CN101153558A - 预混设备、包括预混设备的燃气涡轮机及使用方法 - Google Patents

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CN101153558A CNA2007101532617A CN200710153261A CN101153558A CN 101153558 A CN101153558 A CN 101153558A CN A2007101532617 A CNA2007101532617 A CN A2007101532617A CN 200710153261 A CN200710153261 A CN 200710153261A CN 101153558 A CN101153558 A CN 101153558A
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Abstract

预混设备、包括预混设备的燃气涡轮机及使用方法，其中用于燃气涡轮机(100)的燃料/氧化剂预混设备(102)包括构造为接收包含氧化剂的流体流(20)的柯恩达异型燃料喷射翼片(106)的环形阵列，其中翼片的每一个包括前缘(120)、后缘(122)和构造为在大约前缘(120)处引入燃料(32)以提供柯恩达效应的燃料喷射开口(124)。在此也披露其操作方法。

Description

预混设备、包括预混设备的燃气涡轮机及使用方法
技术领域
本发明一般地涉及燃烧涡轮机，或者更特定地，涉及包括燃料预混器的燃烧涡轮机及其使用方法。
背景技术
许多应用中采用燃烧涡轮发动机。在其最普通的应用中，采用涡轮机以产生用于飞机的推力和用于电力产生的旋转动力。涡轮机一般地通过由具有氧化剂，例如空气的燃料混合物燃烧得到的气体的膨胀产生旋转能量操作。如图1中所示，一般地由附图标记10指示的涡轮发动机包括四个主要部件：进口段12、压缩段14、燃烧段16、和涡轮机段18。在使用中，压缩段14通过进口段12吸取流体流20(例如空气)且使用一连串的带叶片的转子22和定子23压缩流体流20。压缩空气20然后被引到燃烧段16，其中，其与燃料(例如煤油、柴油、汽油、氢气、生物柴油、液化天然气等)混合且点火。对于例如图中显示的筒环型燃烧室24，预混器26的多阵列布置在压力通风***28的一端处，且在压力通风***28的另一端处为导管30(也就是从筒到环形区的过渡件)。对于筒型燃烧室，典型地采用多预混器。预混器26将燃料32与相对流动衬管中的流体20的大部分混合，之后发送混合物到压力通风***28内，混合物在此燃烧，之后其与流动通过布置在压力通风***28内的孔口34(稀释孔)的压缩流体流20的剩余部分混合。采用得到的燃料混合物以支持在压力通风***28内的燃烧反应36，其产生排气38。排气38通过涡轮机段18，其引起涡轮机段18内的转子40旋转。在很多情况下，压缩段14和涡轮机段18经由轴42机械地连接，使得燃烧反应给压缩段提供动力，也就是，引起压缩段14内的带叶片的转子22旋转。排气38排出出涡轮机段18。包括可替换设计的涡轮机能够包括多轴。显然，包括这些类型的预混器的燃气涡轮机具有相对长的燃烧段。
如图2更清楚地显示，每个预混器26布置在筒44内且一般地包括交叉流动燃料喷射器46和围绕燃料喷射器径向布置的混合器部分(也称为旋流器)48。混合器部分48典型地包括倾斜轮叶50的环形阵列，其在第一端上固定到燃料喷射器46且在第二端上固定到筒44。布置在轮叶50之间或者上的为次级燃料喷射喷嘴52，其能够供应燃料32给在倾斜轮叶50之间流动的压缩流体流20。流体流20一般地包括从涡轮机10的压缩段14(图1)流动的压缩空气(或者合适的燃料氧化剂)。当流体流20流动通过其时，倾斜轮叶50生成紊流(例如涡旋)，其促进流体流20内的燃料32的分散，以形成燃料预混物54。燃料喷射器46还包括主要喷射喷嘴56，其喷射主要燃料到燃料预混物54内，在喷射器56的下游形成燃料喷流55。
在使用中，燃料预混物54在区域58中的预混器下游点火，其还导致主燃烧区58。燃烧反应的产物然后经由与燃烧室24流体连通的喷嘴30(参见图1)被推动通过涡轮机段。涡轮机产生功，例如轴的旋转。
在这些现有技术预混器构造中，当它约束压缩流体流20流动通过其时，观察到大约4-5％或者更多的显著的通过混合器和燃烧室部分16的压降。因此，涡轮机的效率降低。此外，混合器部分48引起涡流形成，也就是在有限的区域内流体螺旋运动。涡流的效果为燃料混合物58能够包括在筒44附近的富燃料混合物和在筒44的中心线附近的稀燃料混合物，其能够导致燃烧中的局部化差异，引起涡轮机效率的进一步降低、声音扰动和NOx排放。燃烧反应的稳定性对于涡轮机性能是重要的。影响燃烧反应稳定性的多个变量的一个为燃料的混合。如果燃料没有合适地混合，燃烧反应将无效率且在燃烧室体积内波动，例如过富与过稀运行交替，其中***将变得不稳定。此外，如果燃烧反应过稀，供应燃料中的瞬变能够引起振荡，其减少发动机的使用寿命，且也引起燃烧的熄灭(通常称为稀油熄火)。更进一步，混合物的稳定性影响发动机产生的NOx和烟灰，也影响燃烧温度。
本领域中需要的是燃烧涡轮机应用的更有效的燃料预混器及其操作方法，其能够提供足够的燃料混合物而没有高压降引起的不希望的效率降低。燃烧室长度的缩减也是希望的，以提高压缩机到涡轮机的紧密联接。此外，再热循环能够从通过使用在这种循环中的燃烧室的紧凑性和低压降获益，从而增加其效率。
发明内容
在此讨论的是翼片燃料预混器、采用翼片燃料预混器的燃烧涡轮机及其使用方法。在一个实施例中，燃气涡轮机包括构造用于压缩流体流的压缩段；联接到压缩段且适合于接收压缩流体流并燃烧燃料的燃烧段，燃烧段包括预混器，预混器包括适合于以大致切向于翼片的角度喷射燃料以提供柯恩达效应的柯恩达异型燃料喷射翼片的环形阵列；和与燃烧段流体连通的涡轮机段。
在另一实施例中，用于在燃烧***中预混燃料和氧化剂的过程包括压缩包含氧化剂的流体流且流动压缩流体流到燃烧***内，燃烧***包括包含柯恩达异型燃料喷射翼片的环形阵列的预混器，翼片的每个具有前缘、构造为在大约前缘喷射燃料的燃料喷射开口和后缘，其中压缩流体流以从前缘到后缘的方向流动；在大约前缘处以大致切向于翼片的角度喷射燃料以提供柯恩达效应；在后缘直接后面形成扩散型火焰；且形成具有多稀和富区段的火焰，其中稀火焰区段的每一个在翼片之间形成且富火焰区段的每一个在翼片的每一个后面形成。
在另一实施例中，燃料/氧化剂预混设备包括构造为接收包含氧化剂的流体流的柯恩达异型燃料喷射翼片的环形阵列，其中翼片的每一个包括前缘、后缘和构造用于在大约前缘处引入燃料以提供柯恩达效应的燃料喷射开口。
上述的和其他的特征通过以下详细的描述和图例示。
附图说明
现在参见附图，其中相同的元件相同地标记：
图1图示现有技术燃气涡轮机的截面图；
图2图示在图1的燃气涡轮机中采用的现有技术预混器的截面图；
图3图示包括依照本披露的预混器的燃烧段的截面图；
图4图示图3的预混器的透视图；和
图5和6图示在燃气涡轮机操作期间图3的预混器的上下截面图。
具体实施方式
在此披露的为预混设备(也就是预混器)，其使用异型燃料喷射翼片构造以提供柯恩达效应且有效地预混、点火且稳定在提出的燃烧室中的燃料和氧化剂。柯恩达效应为流体动力学现象，其中切向于曲面喷射的流体，例如空气和/或者燃料在与其接触时将趋于跟随曲面。例如，在翼片的顶面上通过的空气将趋于跟随翼片的曲面。通过以这种方式混合燃料和空气(也就是氧化剂)，预混器能够提供双或者三火焰燃烧模式，其提供稳定的燃烧反应且减少不希望的排放，例如NOx、未反应的碳氢化合物(HC)和一氧化碳(CO)。此外，通过预混器的压降显著地低于常规的预混器设计的压降；因此使用减少数量的能量来预混燃料混合物，从而产生涡轮机效率的增加。更进一步，在此披露的预混器提供提高的调节比(控制燃烧在操作压力和温度的合适范围的能力)、回火阻抗，且也增加用于燃烧室的熄焰或者熄火裕量。此外，披露的预混器的几个级可以使用在再热循环应用中的燃气涡轮机中，由于典型的再热循环推断的压力损失具有最小效率损失。相对于现有技术燃气涡轮机，燃烧段的总体长度减少，因此改善再热循环，最小化压降且增加涡轮机效率。换句话说，在此披露的预混设备比现有可能的技术允许压缩段到涡轮机段的紧密联接。
现在参见图3，示范性的燃气涡轮机100图示为具有一个或者几个在燃烧段104内环形布置的预混器102，燃烧段在压缩段14和涡轮机段18中间且与其流体连通，如上文论述，或者可以布置在膨胀段18内的下游。本示例中预混器102显示为在燃烧段104内整合且提供比现有可得到的技术提供压缩段和涡轮机段的紧密联接。例如，燃烧段的总体长度能够为大于现有技术中燃烧段(例如图1中显示的燃烧段)采用的长度的一半。显然，当使用在段18下游时，如果希望，包括预混器102的燃气涡轮机能够修改且与常规的燃烧室的任何组合使用。换句话说，燃气涡轮机能够包括例如关于图1讨论的燃烧室，其中增加下游燃烧室以在段18中包括预混器102。因而，也应该显然的是，超过一个预混器102能够在燃气涡轮机的不同级之间使用，例如在涡轮机级18之间的多再热燃烧级。例如，预混器102能够在压缩段、涡轮机段或者其组合的级之间的多位置使用。如此，再热循环显著地改善且燃气涡轮机效率提高。
预混器102包括柯恩达异型燃料喷射翼片106的环形阵列。从压缩段14的压缩空气气流20流动通过异型燃料喷射翼片106，其中燃料然后喷射且由于柯恩达效应以高的速度(例如100-500m/s)几乎切向于翼片表面流动，以从得到的燃料/空气混合物提供特定的燃烧模式108且生成排气110，其然后经由喷嘴111送到涡轮机段18。燃烧模式包括扩散型火焰112，其已被发现为非常稳定，和次级火焰区114，其特征为从很稀到更富同时增加所谓的燃料和空气的预混度的多区段。由于节距和燃料对空气比的组合，该模式可复制于翼片的每个。结果为高度均匀的火焰温度。
如图4中更清楚地显示，预混器102包括柯恩达异型燃料喷射翼片106的环形阵列。翼片106显示为在第一端上连接到毂116，且还在第二端上联接到燃烧段壳体118(图3中显示)。可选择地，参见图4，在两个连续翼片106之间的毂和壳体区域也可以在柯恩达轮廓上具有燃料喷射喷口117。喷口117能够为多孔口的形式或者可以包括单个孔口，例如槽。每个翼片106包括前缘120和后缘122，其中压缩空气气流20首先接触前缘120。一个大的和/或者一连串的燃料喷射槽124布置在翼片106的前缘114附近且构造成将燃料以高速切向引入到翼片表面，以形成燃料预混物54。通过连串槽的引入将决定空气夹带在槽之间且与高动量燃料混合。得到的流为在紧邻翼片壁的增长的边界层中的燃料和空气的混合物。由于燃料和空气混合物通过混合减少、但还高的动量，沿翼片长度的柯恩达效应保存促进边界层接附到翼片壁。因此，由于引入通过相对小的槽118且保存到甚至与夹带的空气混合后的燃料的高动量，得到相对高的燃料/空气混合物速度，比局部紊流火焰速度更大。从而防止火焰保持和回火到轮叶区域内。尽管燃料-空气比在边界层内变化，随着得到的边界层增长，在从燃料引入的小的距离内混合是完全的。翼片轮廓因而具有两个功能：一个为维持燃料/空气混合物接附到壁上，同时最大化沿流向的边界层增长速率。因而，燃料和空气混合物边界层恒定地增长且取决于翼片轮廓的设计，两个相对的燃料/空气边界层可以变得彼此紧邻且甚至接触。
现在参见图5，其为所述燃烧室的周向段，在大约燃料引入的位置126(也就是在槽开口124处)火焰因此不能存在或者稳定，且被推向下游。类似地，当燃料在异型翼片106直接附近沿侧壁128流动时，由于柯恩达效应，燃料浓度保持接近100％。因而，燃烧也不会在此发生且将燃料以高速推向更下游。取决于沿轮叶高度的燃料槽之间的径向距离，在燃料槽之间夹带的空气将决定在燃料喷射槽126下游形成的边界层中的浓度和速度。当离开翼片壁测量燃料的速度和浓度，曲线不同，其中浓度单调地下降到无燃料区域，例如130(也就是邻近燃料浓度边界层边缘132)，且边界层内的速度首先增加，到最大值(取决于曲线，其可以较接近一半边界层高度)且然后减少到无空气流的速度。这些曲线如何产生是级联设计的问题。然而，边界层132接附到翼片壁128、局部条件(燃料温度和浓度)以及流动应变决定翼片内的火焰不存在或者不稳定。然而在下游的一些点，在轮叶空隙的扩散区域内，在翼片之间的空间中，火焰确实存在。火焰前锋点一般地取决于从两个面向的翼片(上和下表面)的两个边界层132的接合点134的位置。因而从接合点134的下游生成稀预混区136。预混度还是高，但是随着其移动出相邻翼片的后缘122，局部燃料-空气比进一步向下游增加；最终在较高平衡比的理想燃料/空气混合物由定子级(在下游距离等于至少一个轮叶间的节距距离处)发展来。
在每个翼片106的后缘122附近，有较小预混度的区域，又取决于燃料引入通过槽和翼片的轮廓。由于柯恩达效应，从后缘122下游生成较高扩散型火焰112，其维持火焰的例外的稳定性。扩散型火焰112(图6)效应包括足够的扩散在其中的氧化剂以在***操作期间保持点着的，然而不包括足够的氧气以消耗在其中的所有的燃料32。因此，扩散型火焰非常稳定。而且，扩散型火焰112的燃烧通过生成附加的紊流帮助下游燃料混合物54的分散。不同于扩散火焰112，富燃料区域138太富余而由于高速度不能在轮叶之间点火。而且，如上文提到的，稀燃料区域136太稀乏而不能在轮叶之间点火。然而，如图6中更清楚地显示，从稀燃料区域136和富燃料区域138的下游(相对于流体流20的流动方向)，由于翼片106和扩散型火焰112生成的紊流，在两个区域136、138之间发生扩散，其足够支持火焰114。富燃料火焰140和稀燃料火焰142形成火焰114，其为燃烧反应得到的产物。富燃料火焰140的火焰前锋在稀燃料火焰142的火焰前锋稍上游。
已经意外地发现，三火焰燃烧反应，也就是稀预混、富预混和扩散型火焰，与现有技术燃烧反应相比提供增加的燃烧稳定性。这些火焰也已知为三分支火焰。二分支火焰也能够存在，结合扩散火焰和稀或者富预混火焰。虽然不想受理论的约束，大家相信，提高的稳定效应是由于富燃料火焰140和稀燃料火焰142支持燃烧的能力，因为燃烧反应的动力学特性经历瞬变，例如供应给其的燃料32的数量变化和/或者流体流20的速率的改变，而化学当量条件保证火焰稳定。例如，当供应给涡轮机的燃料32数量增加(例如，为了增加涡轮机产生的功率)，供应给燃烧段100的燃料32增加而流体流20速率没有立即增加，其基本上增加燃料-空气比。作为这种条件的结果，富燃料区域138将增加面积且富燃料火焰140将被推向下游直到它们到达足够的空气已经扩散到其中以支持燃烧的点。然而同时地，供应给燃烧段100的增加的燃料32增加扩散到稀燃料区域136内的燃料32的数量，其更有益于燃烧且稀燃料火焰142向稀燃料区域136行进。在这种情况下，稀燃料火焰42支持燃烧反应的大部分。
在另一示例中，当加到燃烧室100的燃料减少(例如，为了减少功率)时，供应给富燃料区域138的燃料32的数量也减少，其更有益于燃烧，且引起富燃料火焰140向富燃料区域138行进。同时地，扩散到稀燃料区域136内的燃料32的数量进一步减少，引起稀燃料火焰142进一步被推向下游到足够的燃料32能够扩散到其中以支持燃烧的点。在这些条件下，富燃料火焰140支持燃烧过程的大部分。
在又一示例中，当执行更进一步的燃料流动减少以进一步减少功率时，仅燃料槽的一些能够使用，从而相对于富燃料区域138还维持好的稳定机理，同时还达到可接受的燃烧产物的曲线和模式因素。
也已经发现预混器102减少与产生足够的燃料混合物58有关的压降。更具体地，通过每个翼片106的压降减少压缩流体流20的压力小于或者等于大约3％，或者甚至小于或者等于大约2％，或者甚至小于或者等于大约1％。结果，任何采用预混器102的涡轮机***的总体效率显著地大于采用上述类型的现有技术预混器的涡轮机***。这对于简单循环燃气涡轮机特别重要，且对于再热构思的引入很重要，其中上述燃烧室级的几个能够用于提高效率和利用燃烧产物中体积百分比低到1％的大多数氧气。
此外，采用预混器102的燃烧涡轮机展示非常好的调节比，其定义为燃烧涡轮机在操作条件范围维持足够的燃烧反应的能力。例如，采用于喷气式飞行器的涡轮机展示的调节比希望地从低功率产生到大约全功率产生状态。
对本领域的技术人员来说显然的是，燃气涡轮机的设计能够显著地变化。例如，燃烧段100的设计能够修改为包括多预混器102或者修改成带有采用一个或者更多的预混器102的燃烧室。在一个可替换的实施例中，两个或者更多的翼片预混器102能够布置成互相邻近，使得流体流20通过第一翼片预混器且然后通过第二翼片预混器。而且，在此讨论的预混器102具体地与燃气涡轮机有关且用作例如动力产生的应用。然而显然的是，这些混合器能够采用在任何燃烧涡轮机***中。示范性的***包括飞行器应用(例如客用和军用喷气式飞机)、陆地车辆(例如坦克、火车等)、动力产生(例如电站)等。
预混器102能够与任何燃料源使用，例如天然气、液化天然气、氢气、合成气、煤油、喷气燃料、汽油、乙醇、柴油、生物柴油、液体、预热预蒸发燃料等。需要理解的是，预混器102、翼片106、燃料喷射槽118等的具体构造能够基于采用的具体燃料以及其他变量构造。例如，对于气体燃料，燃料喷射槽124能够构造为包括一排通过其能够供应气体给流体流20的孔。供应燃料给***的压力也将基于具体应用构造。然而，采用的燃料压力大于压缩流体流20的压力。
在另一实施例中，多燃料喷射槽124能够用在单个翼片106上和/或者孔的排、或者甚至包括燃料喷射槽124、燃料喷射孔的组合等。此外，尽管燃料喷射槽124图示为与翼片106的前缘120紧邻，显然的是，燃料喷射槽124，或者任何槽、孔、或者其他燃料喷射器能够构造为使得燃料32从翼片106的任何部分或多个部分喷射。例如，在一个实施例中，一连串的燃料喷射孔能够与布置的燃料喷射槽124组合布置在前缘120上。在另一实施例中，能够采用两排燃料喷射槽，其中一排槽布置为邻近前缘120且第二排布置为邻近后缘122。
具体的翼片设计和采用于预混器102的节距将基于应用选择。例如流体流20的速率、采用的具体燃料32和其他的变量将影响这些参数，这对本领域的技术人员是熟知的。此外，暴露到流体流20的预混器106的表面，例如128，能够包括表面特征，例如凹痕、麻点、和或者其他能够增加或者减少通过翼片106的表面的紊流和/或者改变在其上的流体流20的流动的表面特征。在一个示例中，合适的预混器能够包括具有凹痕表面(例如类似高尔夫球)的翼片以改变在翼片上的流体流的流动。在另一实施例中，翼片能够包括粗糙表面精整以增加在翼片表面上的紊流。
翼片能够使用加工过程例如铣磨、研磨、铸造、电放电加工(EDM)等制造。采用的材料能够为任何金属，例如包括镍、铁、和包括铬、钨、钼、钽、铌、钛、铝以及包括前述至少一个的组合的钴基合金的超级合金。例如，能够采用铬钴超级合金，例如Stellite6B(从UK，Swindon，Deloro-Stellite公司商业可得的)，其包括钴、铬、镍、铁、硅、碳、钼和锰。相对于普通金属合金(例如不锈钢)，由于其增加的洛氏硬度(例如在洛氏C尺度上测量的大约40到大约50)，超级合金能够提供改善的腐蚀阻抗。此外，超级合金能够在等于或者甚至超过大约1200(650℃)的操作条件中维持其强度。
可选择地，翼片106能够构造成带有热屏蔽涂层以增加其连续操作温度。示范性的热喷射方法包括：空气等离子喷射(APS)、真空等离子喷射(VPS)、高速氧燃料(HVOF)等。
除非另外定义，在此使用的技术和科学术语具有和本发明所属领域技术人员通常理解的相同的意思。在此使用的术语“第一”、“第二”等等并不代表任何顺序、数量、或者重要性，而用于区别彼此元件。同样，术语“a”和“an”并不代表数量限制，而代表存在至少一个引用项目，且除非另外声明，术语“前”、“后”、“底”、和/或者“顶”，仅用于描述方便，且不限于任何一个位置或者空间方向。如果披露范围，指示相同部件或者属性的所有范围的端点是包含的且独立可组合的(例如，“直到大约25wt.％，或者更具体地，大约5wt.％-大约20wt.％”的范围包含端点和“大约5wt.％-大约25wt.％”的范围的所有中间值等)。与数量结合使用的修饰语“大约”包含所述值且具有上下文指示的意思(例如，包括与特定数量的测量有关的误差程度)。在此使用的后缀“(s)”意味包括其修饰的术语的单数和复数，因此包括一个或者更多该术语(例如，colorant(s)包括一个或者更多的颜料)。此外，如在此使用的，“组合”包含共混、混合、合金、反应产物等等。
尽管本发明已经参见示范性的实施例描述，本领域技术人员需要理解的是，可以进行不同的改变且等价物可以替代这里的元件而不偏离本发明的范围。此外，可以进行许多修改以相对本发明的教示适应特定的情况或者材料而不偏离其本质范围。因此，意味着本发明并不限于作为实施本发明的预期最佳方式而披露的特定实施例，但是本发明将包括落入到附上的权利要求书范围内的所有实施例。
零件列表
燃气涡轮机10
进口段12
压缩段14
燃烧段16
涡轮机段18
流体流20
带叶片的转子22
筒环型燃烧室24
预混器26
压力通风***28
导管30
燃料32
孔34
燃烧反应36
排气38
转子(涡轮机)40
铀42
筒(预混器)44
燃料喷射器46
混合器部分(旋流器)48
倾斜肋50
二级燃料喷射喷嘴52
燃料预混物54
第一喷射喷嘴56
燃料混合物58
燃气涡轮机100
预混器102
燃烧段104
柯恩达异型燃料喷射翼片106
燃烧模式108
排气110
扩散型火焰112
第二火焰区域114
毂116
燃烧段壳体118
槽前缘120
后缘122
燃料喷射槽124
位置126
侧壁128
无燃料区域130
边界层132
接合点134
稀预混区136
富预混区138
富燃料火焰140
稀燃料火焰142

Claims (10)

1.一种燃气涡轮机(100)，其包括：
构造用于压缩流体流(20)的压缩段(14)；
燃烧段(104)，其联接到压缩段(14)且适合于接收压缩流体流并燃烧燃料(32)，燃烧段包括预混器(102)，预混器包括柯恩达异型燃料喷射翼片(106)的环形阵列，其适合于以大致切向于翼片的角度喷射燃料(32)以提供柯恩达效应；和
与燃烧段(104)流体连通的涡轮机段(18)。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮机，其中柯恩达异型燃料喷射翼片(106)包括面向压缩段(14)的前缘(120)、构造为在大约前缘(120)处喷射燃料(32)的燃料喷射开口(124)、和后缘(122)。
3.根据任一前述权利要求所述的燃气涡轮机，其中预混器(102)在燃气涡轮机的燃烧段的过渡导管内整合。
4.根据权利要求1所述的燃气涡轮机，其中预混器(102)布置在流体地联接到压缩段(14)的燃烧室(24)内。
5.根据权利要求1所述的燃气涡轮机，其中燃料(32)包括天然气、液化天然气、氢气、合成气、煤油、喷气燃料、汽油、乙醇、柴油、生物柴油或者其混合物。
6.根据权利要求1所述的燃气涡轮机，其中预混器(102)构造为在燃气涡轮机(100)的操作期间提供小于5％的压降。
7.根据权利要求1所述的燃气涡轮机，其中预混器(102)构造为在燃气涡轮机(100)的操作期间提供三火焰燃烧反应(112，140，142)。
8.根据权利要求1所述的燃气涡轮机，其中预混器(102)构造为在燃气涡轮机(100)的操作期间在后缘(112)直接后面提供扩散型火焰(112)。
9.根据权利要求1所述的燃气涡轮机，其还包括至少一个布置在压缩段(14)、涡轮机段(18)或者压缩段(14)和涡轮机段(18)两者的级(22，40)之间的附加的预混器(102)。
10.一种用于在燃烧***中预混燃料(32)和氧化剂(20)的过程，该过程包括：
压缩包含氧化剂的流体流(20)且流动压缩流体流到燃烧***内，燃烧***包括具有柯恩达异型燃料喷射翼片(106)的环形阵列的预混器(102)，翼片(106)的每一个具有前缘(120)、构造为在大约前缘(120)处喷射燃料的燃料喷射开口(124)、和后缘(122)，其中压缩流体流以从前缘(120)到后缘(122)的方向流动；
以大致切向于翼片(106)的角度在大约前缘(120)处喷射燃料(32)以提供柯恩达效应；
在后缘(112)直接后面形成扩散型火焰(112)；和
形成具有多稀和富区段(140，142)的火焰(114)，其中稀火焰区段(142)的每一个在翼片(106)之间形成且富火焰区段(140)的每一个在翼片(106)的每一个后面形成。
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