CN108019777B - 多点中心体喷射器小型混合燃料喷嘴组件 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种用于燃气涡轮发动机的燃料喷射器。所述燃料喷射器包括限定流体腔室的端壁、中心体、从所述端壁朝向所述燃料喷射器的下游端包围所述中心体的外部套管，以及流体腔壁。所述中心体包括轴向延伸的外壁，以及从所述端壁朝向所述燃料喷射器的所述下游端延伸的内壁。所述外壁、所述内壁和所述端壁一起限定沿朝向所述燃料喷射器的所述下游端的第一方向以及沿朝向所述燃料喷射器的上游端的第二方向延伸的流体导管。所述流体导管与所述流体腔室处于流体连通。
Description
技术领域
本发明主题大体上涉及燃气涡轮发动机燃烧组件。更具体地说，本发明主题涉及一种用于燃气涡轮发动机燃烧室的预混合燃料喷嘴组件。
背景技术
飞机和工业燃气涡轮发动机包括一种燃烧室，燃料在燃烧室中燃烧以输入能量实现发动机循环。典型的燃烧室结合一个或多个燃料喷嘴，所述一个或多个燃料喷嘴的功能是将液态或气态燃料引入空气流动流，从而使得所述空气流动流能够雾化并燃烧。一般的燃气涡轮发动机燃烧设计标准包括优化燃料与空气的混合物和燃烧以产生高能燃烧，同时最小化例如一氧化碳、二氧化碳、一氧化二氮和未燃尽的碳氢化合物等的排放，以及最小化部分由于燃烧期间的压力振荡导致的燃烧音调(combustion tones)。
然而，一般的燃气涡轮发动机燃烧设计标准通常造成必须要解决的冲突和不利结果。举例来说，产生高能量燃烧的已知解决方案是结合轴向定向的叶片或涡旋器串联结合燃料喷射器以促进燃料-空气混合和雾化。然而，这种串联组合可能会产生巨大燃烧涡旋或更长的火焰，从而可能会增加主要燃烧区滞留时间或形成更长的火焰。此类燃烧涡旋可诱发燃烧不稳定性，例如声压动力或振荡(即，燃烧音调)提高、贫油熄火(lean blow-out，LBO)风险提高或噪音提高或者诱发周向局部热斑(即，可能会损坏下游涡轮区段的周向不对称温度分布)、或者对燃烧区段或整个燃气涡轮发动机诱发结构损坏。
另外，更大的燃烧涡旋或更长的火焰可能会增加燃烧室区段的长度。增加燃烧室的长度大体上会增加燃气涡轮发动机的长度或占用用于燃气涡轮发动机的其它部件的设计空间。例如通过以下方式而导致的燃气涡轮发动机长度的此类增加大体上不利于一般的燃气涡轮发动机设计标准：增加飞机燃气涡轮发动机的重量和组装并且由此降低燃气涡轮发动机燃料效率和性能。
因此，需要一种燃料喷嘴组件，其可产生高能燃烧，同时最小化排放、燃烧不稳定性、结构磨损和性能下降，并且同时维持或减少燃烧室大小。
发明内容
本发明的各方面及优点将部分在以下描述中阐述，或可从所述描述显而易见，或可通过本发明的实践得知。
本发明涉及一种用于燃气涡轮发动机的燃料喷射器。燃料喷射器包括限定流体腔室的端壁、中心体、从燃料喷射器的端壁朝向下游端包围中心体的外部套管以及流体腔壁。中心体包括轴向延伸的外壁以及从燃料喷射器的端壁朝向下游端延伸的内壁。外壁、内壁和端壁一起限定沿朝向燃料喷射器的下游端的第一方向以及沿朝向燃料喷射器的上游端的第二方向延伸的流体导管。流体导管与流体腔室处于流体连通。外壁限定与流体导管处于流体连通的至少一个径向定向的流体喷射端口。外部套管和中心体限定径向位于其间的预混合通道并且在预混合通道的下游端处限定出口。外部套管进一步限定周向布置在外部套管的第一轴向部分处的多个径向定向的第一空气入口端口，以及周向布置在外部套管的第二轴向部分处的多个径向定向的第二空气入口端口。流体腔壁轴向设置在第一空气入口端口与第二空气入口端口之间并且从外部套管朝向中心体径向延伸。流体腔壁限定流体空腔以及与流体空腔处于流体连通的第二流体喷射端口。第二流体喷射端口与预混合通道处于流体连通。
本发明的另一方面涉及一种用于燃气涡轮发动机的燃料喷嘴。燃料喷嘴包括限定流体腔室和流体增压室的端壁，以及轴向和径向相邻布置的多个燃料喷射器。流体增压室至少部分地周向延伸穿过端壁。燃料喷嘴进一步包括连接到每个燃料喷射器的外部套管的下游端的后壁。每个燃料喷射器的流体导管与流体腔室处于流体连通。
具体地，本申请技术方案1涉及一种用于燃气涡轮发动机的燃料喷射器，所述燃料喷射器包括：端壁，其限定流体腔室；包括轴向延伸的外壁和内壁的中心体，其中所述外壁和内壁从所述端壁朝向所述燃料喷射器的下游端延伸，并且其中所述外壁、所述内壁和所述端壁一起限定沿朝向所述燃料喷射器的所述下游端的第一方向以及沿朝向所述燃料喷射器的上游端的第二方向延伸的流体导管，所述流体导管与所述流体腔室处于流体连通，并且其中所述外壁限定与所述流体导管处于流体连通的至少一个径向定向的流体喷射端口；外部套管，其从所述端壁朝向所述燃料喷射器的所述下游端包围所述中心体，其中所述外部套管和所述中心体限定径向位于其间的预混合通道，并且在所述预混合通道的所述下游端处限定出口，并且其中所述外部套管限定周向布置在所述外部套管的第一轴向部分处的多个径向定向的第一空气入口端口，并且其中所述外部套管限定周向布置在所述外部套管的第二轴向部分处的多个径向定向的第二空气入口端口；以及流体腔壁，其中所述流体腔壁轴向设置在所述第一空气入口端口与所述第二空气入口端口之间，并且从所述外部套管朝向所述中心体径向延伸，并且其中所述流体腔壁限定流体空腔以及与所述流体空腔处于流体连通的第二流体喷射端口，并且其中所述第二流体喷射端口与所述预混合通道处于流体连通。
本申请技术方案2根据技术方案1所述的燃料喷射器，所述第二流体喷射端口与所述燃料喷射器的纵向中心线轴向共线定向，并且所述第二流体喷射端口设置在所述外部套管与所述中心体之间。
本申请技术方案3根据技术方案1所述的燃料喷射器，其特征在于，所述端壁进一步限定至少部分地周向延伸穿过所述端壁的流体增压室，并且所述外部套管进一步限定径向延伸穿过所述外部套管并且从所述端壁轴向延伸的多个第一空气入口端口壁。
本申请技术方案4根据技术方案3所述的燃料喷射器，所述多个第一空气入口端口壁相对于从所述纵向中心线径向延伸的竖直参考线限定涡旋角，并且所述涡旋角是约35至约65度或约-35至约-65度。
本申请技术方案5根据技术方案3所述的燃料喷射器，由所述流体腔壁限定的所述流体空腔进一步由所述第一空气入口端口壁限定，并且所述流体空腔从所述流体腔壁延伸穿过所述第一空气入口端口壁以与所述流体增压室进行流体连通。
本申请技术方案6根据技术方案5所述的燃料喷射器，所述流体空腔至少部分地在所述流体腔壁内周向延伸并且从所述流体腔壁轴向延伸到所述端壁。
本申请技术方案7根据技术方案1所述的燃料喷射器，所述外部套管进一步限定多个第二空气入口端口壁，并且所述多个第二空气入口端口壁相对于从所述纵向中心线径向延伸的竖直参考线限定涡旋角，并且所述涡旋角是约35度至约65度或约-35度至约-65度。
本申请技术方案8根据技术方案1所述的燃料喷射器，所述燃料喷射器进一步包括：设置在所述中心体的所述下游端处的护罩，其中所述护罩从所述中心体的所述外壁的所述下游端轴向延伸，并且所述护罩围绕所述外壁的所述下游端呈环形。
本申请技术方案9根据技术方案8所述的燃料喷射器，所述护罩进一步包括从所述外壁径向向内的护罩壁，所述护罩壁向上游突出到所述中心体中。
本申请技术方案10根据技术方案1所述的燃料喷射器，在所述预混合通道内限定从所述流体喷射端口到所述预混合通道的所述出口的混合长度，并且所述中心体进一步限定从所述外壁径向向外并且沿所述预混合通道的中心体表面，并且所述外部套管进一步限定从所述外部套管径向向内并且沿所述预混合通道的外部套管表面，并且所述中心体表面和所述外部套管表面限定环形液压直径。
本申请技术方案11根据技术方案10所述的燃料喷射器，所述混合长度与所述环形液力直径的比率是约3.5或更小。
本申请技术方案12根据技术方案10所述的燃料喷射器，所述环形液力直径是约7.65毫米或更小。
本申请技术方案13根据技术方案10所述的燃料喷射器，沿所述混合长度的所述外部套管表面的至少一部分从所述纵向中心线径向向外延伸。
本申请技术方案14根据技术方案10所述的燃料喷射器，所述中心体表面和所述外部套管表面限定平行关系，使得所述环形液力直径贯穿所述预混合通道的所述混合长度保持恒定。
本申请技术方案15根据技术方案1所述的燃料喷射器，所述中心体进一步限定所述径向定向的流体喷射端口的第一出口端口和第二出口端口，所述第一出口端口从所述第二出口端口径向向内，并且所述第一出口端口邻近所述流体导管，而所述第二出口端口邻近所述预混合通道。
本申请技术方案16根据技术方案15所述的燃料喷射器，每个第一出口端口相对于每个相应第二出口端口径向偏心。
本申请技术方案17根据技术方案15所述的燃料喷射器，每个第一出口端口相对于每个相应第二出口端口轴向偏心。
本申请技术方案18涉及一种用于燃气涡轮发动机的燃料喷嘴，所述燃料喷嘴包括：端壁，其限定流体腔室和流体增压室，其中所述流体增压室至少部分地周向延伸穿过所述端壁；轴向和径向相邻布置的多个燃料喷射器，其中每个燃料喷射器包括：包括轴向延伸的外壁和内壁的中心体，其中所述外壁和内壁从所述燃料喷射器的所述端壁朝向下游端延伸，并且其中所述外壁、所述内壁和所述端壁一起限定沿朝向所述燃料喷射器的所述下游端的第一方向以及沿朝向所述燃料喷射器的上游端的第二方向延伸的流体导管，所述流体导管与所述流体腔室处于流体连通，并且其中所述中心体限定与所述流体导管处于流体连通的至少一个径向定向的流体喷射端口；外部套管，其从所述端壁朝向所述燃料喷射器的所述下游端包围所述中心体，其中所述外部套管和所述中心体限定径向位于其间的预混合通道，并且在所述预混合通道的所述下游端处限定出口，并且其中所述外部套管限定周向布置在所述外部套管的第一轴向部分处的多个径向定向的第一空气入口端口，并且其中所述外部套管限定周向布置在所述外部套管的第二轴向部分处的多个径向定向的第二空气入口端口；以及流体腔壁，其中所述流体腔壁轴向设置在所述第一空气入口端口与所述第二空气入口端口之间，并且从所述外部套管朝向所述中心体径向延伸，并且其中所述流体腔壁限定流体空腔以及与所述流体空腔处于流体连通的第二流体喷射端口，并且其中所述第二流体喷射端口与所述预混合通道处于流体连通；以及后壁，其中每个燃料喷射器的所述外部套管的所述下游端连接到所述后壁。
本申请技术方案19根据技术方案18所述的燃料喷嘴，所述燃料喷嘴限定从发动机中心线径向延伸每约25.5毫米一个燃料喷射器的比率。
本申请技术方案20根据技术方案18所述的燃料喷嘴，所述燃料喷嘴限定多个独立流体区，并且所述独立流体区被配置成使流体独立地与所述端壁的每个流体腔室或流体增压室相互连贯。
参考下面的描述和所附的权利要求，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解。被包括到说明书中并组成其一部分的附图展示了本发明的实施例，并且与所述描述一起用来说明本发明的原理。
附图说明
本发明的完整且可实施的公开内容，包括其对于所属领域的一般技术人员来说的最佳模式，在参考附图的说明书中被阐述，在所述附图中：
图1是结合燃料喷射器和燃料喷嘴组件的示范性实施例的示范性燃气涡轮发动机的示意性截面图；
图2是图1所示出的示范性发动机的燃烧室组件的示范性实施例的轴向截面视图；
图3是用于图2所示出的燃烧室组件的燃料喷射器的示范性实施例的剖视透视图；
图4是图3所示出的燃料喷射器的示范性实施例的截面透视图；
图5是图3所示出的燃料喷射器的示范性实施例的另一截面透视图；
图6是包括图2所示出的多个示范性燃料喷射器的示范性燃料喷嘴的透视图；并且
图7是图6所示出的示范性燃料喷嘴的端壁的剖视透视图。
在本说明书和附图中参考标号的重复使用意欲表示本发明的相同或相似特征或元件。
具体实施方式
现在将对本发明的实施例进行详细参考，在图式中说明本发明的实施例的一或多个实例。每个实例是为了解释本发明而提供，而非限制本发明。实际上，所属领域的技术人员将清楚，在不脱离本发明的范围或精神的情况下可在本发明中进行各种修改和变化。举例来说，说明或描述为一个实施例的一部分的特征可与另一实施例一起使用以产生再一实施例。因此，希望本发明涵盖此类修改和变化，所述修改和变化处于所附权利要求书及其等效物的范围内。
如本文所使用，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用以区分一个部件与另一部件，而并非意欲表示个别部件的位置或重要性。
术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流的相对方向。举例来说，“上游”是指流体从其流出的方向，而“下游”是指流体流到的方向。
大体上提供一种多点中心体喷射器迷你混合燃料喷射器和喷嘴组件，其可产生高能燃烧，同时最小化排放、燃烧音调、结构磨损和性能下降，同时维持或减少燃烧室大小。在一个实施例中，径向定向的第一空气入口端口、径向和轴向定向的流体喷射端口和径向定向的第二空气入口端口的串联组合可提供处于更高主要燃烧区温度下的紧凑型、无涡旋或低涡旋预混合火焰，从而产生带有更短火焰长度、同时维持或减小排放输出的更高能燃烧。另外，无涡旋或低涡旋预混合火焰可减轻可能由更大火焰的衰竭或不稳定性导致的燃烧室不稳定性(例如，燃烧音调、LBO、热斑)。
在特定实施例中，包括小型混合燃料喷嘴组件的多个多点中心体喷射器小型混合燃料喷射器可跨燃烧室组件的周向轮廓以及径向轮廓提供更加精细的燃烧动力学可控性。对燃烧室组件的周向和径向轮廓的燃烧动力学可控性可减小或去除热斑(即，跨燃烧室组件的圆周提供更加均匀的热分布)，从而可能会提高燃烧室和涡轮区段结构寿命。
现在参考附图，图1是如可结合本发明的各种实施例的示范性高旁路涡轮风扇喷气发动机10(本文中被称为“发动机10”)的示意性局部截面侧视图。尽管以下进一步参考涡轮风扇发动机进行描述，但本发明还可应用到一般来说包括涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴燃气涡轮发动机的涡轮机械，包括船舶和工业涡轮发动机和辅助电力单元。如图1所示出，发动机10具有出于参考目的在其中延伸穿过的纵向或轴向中心线轴线12。一般来说，发动机10可包括风扇组件14和设置在风扇组件14下游的核心发动机16。
核心发动机16可大体上包括限定环形入口20的基本上管状的外部壳体18。外部壳体18以串流关系包封或至少部分地形成：压缩机区段，其具有增压器或低压(lowpressure，LP)压缩机22和高压(high pressure，HP)压缩机24；燃烧区段26；涡轮区段，其包括高压(HP)涡轮28、低压(LP)涡轮30；以及喷气排气喷嘴区段32。高压(HP)转子轴34将HP涡轮28传动地连接到HP压缩机24。低压(LP)转子轴36将LP涡轮30传动地连接到LP压缩机22。LP转子轴36还可连接到风扇组件14的风扇轴38。在特定实施例中，如图1所示出，LP转子轴36可借助于例如呈间接传动或齿轮传动构造的减速齿轮40连接到风扇轴38。在其它实施例中，发动机10可进一步包括可随中压轴一起旋转的中压(intermediate pressure，IP)压缩机和涡轮。
如图1所示出，风扇组件14包括多个风扇叶片42，所述多个风扇叶片42连接到风扇轴38并且从风扇轴38径向向外延伸。环形风扇壳体或舱体44周向地包围风扇组件14和/或核心发动机16的至少一部分。在一个实施例中，舱体44可由多个周向隔开的出口导流板或撑杆46相对于核心发动机16支撑。此外，舱体44的至少一部分可在核心发动机16的外部部分上方延伸，以便在其间限定旁路空气流通道48。
图2是如图1所示出的核心发动机16的示范性燃烧区段26的截面侧视图。如图2所示出，燃烧区段26可大体上包括环形类型的燃烧室50，所述燃烧室50具有环形内衬52、环形外衬54以及分别在内衬52和外衬54的上游端58与上游端60之间径向延伸的舱壁56。在燃烧区段26的其它实施例中，燃烧组件50可以是罐式或环形罐式。如图2所示出，内衬52相对于发动机中心线12(图1)与外衬54径向隔开，并且在其间限定大体上环形的燃烧腔室62。在特定实施例中，内衬52和/或外衬54可至少部分地或完全地由金属合金或陶瓷基复合物(ceramic matrix composite，CMC)材料形成。
如图2所示出，内衬52和外衬54可包覆在外部壳体64内。外部流动通道66可围绕内衬52和/或外衬54限定。内衬52和外衬54可从舱壁56朝向涡轮喷嘴或入口68延伸到HP涡轮28(图1)，因此至少部分地在燃烧室组件50与HP涡轮28之间限定热气路径。燃料喷嘴200可至少部分地延伸穿过舱壁56并且将燃料-空气混合物72提供到燃烧腔室62。
在发动机10的操作期间，如图1和2所共同示出，如箭头74所示意性指示的一定体积的空气穿过舱体44和/或风扇组件14的相关联入口76进入发动机10。当空气74穿过风扇叶片42时，如由箭头78所示意性指示的空气的一部分被导向或导引进旁路空气流通道48中，而如由箭头80所示意性指示的空气的另一部分被导向或导引进LP压缩机22中。空气80在朝向燃烧区段26流动穿过LP压缩机22和HP压缩机24时被逐渐压缩。如图2所示出，如由箭头82所示意性指示的现在的压缩空气流过压缩机出口导流叶(compressor exit guidevane，CEGV)67并且穿过预扩散器65进入燃烧区段26的扩散器空腔或头端部分84。
预扩散器65和CEGV 67调节压缩空气82向燃料喷嘴200的流动。压缩空气82对扩散器空腔84进行加压。压缩空气82进入燃料喷嘴200并且进入燃料喷嘴200内的多个燃料喷射器100以与燃料71混合。燃料喷射器100在极少涡旋或无涡旋的情况下将燃料喷射器阵列内的燃料71与空气82预混合成离开燃料喷嘴200的所得燃料-空气混合物72。在预混合燃料喷射器100内的燃料71与空气82之后，燃料-空气混合物72在大量紧凑型管状火焰从每个燃料喷射器100稳定时从多个燃料喷射器100中的每一个燃烧。
通常，LP压缩机22和HP压缩机24比燃烧所需的提供更多的压缩空气到扩散器空腔84。因此，如由箭头82(a)所示意性指示的压缩空气82的第二部分可用于除了燃烧之外的各种目的。举例来说，如图2所示出，压缩空气82(a)可导引到外部流动通道66中以向内衬52和外衬54提供冷却。另外或在替代方案中，压缩空气82(a)的至少一部分可导引出扩散器空腔84。举例来说，压缩空气82(a)的一部分可导引穿过各种流动通道以提供冷却空气到HP涡轮28或LP涡轮30中的至少一个。
返回共同参考图1和2，燃烧腔室62中产生的燃烧气体86从燃烧室组件50流入HP涡轮28中，因此使HP转子轴34旋转，由此支持HP压缩机24的操作。如图1所示出，燃烧气体86接着被导引穿过LP涡轮30，因此使LP转子轴36旋转，由此支持LP压缩机22的操作和/或风扇轴38的旋转。燃烧气体86接着穿过核心发动机16的喷气排气喷嘴区段32排出以提供推进力。
现在参考图3，提供一种用于燃气涡轮发动机10的多点中心体喷射器小型混合燃料喷射器100(本文中被称为“燃料喷射器100”)的示范性实施例的剖视透视图。燃料喷射器100包括中心体110、外部套管120、端壁130和流体腔壁150。端壁130限定流体腔室132。中心体110包括轴向延伸的外壁112和轴向延伸的内壁114。外壁112和内壁114从端壁130朝向燃料喷射器100的下游端98延伸。外壁112、内壁114和端壁130一起限定与流体腔室132处于流体连通的流体导管142。流体导管142沿朝向燃料喷射器100的下游端98的第一方向141以及沿朝向燃料喷射器100的上游端99的第二方向143延伸。沿第二方向143延伸的流体导管142可在流体导管142的沿第一方向141延伸的中心体110内径向向外。
中心体110的外壁112限定与流体导管142处于流体连通的至少一个径向定向的流体喷射端口148。燃料喷射器100使第一流体94和第二流体96流动，其中任一流体94、96可以是气态或液态燃料、空气或惰性气体。气态或液态燃料可包括(但不限于)燃料油、喷气燃料、丙烷、乙烷、氢气、焦炉气体、天然气、合成气体或其组合。流体导管142可通过以下方式减小燃料喷射器100的热梯度：使燃料喷射器100位于端壁130处的上游端99到中心体110的下游端98的热分布均匀。此外，当燃料流动穿过流体导管142并且去除燃料喷射器100的表面的热能时，燃料的黏度可能会降低，因此在燃料穿过径向定向的流体喷射端口148喷射到预混合通道102中时促进燃料雾化。
外部套管120从燃料喷射器100的端壁130朝向下游端98包围中心体110。外部套管120和中心体110一起限定位于其间的预混合通道102以及出口104。中心体110可进一步限定从外壁112径向向外并且沿预混合通道102的中心体表面111。外部套管120可进一步限定从外部套管120径向向内并且沿预混合通道102的外部套管表面119。出口104位于燃料喷射器100的预混合通道102的下游端98处。外部套管120限定沿周向方向C布置在外部套管120的第一轴向部分121处的多个径向定向的第一空气入口端口122(如图4到5所示出)。外部套管120进一步限定沿周向方向C布置在外部套管120的第二轴向部分123处的多个径向定向的第二空气入口端口124(如图4到5所示出)。
流体腔壁150轴向设置在第一空气入口端口122与第二空气入口端口124之间并且从外部套管120朝向中心体110径向延伸。流体腔壁150限定流体空腔152和第二流体喷射端口147。第二流体喷射端口147与流体空腔152和预混合通道102处于流体连通。
在燃料喷射器100的一个实施例中，端壁130进一步限定至少部分地周向延伸穿过端壁130的流体增压室134。外部套管120进一步包括径向延伸穿过外部套管120并且从端壁130轴向延伸的至少一个第一空气入口端口壁128。由流体腔壁150限定的流体空腔152可进一步由第一空气入口端口壁128限定。流体空腔152可朝向燃料喷射器100的上游端99从流体腔壁152延伸并且穿过第一空气入口端口壁128以实现与端壁130中的流体增压室134的流体连通。在燃料喷射器100的一个实施例中，流体空腔152可至少部分地在流体腔壁150内周向延伸并且从流体腔壁150轴向延伸到端壁130。
仍然参考图3，第二流体喷射端口147可与燃料喷射器100的纵向中心线90轴向共线定向。此外，第二流体喷射端口147可设置在外部套管120与中心体110之间。第二流体喷射端口147可进一步与第二空气入口端口124径向向内设置。然而，在另一实施例中，第二流体喷射端口147可轴向定向并且包括径向分量，使得第二流体喷射端口147相对于纵向中心线90倾斜(即，第二流体喷射端口147既不与纵向中心线90共线，也不与纵向中心线90平行或垂直)。在各种实施例中，第二流体喷射端口147可将燃料释放到预混合通道102中以将平坦喷射流限定到预混合通道102中。在另一实施例中，第二流体喷射端口147可将燃料释放到预混合通道102中，并且可与来自第一空气入口端口122和/或第二空气入口端口124的第一空气流106和/或第二空气流108一起在预混合通道102中限定预膜鼓风流。再者壁限定第二流体喷射端口147的至少一部分可朝向下游端98轴向延伸以进一步限定预膜流。
仍然参考图3所示出的示范性实施例，径向定向的流体喷射端口148从第二空气入口端口124径向向内设置。径向定向的第一空气入口端口122、轴向定向的第二流体喷射端口147、径向定向的流体喷射端口148以及从流体喷射端口147、148径向向外的径向定向的第二空气入口端口124的串联组合可提供处于更高主要燃烧区温度下(即，更高能量输出)的紧凑型、无涡旋或低涡旋预混合火焰(即，更短长度的火焰)，同时满足或超出当前排放标准。第一流体喷射端口145的轴向取向与空气106、108移动到燃料喷射器100的预混合通道102的下游端98的方向大致共线地将燃料释放到预混合通道102中，同时防止燃料接触或堆积在中心体表面111或外部套管表面119上。防止燃料接触或堆积在任一表面111、119上会减轻预混合通道102内的燃料焦化。
径向定向的流体喷射端口148可进一步限定第一出口端口107和第二出口端口109，其中第一出口端口107从第二出口端口109径向向内。第一出口端口107邻近流体导管142，而第二出口端口109邻近预混合通道102。在图3所示出的实施例中，每个第一出口端口107沿对应轴向位置与每个相应第二出口端口109径向向内或径向同心。在另一实施例中，每个第一出口端口可相对于每个相应第二出口端口轴向偏心。举例来说，流体喷射端口148可在沿中心体110的第一轴向位置处限定第一出口端口107，并且在沿中心体110的第二轴向位置处限定第二出口端口109。流体喷射端口148因此可相对于纵向中心线90限定锐角。更具体地说，流体喷射端口148可相对于燃料喷射器100的纵向中心线90限定倾斜角(即，既不与纵向中心线90共线或平行，也不与纵向中心线90垂直)。
仍然参考图3，燃料喷射器100的示范性实施例可进一步包括设置在中心体110的下游端98处的护罩116。护罩116可从中心体110的外壁112的下游端98朝向燃烧腔室62轴向延伸。护罩116的下游端98可与外部套管120的下游端98大致轴向对准。如图3所示出，护罩116围绕外壁112的下游端98呈环形。护罩116可进一步限定从外壁112径向向内延伸的护罩壁117。护罩壁117向上游突出到中心体110中。护罩壁117可限定向上游突出到中心体110中的半径。护罩壁117的上游端99可与流体导管142处于热连通。护罩116可提供火焰稳定以实现无涡旋或低涡旋火焰从燃料喷射器100喷射。
在燃料喷射器100的其它实施例中，护罩116和中心体110可限定多边形截面。多边形截面可进一步包括沿中心体表面111或护罩116的圆化边缘或其它平滑化表面。
中心体110可进一步促进预混合通道102内的燃料-空气混合物72，同时提供护罩116作为独立陡峭区域(independent bluff region)以锚定火焰。燃料喷射器100可在预混合通道102内限定从径向定向的流体喷射端口148到出口104的混合长度101。燃料喷射器100可进一步在预混合通道102内限定从中心体表面111到外部套管表面119的环形液力直径103。在燃料喷射器100的一个实施例中，预混合通道102限定混合长度101与环形液力直径103的比率为约3.5或更小。再者，在一个实施例中，环形液力直径103可在约7.65毫米或更小的范围内。
在图3所示出的实施例中，燃料喷射器100的中心体表面111从纵向中心线90朝向外部套管表面119径向延伸以在预混合通道102的出口104处限定比出口104上游更小的环形液力直径103。在另一实施例中，外部套管表面119沿混合长度101的至少一部分可从纵向中心线90径向向外延伸。在另外其它实施例中，中心体表面111和外部套管表面119可限定平行关系，使得环形液力直径103贯穿预混合通道102的混合长度101保持恒定。此外，在另外其它实施例中，中心体表面111和外部套管表面199可限定平行关系，同时从纵向中心线90径向延伸。
现在参考图4，示出图3的燃料喷射器的示范性实施例的截面透视图。外部套管120限定径向延伸穿过外部套管120的第一空气入口端口壁128。第一空气入口端口壁128进一步限定涡旋角92以便于第一空气流106穿过第一空气入口端口122进入。涡旋角92相对于竖直参考线91从纵向中心线90径向延伸。
在一个实施例中，第一空气入口端口壁128可限定涡旋角92以对第一空气流106诱发顺时针或逆时针流动。举例来说，当朝向上游端99观察时，涡旋角92可以是相对于竖直参考线91约35至约65度。在另一实施例中，当朝向上游端99观察时，涡旋角92可以是相对于竖直参考线91约-35至约-65度。在另外其它实施例中，第一空气入口端口壁128可限定涡旋角92以对进入预混合通道102的第一空气流106诱发极少涡旋或不诱发涡旋。举例来说，涡旋角92可以是相对于竖直参考线91约零度。
返回参考图4，第一空气入口端口壁128在外部套管120中进一步限定第一流体通道144。第一流体通道144从周向布置的第一入口空气端口124中的每一个之间的第一空气入口端口壁128内的端壁130轴向延伸。第一空气入口端口壁128进一步在外部套管120中限定流体空腔152。流体空腔152从周向布置的第一入口空气端口124中的每一个之间的第一空气入口端口壁128内的端壁130轴向延伸。
现在参考图5，示出图3的燃料喷射器100的示范性实施例的截面透视图。在所示出的实施例中，外部套管120限定径向延伸穿过外部套管120的第二空气入口端口壁129。第二空气入口端口壁129进一步限定涡旋角93以便于第二空气流108穿过第二空气入口端口124进入。第二空气入口端口124对进入预混合通道102的第二空气流108诱发涡旋。第二空气入口端口124可对第二空气流108诱发顺时针或逆时针流动。在一个实施例中，当朝向上游端99观察时，涡旋角93可以是相对于竖直参考线91约35至约65度。在另一实施例中，当朝向上游端99观察时，涡旋角92可以是相对于竖直参考线91约-35至约-65度。在另外其它实施例中，第二空气入口端口壁129可限定涡旋角93以对进入预混合通道102的第二空气流108诱发极少涡旋或不诱发涡旋。举例来说，涡旋角93可以是相对于竖直参考线91约零度。
参考图4和5，在一个实施例中，第一空气入口端口122和第二空气入口端口124可对第一空气流106与第二空气流108诱发共涡旋。举例来说，第一空气入口端口壁128和第二空气入口端口壁129可各自限定正或负涡旋角92，其中第一空气流106和第二空气流108各自沿同一方向顺时针或逆时针进行涡旋。在另一实施例中，第一空气入口端口122和第二空气入口端口124可对第一空气流106和第二空气流108诱发逆涡旋(即，第一空气流106与第二空气流108相反地旋转)。举例来说，第一空气入口端口壁128可限定其中第一空气流106顺时针进行涡旋的正涡旋角92，而第二空气入口端口壁129 可限定其中第二空气流108逆时针进行涡旋的负涡旋角93。
现在参考图6，示出燃料喷嘴200的示范性实施例的透视图。燃料喷嘴200包括端壁130、多个燃料喷射器100和后壁210。多个燃料喷射器100可以与如关于图3到5所描述的基本上相同的方式进行构造。然而，燃料喷嘴200的端壁130限定至少一个流体腔室132和至少一个流体增压室134，其中的每一个与多个燃料喷射器100处于流体连通。后壁210连接到多个燃料喷射器100中的每一个的外部套管120的下游端98。燃料喷嘴200限定从发动机中心线12径向延伸每约25.5毫米至少一个燃料喷射器100的比率。
现在参考图7，示出图6的燃料喷嘴200的示范性实施例的端壁130的剖视透视图。图7示出端壁130、多个流体腔室132和多个流体增压室134的剖视图。燃料喷嘴200可限定多个独立流体区220以使流体独立且可变地与燃烧室组件50内的每个燃料喷嘴200或多个燃料喷嘴200的每个流体腔室132或流体增压室134相互连贯。独立且可变可控性包括设定和产生穿过与另一流体腔室132分离的每个流体腔室132的流体压力、温度、流动速率和流体类型。多个流体增压室134可基本上类似于多个流体腔室132进行构造。
在图7所示出的实施例中，每个独立流体区220可针对穿过每个燃料喷射器100的流体限定单独的流体、流体压力、流动速率和温度。另外，在另一实施例中，独立流体区220可在每个独立流体区220内限定不同的燃料喷射器100结构。举例来说，燃料喷射器100在第一独立流体区220中可限定与第一空气入口端口122和第二空气入口端口124或预混合通道102内的第二独立流体区220不同的半径或直径。作为另一非限制性实例，第一独立流体区220可在燃料喷射器100内限定特征，包括流体腔室132或流体增压室134，所述特征可适合作为引燃燃料喷射器或者作为适合于高空点火(即，在从海平面高达约16200公尺的高度)的喷射器。
独立流体区220可通过以下方式进一步实现更加精细的燃烧室调节：允许对穿过每个独立流体区220内的每个多个燃料喷射器100的流体压力、流动和温度进行独立控制。更加精细的燃烧室调节可通过以下方式进一步减轻令人不希望的燃烧室音调(即，由于燃料-空气燃烧期间不稳定或振荡压力动力学导致的热-声噪声)：调节穿过每个独立流体区220内的每个多个燃料喷射器100的流体的压力、流动或温度。类似地，更加精细的燃烧室调节可防止LBO，促进高空点火，并且减小热斑(即，可促使涡轮区段变坏的跨燃烧室的圆周的不对称温度差异)。虽然更加精细的燃烧室调节是由多个燃料喷射器100的量值实现，其进一步通过跨单个燃料喷嘴200的径向距离提供独立流体区220来实现(或者例如，跨燃烧室组件50的径向距离提供独立流体区220)。再者，独立流体区220可径向区分，或者在其它实施例中周向区分，或者径向和周向的组合而区分。相比而言，燃烧室调节常常受限于调节周向位置或区段处的燃料喷嘴处的燃料，而不是提供径向调节或径向和周向调节。
仍然参考图7，燃料喷嘴200的端壁130可进一步限定延伸穿过燃料喷嘴200并且径向设置在多个燃料喷射器100之间的至少一个燃料喷嘴空气通道壁136。燃料喷嘴空气通道壁136限定燃料喷嘴空气通道137以将空气分布到多个燃料喷射器100。燃料喷嘴空气通道137将空气分布到第一空气入口端口122和第二空气入口端口124中的每一个的至少一部分。
如图1到7所示出并且本文所描述的燃料喷射器100、燃料喷嘴200和燃烧室组件50可构造为机械接合的各种部件的组件，或者构造为单个一体式部件且由所属领域的技术人员通常已知的任何数目的工艺制造而成。这些制造工艺包括(但不限于)被称为“增材制造”或“3D打印”的那些。另外，可利用任何数目的铸造、机械加工、焊合、钎焊或熔结工艺，或者机械紧固件或其任何组合来构造燃料喷射器100、燃料喷嘴200或燃烧室组件50。此外，燃料喷射器100和燃料喷嘴200可由用于涡轮发动机燃烧室区段的任何合适的材料，包括但不限于镍和钴基合金构造而成。再者，流动路径表面，例如，但不限于，流体腔室132、流体增压室134、流体导管142、第一流体通道144、第一流体喷射器145、第一空气入口端口壁128或第二空气入口端口壁129、流体通道壁126，或者预混合通道102的中心体表面111或外部套管表面119可包括表面处理或其它制造方法以减小拖拽或以其它方式促进流体流动，例如，但不限于，滚流表面处理、滚光加工、投掷、抛光或涂布。
布置在沿燃料喷嘴200从纵向中心线90径向延伸每约25.5毫米至少一个的比率内的多个多点中心体喷射器小型混合燃料喷射器100可在燃烧腔室62处产生具有更高能量输出、同时维持或减少排放的多个充分混合的紧凑型无涡旋或低涡旋火焰。燃料喷嘴200中的产生更加紧凑的火焰并且减轻强涡旋稳定的多个燃料喷射器100可进一步减轻由火焰的涡旋衰竭或不稳定处理涡旋导致的燃烧室音调。另外，多个独立流体区可进一步减轻燃烧室音调、LBO和热斑，同时促进更高能量输出、更低排放、高空点火和更加精细的燃烧可控性。
本书面描述使用实例来公开包括最佳模式的本发明，且还使得所属领域的技术人员能够实践本发明，包括制造及使用任何装置或系统以及进行任何所并入的方法。本发明的可获专利的范围由权利要求书所界定，并且可包括所属领域的技术人员想到的其它实例。如果这种其它实例包括与所附权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与所附权利要求的字面语言无实质差别的等同结构元件，那么这种其它实例意图在所附权利要求的范围内。
Claims (20)
1.一种用于燃气涡轮发动机的燃料喷射器，所述燃料喷射器包括：
端壁，其限定流体腔室；
包括轴向延伸的外壁和内壁的中心体，其中所述外壁和内壁从所述端壁朝向所述燃料喷射器的下游端延伸，并且其中所述外壁、所述内壁和所述端壁一起限定沿朝向所述燃料喷射器的所述下游端的第一方向以及沿朝向所述燃料喷射器的上游端的第二方向延伸的流体导管，所述流体导管与所述流体腔室处于流体连通，并且其中所述外壁限定与所述流体导管处于流体连通的至少一个径向定向的流体喷射端口；
外部套管，其从所述端壁朝向所述燃料喷射器的所述下游端包围所述中心体，其中所述外部套管和所述中心体限定径向位于其间的预混合通道，并且在所述预混合通道的所述下游端处限定出口，并且其中所述外部套管限定周向布置在所述外部套管的第一轴向部分处的多个径向定向的第一空气入口端口，并且其中所述外部套管限定周向布置在所述外部套管的第二轴向部分处的多个径向定向的第二空气入口端口；以及
流体腔壁，其中所述流体腔壁轴向设置在所述第一空气入口端口与所述第二空气入口端口之间，并且从所述外部套管朝向所述中心体径向延伸，并且其中所述流体腔壁限定流体空腔以及与所述流体空腔处于流体连通的第二流体喷射端口，并且其中所述第二流体喷射端口与所述预混合通道处于流体连通。
2.根据权利要求1所述的燃料喷射器，其特征在于，所述第二流体喷射端口与所述燃料喷射器的纵向中心线轴向共线定向，并且其中所述第二流体喷射端口设置在所述外部套管与所述中心体之间。
3.根据权利要求2所述的燃料喷射器，其特征在于，所述端壁进一步限定至少部分地周向延伸穿过所述端壁的流体增压室，并且其中所述外部套管进一步限定径向延伸穿过所述外部套管并且从所述端壁轴向延伸的多个第一空气入口端口壁。
4.根据权利要求3所述的燃料喷射器，其特征在于，所述多个第一空气入口端口壁相对于从所述纵向中心线径向延伸的竖直参考线限定涡旋角，并且其中所述涡旋角是35度至65度或-35度至-65度。
5.根据权利要求3所述的燃料喷射器，其特征在于，由所述流体腔壁限定的所述流体空腔进一步由所述第一空气入口端口壁限定，并且其中所述流体空腔从所述流体腔壁延伸穿过所述第一空气入口端口壁以与所述流体增压室进行流体连通。
6.根据权利要求5所述的燃料喷射器，其特征在于，所述流体空腔至少部分地在所述流体腔壁内周向延伸并且从所述流体腔壁轴向延伸到所述端壁。
7.根据权利要求2所述的燃料喷射器，其特征在于，所述外部套管进一步限定多个第二空气入口端口壁，并且其中所述多个第二空气入口端口壁相对于从所述纵向中心线径向延伸的竖直参考线限定涡旋角，并且其中所述涡旋角是35度至65度或-35度至-65度。
8.根据权利要求1所述的燃料喷射器，其特征在于，所述燃料喷射器进一步包括：
设置在所述中心体的所述下游端处的护罩，其中所述护罩从所述中心体的所述外壁的所述下游端轴向延伸，并且其中所述护罩围绕所述外壁的所述下游端呈环形。
9.根据权利要求8所述的燃料喷射器，其特征在于，所述护罩进一步包括从所述外壁径向向内的护罩壁，所述护罩壁向上游突出到所述中心体中。
10.根据权利要求2所述的燃料喷射器，其特征在于，在所述预混合通道内限定从所述流体喷射端口到所述预混合通道的所述出口的混合长度，并且其中所述中心体进一步限定从所述外壁径向向外并且沿所述预混合通道的中心体表面，并且其中所述外部套管进一步限定从所述外部套管径向向内并且沿所述预混合通道的外部套管表面，并且其中所述中心体表面和所述外部套管表面限定环形液力直径。
11.根据权利要求10所述的燃料喷射器，其特征在于，所述混合长度与所述环形液力直径的比率是约3.5或更小。
12.根据权利要求10所述的燃料喷射器，其特征在于，所述环形液力直径是约7.65毫米或更小。
13.根据权利要求10所述的燃料喷射器，其特征在于，沿所述混合长度的所述外部套管表面的至少一部分从所述纵向中心线径向向外延伸。
14.根据权利要求10所述的燃料喷射器，其特征在于，所述中心体表面和所述外部套管表面限定平行关系，使得所述环形液力直径贯穿所述预混合通道的所述混合长度保持恒定。
15.根据权利要求1所述的燃料喷射器，其特征在于，所述中心体进一步限定所述径向定向的流体喷射端口的第一出口端口和第二出口端口，其中所述第一出口端口从所述第二出口端口径向向内，并且其中所述第一出口端口邻近所述流体导管，且所述第二出口端口邻近所述预混合通道。
16.根据权利要求15所述的燃料喷射器，其特征在于，每个第一出口端口相对于每个相应第二出口端口径向偏心。
17.根据权利要求15所述的燃料喷射器，其特征在于，每个第一出口端口相对于每个相应第二出口端口轴向偏心。
18.一种用于燃气涡轮发动机的燃料喷嘴，所述燃料喷嘴包括：
端壁，其限定流体腔室和流体增压室，其中所述流体增压室至少部分地周向延伸穿过所述端壁；
轴向和径向相邻布置的多个燃料喷射器，其中每个燃料喷射器包括：
包括轴向延伸的外壁和内壁的中心体，其中所述外壁和内壁从所述端壁朝向所述燃料喷射器的下游端延伸，并且其中所述外壁、所述内壁和所述端壁一起限定沿朝向所述燃料喷射器的所述下游端的第一方向以及沿朝向所述燃料喷射器的上游端的第二方向延伸的流体导管，所述流体导管与所述流体腔室处于流体连通，并且其中所述中心体限定与所述流体导管处于流体连通的至少一个径向定向的流体喷射端口；
外部套管，其从所述端壁朝向所述燃料喷射器的所述下游端包围所述中心体，其中所述外部套管和所述中心体限定径向位于其间的预混合通道，并且在所述预混合通道的所述下游端处限定出口，并且其中所述外部套管限定周向布置在所述外部套管的第一轴向部分处的多个径向定向的第一空气入口端口，并且其中所述外部套管限定周向布置在所述外部套管的第二轴向部分处的多个径向定向的第二空气入口端口；以及
流体腔壁，其中所述流体腔壁轴向设置在所述第一空气入口端口与所述第二空气入口端口之间，并且从所述外部套管朝向所述中心体径向延伸，并且其中所述流体腔壁限定流体空腔以及与所述流体空腔处于流体连通的第二流体喷射端口，并且其中所述第二流体喷射端口与所述预混合通道处于流体连通；以及
后壁，其中每个燃料喷射器的所述外部套管的所述下游端连接到所述后壁。
19.根据权利要求18所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述燃料喷嘴限定从发动机中心线径向延伸每约25.5毫米一个燃料喷射器的比率。
20.根据权利要求18所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述燃料喷嘴限定多个独立流体区，并且其中所述独立流体区被配置成使流体独立地与所述端壁的每个流体腔室或流体增压室相互连贯。
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|---|---|---|---|---|
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| US10935245B2 (en) | 2018-11-20 | 2021-03-02 | General Electric Company | Annular concentric fuel nozzle assembly with annular depression and radial inlet ports |
| US11286884B2 (en) * | 2018-12-12 | 2022-03-29 | General Electric Company | Combustion section and fuel injector assembly for a heat engine |
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| US12044409B2 (en) | 2019-09-20 | 2024-07-23 | Rtx Corporation | Casing integrated fluid distribution system |
| 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 |
| US20220349342A1 (en) * | 2021-04-29 | 2022-11-03 | General Electric Company | Fuel mixer |
| US11506388B1 (en) | 2021-05-07 | 2022-11-22 | General Electric Company | Furcating pilot pre-mixer for main mini-mixer array in a gas turbine engine |
| EP4337890A1 (en) * | 2021-05-12 | 2024-03-20 | Nuovo Pignone Tecnologie S.r.l. | Fuel injector and fuel nozzle for a gas turbine, and gas turbine engine including the nozzle |
| US11454396B1 (en) | 2021-06-07 | 2022-09-27 | General Electric Company | Fuel injector and pre-mixer system for a burner array |
| US11815269B2 (en) * | 2021-12-29 | 2023-11-14 | General Electric Company | Fuel-air mixing assembly in a turbine engine |
| KR102583222B1 (ko) | 2022-01-06 | 2023-09-25 | 두산에너빌리티 주식회사 | 연소기용 노즐, 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈 |
| US11828465B2 (en) | 2022-01-21 | 2023-11-28 | General Electric Company | Combustor fuel assembly |
| KR102607177B1 (ko) | 2022-01-28 | 2023-11-29 | 두산에너빌리티 주식회사 | 연소기용 노즐, 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈 |
| US12215866B2 (en) * | 2022-02-18 | 2025-02-04 | General Electric Company | Combustor for a turbine engine having a fuel-air mixer including a set of mixing passages |
| CN114856827B (zh) * | 2022-05-12 | 2023-06-30 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 可调节喷嘴位置及喷射方向的可拆卸扇形喷嘴 |
Family Cites Families (85)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3917173A (en) | 1972-04-21 | 1975-11-04 | Stal Laval Turbin Ab | Atomizing apparatus for finely distributing a liquid in an air stream |
| 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 |
| 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 |
| DE3361535D1 (en) | 1982-05-28 | 1986-01-30 | Bbc Brown Boveri & Cie | Gas turbine combustion chamber and method of operating it |
| DE3564024D1 (en) | 1984-02-29 | 1988-09-01 | Lucas Ind Plc | Combustion equipment |
| 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. |
| US5307634A (en) | 1992-02-26 | 1994-05-03 | United Technologies Corporation | Premix gas nozzle |
| 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. |
| US5408830A (en) * | 1994-02-10 | 1995-04-25 | General Electric Company | Multi-stage fuel nozzle for reducing combustion instabilities in low NOX gas turbines |
| US5511375A (en) | 1994-09-12 | 1996-04-30 | General Electric Company | Dual fuel mixer for gas turbine 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 |
| US5622054A (en) | 1995-12-22 | 1997-04-22 | General Electric Company | Low NOx lobed mixer fuel injector |
| DE19549143A1 (de) | 1995-12-29 | 1997-07-03 | Abb Research Ltd | Gasturbinenringbrennkammer |
| FR2751054B1 (fr) | 1996-07-11 | 1998-09-18 | Snecma | Chambre de combustion anti-nox a injection de carburant de type annulaire |
| 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 |
| 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 |
| US6295801B1 (en) | 1998-12-18 | 2001-10-02 | General Electric Company | Fuel injector bar for gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity |
| DE59907942D1 (de) | 1999-07-22 | 2004-01-15 | Alstom Switzerland Ltd | Vormischbrenner |
| 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 |
| US6442939B1 (en) | 2000-12-22 | 2002-09-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Diffusion mixer |
| 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 |
| 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 |
| EP1406047A4 (en) | 2001-07-10 | 2010-04-07 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | PREMIX NOZZLE, BURNER AND GAS TURBINE |
| US6539721B2 (en) | 2001-07-10 | 2003-04-01 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas-liquid premixer |
| 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 |
| US20030101729A1 (en) | 2001-12-05 | 2003-06-05 | Honeywell International, Inc. | Retrofittable air assisted fuel injection method to control gaseous and acoustic emissions |
| US6962055B2 (en) | 2002-09-27 | 2005-11-08 | United Technologies Corporation | Multi-point staging strategy for low emission and stable combustion |
| FR2875854B1 (fr) | 2004-09-29 | 2009-04-24 | Snecma Propulsion Solide Sa | Melangeur pour tuyere a flux separes |
| 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 |
| US7600370B2 (en) * | 2006-05-25 | 2009-10-13 | Siemens Energy, Inc. | Fluid flow distributor apparatus for gas turbine engine mid-frame section |
| 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 |
| 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 |
| US20090077972A1 (en) * | 2007-09-21 | 2009-03-26 | General Electric Company | Toroidal ring manifold for secondary fuel nozzle of a dln gas turbine |
| 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 |
| EP2107310A1 (en) | 2008-04-01 | 2009-10-07 | Siemens Aktiengesellschaft | Burner |
| 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 |
| US8161751B2 (en) | 2009-04-30 | 2012-04-24 | General Electric Company | High volume fuel nozzles for a turbine engine |
| US8616002B2 (en) | 2009-07-23 | 2013-12-31 | General Electric Company | Gas turbine premixing systems |
| US8276385B2 (en) | 2009-10-08 | 2012-10-02 | General Electric Company | Staged multi-tube premixing injector |
| 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 |
| 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 |
| 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 |
| RU2550370C2 (ru) | 2011-05-11 | 2015-05-10 | Альстом Текнолоджи Лтд | Центробежная форсунка с выступающими частями |
| EP2522912B1 (en) | 2011-05-11 | 2019-03-27 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Flow straightener and mixer |
| JP5380488B2 (ja) | 2011-05-20 | 2014-01-08 | 株式会社日立製作所 | 燃焼器 |
| US20120308947A1 (en) * | 2011-06-06 | 2012-12-06 | General Electric Company | Combustor having a pressure feed |
| 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 |
| US9423137B2 (en) | 2011-12-29 | 2016-08-23 | Rolls-Royce Corporation | Fuel injector with first and second converging fuel-air passages |
| 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 |
| 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 |
| US9335050B2 (en) | 2012-09-26 | 2016-05-10 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine combustor |
| 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 |
| 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 |
| CN104896511B (zh) * | 2015-05-29 | 2017-03-22 | 北京航空航天大学 | 一种用于低排放燃烧室的燃油预混装置 |
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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