вместе фиг.2, представляют собой вид резонатора на стороне выше по потоку, вертикальную проекцию, и на стороне ниже по потоку в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения.
Фиг.3 представляет собой схематичный вид сбоку, иллюстрирующий резонатор, установленный в жаровую трубу в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения.
Фиг.4 представляет собой схематичный вид со стороны выше по потоку резонатора на фиг.3 в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения.
Фиг.5 представляет собой схематичный вид со стороны выше по потоку резонатора, иллюстрирующий места установки множества резонаторов, в соответствии с альтернативным вариантом осуществления настоящего изобретения.
Подробное описание изобретения
Определенная терминология используется в данном документе только для удобства и не должна быть принята как ограничивающая изобретение. Например, такие слова, как "верхний", "нижний", "левый", "передний", "правый", "горизонтальный", "вертикальный", "выше по потоку", "ниже по потоку", "передний" и "задний", просто описывают конфигурации, показанные на чертежах. На самом деле элементы могут быть ориентированы в любом направлении, и терминологию следует понимать как охватывающую такие варианты, если не указано иное.
Дана ссылка на чертежи, на которых различные ссылочные позиции представляют одинаковые части на нескольких чертежах. Фиг.1 представляет собой схематичный вид оборудования, в котором работает вариант осуществления настоящего изобретения. На фиг.1 газовая турбина 100 включает в себя: секцию 110 компрессора; множество жаровых труб 120, причем каждая труба содержит множество топливных форсунок 125; секцию 130 турбины; переходной участок 140; резонатор 150; канал 195 потока.
Как правило, секция 110 компрессора включает в себя множество вращающихся лопастей (не показаны) и неподвижных лопаток (не показаны), выполненных с возможностью сжатия текучих сред. Множество жаровых труб 120 может быть соединено с источником топлива (не показан). Внутри каждой жаровой трубы 120 сжатый воздух и топливо смешиваются, воспламеняются и передаются в канал 195 потока, тем самым, создавая рабочую текучую среду. Смесью топлива и воздуха является предпочтительно обедненная топливная стехиометрическая смесь.
Канал 195 потока рабочей текучей среды обычно продолжается от заднего конца множества топливных форсунок 125 вниз по потоку через переходной участок 140 в секцию 130 турбины. Секция 130 турбины включает в себя множество вращающихся и неподвижных элементов, ни один из которых не показан, и преобразовывает рабочую текучую среду в механический крутящий момент.
Газовые турбины, как правило, приводятся в действие либо базовой нагрузкой или частичной нагрузкой. Работа по нагрузке частично определяет количество потребляемого топлива. Отклонения в расходе потребляемого топлива могут вызывать динамику камеры сгорания, которая может увеличиваться в канале 195 потока; как выше по потоку, так и ниже по потоку жаровых труб 120. Когда газовая турбина 100 находится в состоянии базовой нагрузки, максимумы динамики камеры сгорания, как правило, относительно низкие. Тем не менее, в процессе переходного режима переключения или работы с частичной нагрузкой, максимумы динамики камеры сгорания могут быть очень высокими. Более того, динамика высокочастотных звуковых колебаний, как правило, считается как одна из наиболее разрушительных, способная достигать высших уровней в процессе работы с частичной нагрузкой. Резонатор 150 согласно варианту осуществления настоящего изобретения может быть установлен в область жаровой трубы 120, где может возникать наивысшая динамика высокочастотных звуковых колебаний в процессе работы с частичной нагрузкой.
Дана ссылка на фиг.2А-2С, вместе фиг.2, которые иллюстрируют вид резонатора 150 на стороне выше по потоку, вертикальный разрез, и на стороне ниже по потоку в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения. Резонатор 150 согласно варианту осуществления настоящего изобретения содержит первую сторону 152, полость 158 и вторую сторону 160.
На фиг.2А показана первая сторона 152 в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения. Первая сторона 152 может включать в себя поверхность 154, обращенную к первой стороне, и сетку 156 отверстий холодной стороны.
Первая сторона 152 может образовывать сторону выше по потоку резонатора 150, при этом сторона выше по потоку является стороной, расположенной рядом с секцией 110 компрессора. Первая сторона 152 может иметь множество отверстий, образующих сетку 156 отверстий холодной стороны. Сетка 156 отверстий холодной стороны может быть образована в поверхности 154, обращенной к первой стороне. Сетка 156 отверстий холодной стороны обеспечивает поступление охлаждающего воздуха в резонатор 150. Охлаждающий воздух охлаждает вторую сторону 160 и может предотвратить обратное течение рабочей текучей среды в резонатор 150. В варианте осуществления настоящего изобретения количество отверстий в сетке 156 отверстий холодной стороны может быть выполнено и ориентировано так, что струя охлаждающего воздуха протекает через каждое отверстие сетки 156 отверстий холодной стороны. Это может обеспечить получение второй стороной 160 достаточного количества охлаждающего воздуха, который в итоге вытечет из поверхности 162, обращенной ко второй стороне.
Первая сторона 152 может быть выполнена из любого подходящего материала, выдерживающего нормальные рабочие условия, испытываемые резонатором 150. Кроме того, первая сторона 152 может быть образована любой формой, которая обеспечивает легкий и рентабельный монтаж в головную часть жаровой трубы 120. Например, но не ограничиваясь, вариантом осуществления настоящего изобретения является по существу круглая пластина, которая может иметь диаметр от около 3,50 дюйма до около 4,00 дюймов, а сетка отверстий холодной стороны может содержать, например, но не ограничиваясь, от около 25 до около 50 отверстий.
На фиг.2B показана полость 158 резонатора 150 в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения. Полость 158 может быть образована в виде объема между поверхностью 154, обращенной к первой стороне, и поверхностью 162, обращенной ко второй стороне (описано ниже). Обычно полость 158 использует неиспользованное пространство в обычных камерах сгорания и, как правило, является закрытым объемом. Инерция рабочей текучей среды, проходящей сквозь сетку 164 отверстий горячей стороны, находится под действием объемной жесткости полости 158, производящей резонанс в скорости рабочей текучей среды в сетке 164 отверстий горячей стороны. Такое колебание потока обычно имеет определенную собственную частоту и обеспечивает эффективный механизм, поглощающий звуковую энергию. Поэтому полость 158 получает и поглощает звуковую энергию от второй стороны 160, уменьшая динамику высокочастотных звуковых колебаний.
Любой подходящий материал, выдерживающий обычные рабочие условия, испытываемые резонатором 150, может окружать полость 158. Кроме того, полость 158 может быть образована любой формой, которая обеспечивает легкий и рентабельный монтаж в центральную область 180 головки (показана на фиг.4 и 5) жаровой трубы 120. Например, но не ограничиваясь, вариантом осуществления настоящего изобретения является по существу цилиндрическая полость, имеющая диаметр от около 3,50 до около 4,00 дюймов глубиной от около 2,00 дюймов до около 2,50 дюйма и выполненная с возможностью соединения с первой стороной 152 и второй стороной 160.
На фиг.2С показана вторая сторона 160 в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения. Вторая сторона 160 может включать в себя поверхность 162, обращенную ко второй стороне, и сетку 164 отверстий горячей стороны.
Вторая сторона 160 может образовывать сторону ниже по потоку резонатора 150, при этом сторона ниже по потоку является стороной, расположенной рядом с множеством топливных форсунок 125 внутри головной части жаровой трубы 120. Вторая сторона получает часть рабочей текучей среды. Рабочая текучая среда направляется через вторую сторону 160 и протекает к полости 158.
Вторая сторона 160 может быть аксиально расположена с эффузионной пластиной (как показано на фиг.4 и 5) в жаровой трубе 120. Вторая сторона 160 может иметь множество отверстий, которые образуют сетку 164 отверстий горячей стороны. Сетка 164 отверстий горячей стороны может быть образована в поверхности 162, обращенной ко второй стороне.
Вторая сторона 160 может быть выполнена из любого подходящего материала, выдерживающего нормальные рабочие условия, испытываемые резонатором 150. Вторая сторона 160 может быть образована любой формой, которая обеспечивает легкий и рентабельный монтаж в головную часть жаровой трубы 120. Например, но не ограничиваясь, вариантом осуществления настоящего изобретения является по существу круглая пластина, которая может иметь диаметр от около 3,50 дюйма до около 4,00 дюймов. Толщина второй стороны 160 в целом служит в качестве длины горловины резонатора 150. Длина горловины обычно является важным параметром для конфигурации резонатора для уменьшения динамики конкретной частоты. Вариант осуществления настоящего изобретения служит для уменьшения динамики высокочастотных звуковых колебаний, которая появляется в частотах 1000 Гц или выше. Толщина второй стороны 160 может составлять от 0,187 дюйма до около 0,250 дюйма.
Сетка 164 отверстий горячей стороны может содержать, например, но не ограничиваясь, от около 25 до около 70 отверстий. Количество отверстий в сетке 164 отверстий горячей стороны выполнено и ориентировано так, что струя рабочей текучей среды, которая протекает через каждое отверстие сетки 156 отверстий холодной стороны, направляется так, что соударяется с поверхностью 162, обращенной ко второй стороне.
В варианте осуществления настоящего изобретения количество множества отверстий, образующих сетку 156 отверстий холодной стороны, может быть меньше, чем количество отверстий, образующих сетку 164 отверстий горячей стороны. Более того, в варианте осуществления настоящего изобретения размер каждого отверстия среди сетки 156 отверстий холодной стороны может быть меньше, чем размер каждого отверстия среди сетки 164 отверстий горячей стороны. Вышеупомянутые признаки могут гарантировать, что имеет место адекватное направление рабочей текучей среды и уменьшение динамики камеры сгорания.
При использовании резонатор 150 может быть настроен для поглощения конкретной частоты динамики сгорания. Например, но не ограничиваясь, частоты динамики сгорания могут находиться в диапазоне от около 1000 Гц до около 4000 Гц, более того, частоты динамики при сгорании могут возникать от любых частот выше, чем, приблизительно, 1000 Гц. На фиг.3 и 4 показан резонатор 150, установленный в жаровой трубе 120. Дана ссылка конкретно на фиг.3, которая является схематичным видом сбоку, иллюстрирующим место установки резонатора в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения. Жаровая труба 120 включает в себя множество топливных форсунок 125. Вторая сторона 160 резонатора 150 может быть аксиально расположена вблизи концов ниже по потоку топливных форсунок 125. В варианте осуществления настоящего изобретения полость 158, первая сторона 152 и вторая сторона 160 соединены для образования резонатора 150. Канал 195 потока иллюстрирует выходящий поток рабочей текучей среды, а первая сторона 152 иллюстрирует расположение входящего потока в жаровой трубе 120.
Дана ссылка на фиг.4, которая является схематичным видом резонатора на входе потока фиг.3, в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения. Некоторые системы сгорания включают эффузионную пластину 400, имеющую центральную область 180 головки (показана на фиг.5). Обычно центральная область 180 головки расположена в области, которая может испытывать максимум динамики высокочастотных звуковых колебаний. Резонатор 150 может быть установлен в положение, которое обычно или, как правило, занимает центральную область 180 головки. Следовательно, вторая сторона 160 может значительно уменьшать динамику. Более того, устанавливая резонатор 150 вблизи центральной части головки, расходы на установку устройства уменьшения динамики могут быть значительно уменьшены.
Дана ссылка на фиг.5, которая является схематичным видом резонатора на входе потока, иллюстрирующая установочные расположения множества резонаторов в соответствии с альтернативным вариантом осуществления настоящего изобретения. Вследствие изменяющихся свойств частот динамики камеры сгорания может быть необходимо обеспечить множество резонаторов 150. Альтернативный вариант осуществления настоящего изобретения может включать в себя, по меньшей мере, один резонатор 150, установленный по периферии около жаровой трубы 120. При этом настоящее изобретение обеспечивает гибкость конструкции и расположения резонатора 150 для частоты и положение, в котором может возникать уменьшение наибольшей динамики. Кроме того, альтернативный вариант осуществления настоящего изобретения может включать в себя множество резонаторов 150, установленных по периферии вокруг жаровой трубы, и резонатор 150, установленный в центре множества топливных форсунок 400.
Несмотря на то что настоящее изобретение было показано и описано подробно относительно только нескольких примеров вариантов осуществления, специалистам в данной области должно быть понятно, что изобретение не ограничено вариантами осуществления, поскольку могут быть сделаны различные модификации, исключения и дополнения к раскрытым вариантам осуществления без существенного отступления от новых идей и преимуществ изобретения, в частности, в вышеизложенных материалах. Следовательно, должны быть охвачены все модификации, исключения, дополнения и эквиваленты, которые могут быть включены в сущность и объем изобретения, как определено следующей формулой изобретения.
Перечень ссылочных позиций
100 - газовая турбина
110 - секция компрессора
120 - жаровая труба
125 - топливная форсунка
130 - секция турбины
140 - переходной участок
150 - резонатор
152 - первая сторона
154 - поверхность, обращенная к первой стороне
156 - сетка отверстий холодной стороны
158 - полость
160 - вторая сторона
162 - поверхность, обращенная ко второй стороне
164 - сетка отверстий горячей стороны
180 - центральная область головки
195 - канал потока
400 - эффузионная пластина

Claims (10)

1. Система уменьшения динамики камеры сгорания, содержащая: систему сгорания, содержащую множество жаровых труб 120, каждая из которых содержит множество топливных форсунок 125, установленных рядом с эффузионной пластиной 400, и, по меньшей мере, один резонатор 150, установленный на эффузионной пластине жаровой трубы 120, при этом, по меньшей мере, один резонатор 150 содержит: первую сторону 152, содержащую множество отверстий, образующих сетку 156 отверстий холодной стороны, вторую сторону 160, содержащую множество отверстий, образующих сетку отверстий горячей стороны, и полость 158, по существу образованную первой стороной 152 и горячей стороной, причем сетка 156 отверстий холодной стороны ориентирована так, что каждое из множества отверстий в сетке 156 отверстий холодной стороны обеспечивает поступление струи охлаждающего воздуха в полость из множества отверстий, при этом струя охлаждающего воздуха проходит через полость для соударения по существу с поверхностью 162, обращенной ко второй стороне, а сетка 164 отверстий горячей стороны ориентирована так, что каждое из множества отверстий в сетке 164 отверстий горячей стороны обеспечивает соударение струи рабочей текучей среды по существу с поверхностью 154, обращенной к первой стороне.
2. Система по п.1, в которой, по меньшей мере, один резонатор 150 имеет по существу цилиндрическую форму.
3. Система по п.1, в которой, по меньшей мере, один резонатор 150 установлен вокруг центральной области 180 головки.
4. Система по п.1, в которой количество множества отверстий, образующих сетку 156 отверстий холодной стороны, меньше, чем количество отверстий, образующих сетку отверстий горячей стороны.
5. Система по п.4, в которой размер каждого отверстия в сетке 156 отверстий холодной стороны меньше, чем размер каждого отверстия в сетке отверстий горячей стороны.
6. Система по п.1, в которой сетка 156 отверстий холодной стороны выполнена с возможностью направления охлаждающего воздуха через полость 158.
7. Система по п.1, в которой резонатор 150 выполнен с возможностью уменьшения динамики сгорания с частотой от около 1000 Гц до около 4000 Гц.
8. Система по п.1, в которой, по меньшей мере, один резонатор 150 выполнен с возможностью уменьшения динамики сгорания с частотой от около 1000 Гц или выше.
9. Система по п.1, в которой, по меньшей мере, один резонатор 150 установлен по периферии рядом с эффузионной пластиной 400.
10. Система по п.3, дополнительно содержащая, по меньшей мере, один дополнительный резонатор 150, установленный по периферии рядом с эффузионной пластиной 400.
RU2008112752/06A 2007-04-03 2008-04-02 Система уменьшения динамики камеры сгорания RU2467252C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/732,143 US20080245337A1 (en) 2007-04-03 2007-04-03 System for reducing combustor dynamics
US11/732,143 2007-04-03

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008112752A RU2008112752A (ru) 2009-10-10
RU2467252C2 true RU2467252C2 (ru) 2012-11-20

Family

ID=39736428

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008112752/06A RU2467252C2 (ru) 2007-04-03 2008-04-02 Система уменьшения динамики камеры сгорания

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20080245337A1 (ru)
JP (1) JP5112926B2 (ru)
KR (1) KR20080090314A (ru)
DE (1) DE102008016931A1 (ru)
RU (1) RU2467252C2 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2660740C1 (ru) * 2016-04-05 2018-07-09 Мицубиси Хитачи Пауэр Системз, Лтд. Сжигающее устройство газотурбинной установки
RU2784917C2 (ru) * 2018-03-23 2022-12-01 Ансальдо Энергия Свитзерленд Аг Газотурбинная установка и способ ее модернизации

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8789372B2 (en) 2009-07-08 2014-07-29 General Electric Company Injector with integrated resonator
RU2506499C2 (ru) * 2009-11-09 2014-02-10 Дженерал Электрик Компани Топливные форсунки газовой турбины с противоположными направлениями завихрения
US8733108B2 (en) * 2010-07-09 2014-05-27 General Electric Company Combustor and combustor screech mitigation methods
US20120055163A1 (en) * 2010-09-08 2012-03-08 Jong Ho Uhm Fuel injection assembly for use in turbine engines and method of assembling same
US8875516B2 (en) 2011-02-04 2014-11-04 General Electric Company Turbine combustor configured for high-frequency dynamics mitigation and related method
US9341375B2 (en) 2011-07-22 2016-05-17 General Electric Company System for damping oscillations in a turbine combustor
US8966903B2 (en) 2011-08-17 2015-03-03 General Electric Company Combustor resonator with non-uniform resonator passages
US8443611B2 (en) * 2011-09-09 2013-05-21 General Electric Company System and method for damping combustor nozzle vibrations
US9188342B2 (en) * 2012-03-21 2015-11-17 General Electric Company Systems and methods for dampening combustor dynamics in a micromixer
US20150167980A1 (en) * 2013-12-18 2015-06-18 Jared M. Pent Axial stage injection dual frequency resonator for a combustor of a gas turbine engine
WO2018021996A1 (en) * 2016-07-25 2018-02-01 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine engine with resonator rings
CN106247402B (zh) * 2016-08-12 2019-04-23 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种火焰筒
US20180313540A1 (en) * 2017-05-01 2018-11-01 General Electric Company Acoustic Damper for Gas Turbine Engine Combustors
CN115355534B (zh) * 2022-09-05 2024-03-12 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 一种燃气轮机燃料混合系统及燃气轮机

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2807931A (en) * 1951-06-16 1957-10-01 Jr Albert G Bodine Control of combustion instability in jet engines
FR2570129A1 (fr) * 1984-09-05 1986-03-14 Messerschmitt Boelkow Blohm Dispositif pour amortir les vibrations dans la chambre de combustion de moteurs-fusees a propergols liquides
DE19640980A1 (de) * 1996-10-04 1998-04-16 Asea Brown Boveri Vorrichtung zur Dämpfung von thermoakustischen Schwingungen in einer Brennkammer
EP1213539A1 (en) * 2000-12-06 2002-06-12 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine combustor, gas turbine, and jet engine
US6531947B1 (en) * 2000-09-12 2003-03-11 3M Innovative Properties Company Direct acting vertical thermal actuator with controlled bending
RU2219439C1 (ru) * 2002-09-03 2003-12-20 Андреев Анатолий Васильевич Камера сгорания

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5644918A (en) * 1994-11-14 1997-07-08 General Electric Company Dynamics free low emissions gas turbine combustor
US6351947B1 (en) * 2000-04-04 2002-03-05 Abb Alstom Power (Schweiz) Combustion chamber for a gas turbine
US6530221B1 (en) * 2000-09-21 2003-03-11 Siemens Westinghouse Power Corporation Modular resonators for suppressing combustion instabilities in gas turbine power plants
US6438959B1 (en) * 2000-12-28 2002-08-27 General Electric Company Combustion cap with integral air diffuser and related method
GB2390150A (en) * 2002-06-26 2003-12-31 Alstom Reheat combustion system for a gas turbine including an accoustic screen
US7413053B2 (en) * 2006-01-25 2008-08-19 Siemens Power Generation, Inc. Acoustic resonator with impingement cooling tubes

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2807931A (en) * 1951-06-16 1957-10-01 Jr Albert G Bodine Control of combustion instability in jet engines
FR2570129A1 (fr) * 1984-09-05 1986-03-14 Messerschmitt Boelkow Blohm Dispositif pour amortir les vibrations dans la chambre de combustion de moteurs-fusees a propergols liquides
DE19640980A1 (de) * 1996-10-04 1998-04-16 Asea Brown Boveri Vorrichtung zur Dämpfung von thermoakustischen Schwingungen in einer Brennkammer
US6531947B1 (en) * 2000-09-12 2003-03-11 3M Innovative Properties Company Direct acting vertical thermal actuator with controlled bending
EP1213539A1 (en) * 2000-12-06 2002-06-12 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine combustor, gas turbine, and jet engine
RU2219439C1 (ru) * 2002-09-03 2003-12-20 Андреев Анатолий Васильевич Камера сгорания

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2660740C1 (ru) * 2016-04-05 2018-07-09 Мицубиси Хитачи Пауэр Системз, Лтд. Сжигающее устройство газотурбинной установки
RU2784917C2 (ru) * 2018-03-23 2022-12-01 Ансальдо Энергия Свитзерленд Аг Газотурбинная установка и способ ее модернизации

Also Published As

Publication number Publication date
JP5112926B2 (ja) 2013-01-09
RU2008112752A (ru) 2009-10-10
KR20080090314A (ko) 2008-10-08
DE102008016931A1 (de) 2008-10-09
US20080245337A1 (en) 2008-10-09
JP2008256351A (ja) 2008-10-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2467252C2 (ru) Система уменьшения динамики камеры сгорания
RU2568030C2 (ru) Демпфирующее устройство для уменьшения пульсаций камеры сгорания
JP6059902B2 (ja) ガスタービンエンジンに用いられる音響減衰装置
JP5010402B2 (ja) 燃焼器用の噴射組立体
US8516819B2 (en) Forward-section resonator for high frequency dynamic damping
US9506654B2 (en) System and method for reducing combustion dynamics in a combustor
JP2002174427A (ja) ガスタービン燃焼器およびガスタービン並びにジェットエンジン
US9291104B2 (en) Damping device and gas turbine combustor
JP4429730B2 (ja) ガスタービン
JP5377747B2 (ja) タービン燃焼システム
US8869533B2 (en) Combustion system for a gas turbine comprising a resonator
CA2748256C (en) Acoustic damper
US20030233831A1 (en) Gas turbine combustor, gas turbine, and jet engine
JP2002039533A (ja) 燃焼器、ガスタービン及びジェットエンジン
WO2004051063A1 (ja) ガスタービン燃焼器、及びこれを備えたガスタービン
JP5715409B2 (ja) 燃焼器ダイナミックスを軽減する方法及び装置
JP6148504B2 (ja) マイクロミキサ内の燃焼器ダイナミックスを減衰させるためのシステムおよび方法
US8800288B2 (en) System for reducing vibrational motion in a gas turbine system
JP4274996B2 (ja) ガスタービン燃焼器
EP2522910B1 (en) Combustor Casing For Combustion Dynamics Mitigation
US8631654B2 (en) Burner system and method for damping such a burner system
WO2013043078A1 (en) Combustor cap for damping low frequency dynamics
JP5054988B2 (ja) 燃焼器
JP2004183946A (ja) ガスタービン燃焼器、及びこれを備えたガスタービン
EP2938927A1 (en) Gas turbine burner assembly equipped with a helmholtz resonator

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20140403