CN101158478B - 用于运行涡轮发动机的方法和设备 - Google Patents

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Abstract

提供了燃烧器组件(104)。燃烧器组件包括限定了燃烧室(106)的至少一个燃烧器壁(105)，在至少一个燃烧器壁内限定了至少一个第一流体入口(124)的至少一个第一流体通道(122)，至少一个第一流体通道与燃烧室流动连通地联接，至少一个第一流体入口构造为将第一流体流(132)喷射到燃烧室内；和在至少一个燃烧器壁内限定了至少一个第二流体入口(126)的至少一个第二流体通道(120)，至少一个第二流体入口邻近至少一个第一流体入口定位，至少一个第二流体入口与燃烧室流动连通地联接且构造为将第二流体流(130)以相对于第一流体流的倾斜的角(134)喷射到燃烧室内，使得所述的第二和第一流体流以预先确定的入射角相交。

Description

用于运行涡轮发动机的方法和设备
技术领域
本发明一般地涉及旋转机器，且更特定地涉及用于运行燃气涡轮发动机的方法和设备。
背景技术
至少一些已知的燃气涡轮发动机燃烧燃料和空气的混合物，以从混合物释放热能以形成高温燃气流，高压燃气流通过热燃气路径被引导到涡轮机。涡轮机将来自燃气流的热能转化为使涡轮机轴旋转的机械能。涡轮机的输出可以用于驱动机器，例如发电机或泵。
至少一个燃烧反应的副产品可能受到法规限制。例如，在热驱动反应中，氮氧化合物(NOx)可能由于空气中的氮和氧之间由燃气涡轮发动机内的高温所引起反应而形成。一般地，当进入发动机的涡轮机部分的燃气流的温度增加时，涡轮机的效率增加。然而，燃气温度的增加可能促进NOx形成的增加。
燃烧通常在燃烧器上游区域处或附近发生，该上游区域通常称为反应区或初级区。燃料和空气的混合和燃烧也可能在反应区下游的经常被称为稀释区的区域内发生。惰性稀释剂可以被直接引入稀释区内以稀释燃料和空气混合物，以便于实现预先确定的混合物和/或进入涡轮机部分的燃气流的温度。然而，惰性稀释剂不总是可得到的，它可能不利地影响发动机热率且可能增加资金和运行成本。蒸汽可用作为稀释剂被引入，然而，蒸汽可能缩短热燃气路径部件的预期的使用寿命。
为便于控制涡轮发动机运行期间的NOx排放，至少一些已知的燃气涡轮发动机使用了以稀薄燃空比运行的燃烧器，和/或其中燃烧器运行为使得在允许燃料进入燃烧器的反应区前使燃料与空气预混合。预混合可能便于降低燃烧温度且因此降低NOx的形成而不要求添加稀释剂。然而，如果所使用的燃料是过程气体或合成的气体，或合成气，则选中的过程气体和/或合成气可能包括充足的氢，使得相关的高火焰速度可能便于自点火，回火和/或保持在混合设备内的火焰。此外，这样的高火焰速度可能不便于在燃烧前燃料和空气的均匀混合。
发明内容
在一个方面中提供了运行涡轮发动机的方法。方法包括提供至少一个具有限定在其内的燃烧室的燃烧器组件，其中燃烧室具有延伸通过它的中心线。方法也包括将至少一个第一流体流喷射到燃烧室内。方法进一步包括将至少一个第二流体流以相对于该至少一个第一流体流的倾斜的角喷射到燃烧室内，因此该至少一个第二流体流与该至少一个第一流体流相交和混合。
在另一个方面中提供了燃烧器组件。组件包括至少一个限定了燃烧室的燃烧器壁。组件也包括在该至少一个燃烧器壁内限定了至少一个第一流体入口的至少一个第一流体通道。该至少一个第一流体通道与燃烧室流动连通地联接。该至少一个第一流体入口构造为将第一流体流喷射到燃烧室内。组件进一步包括在该至少一个燃烧器壁内限定了至少一个第二流体入口的至少一个第二流体通道。该至少一个第二流体入口邻近该至少一个第一流体入口且与燃烧室流动连通地联接。第二流体入口构造为将第二流体流以相对于第一流体流的倾斜的角喷射到燃烧室内，使得第二和第一流体流以预先确定的入射角相交。
在进一步的方面中提供了涡轮发动机。发动机包括至少一个第一流体源、至少一个第二流体源和与该至少一个第一流体源和该至少一个第二流体源流动连通地联接的燃烧器组件。燃烧器组件包括至少一个燃烧器壁、至少一个第一流体通道和至少一个第二流体通道。该至少一个燃烧器壁限定了燃烧室。该至少一个第一流体通道在该至少一个燃烧器壁内限定了至少一个第一流体入口，且该至少一个第一流体通道与燃烧室流动连通地联接。该至少一个第一流体入口构造为将第一流体流喷射到燃烧室内。该至少一个第二流体通道在该至少一个燃烧器壁内限定了至少一个第二流体入口。该至少一个第二流体入口邻近该至少一个第一流体入口定位。该至少一个第二流体入口与燃烧室流动连通地联接且构造为将第二流体流以相对于第一流体流的倾斜的角喷射到燃烧室内，使得第二和第一流体流以预先确定的入射角相交。
附图说明
图1是典型的燃气涡轮发动机的截面示意图；
图2是典型的燃烧器组件可以与图1中所示的燃气涡轮发动机一起使用的一部分的截面示意图；
图3是图2中示出的燃烧器组件沿线3-3截取的截面示意图；
图4是可以与图2中示出的燃烧器组件一起使用的替代燃料-空气阵列的截面示意图；
图5是可以与图2中示出的燃烧器组件一起使用的另一个替代燃料-空气阵列的截面示意图；
图6是图4和图5中示出的替代燃料空气阵列的沿线6-6截取的截面示意图；
图7是可以与图2中示出的燃烧器组件一起使用的多个典型燃料空气阵列的端示意图；
图8是可以与图2中示出的燃烧器组件一起使用的替代燃料空气阵列的端示意图：
图9是图8中示出的燃料-空气阵列的部分沿椭圆9-9截取的截面示意图；
图10是图9中示出的燃料-空气阵列的部分沿线10-10截取的截面俯视示意图；
图11是可以与图2中示出的燃烧器组件一起使用的替代的燃料-空气阵列的部分的截面示意图；
图12是图11中示出的替代的燃料空气阵列的部分沿线12-12截取的截面俯视示意图；
图13是可以与图2中示出的燃烧器组件一起使用的替代的燃料-空气阵列的部分的截面示意图；
图14是图13中示出的替代的燃料空气阵列的部分沿线14-14截取的截面俯视示意图；
图15是可以与图1中示出的燃气涡轮发动机一起使用的替代的燃烧器组件的截面示意图；
图16是可以与图1中示出的燃气涡轮发动机一起使用的替代的燃烧器组件的截面示意图；
图17是可以与图1中示出的燃气涡轮发动机一起使用的替代的燃烧器组件的截面示意图；
图18是可以与图1中示出的燃气涡轮发动机一起使用的替代的燃烧器组件的截面示意图；和
图19是可以与图1中示出的燃气涡轮发动机一起使用的涡漩器组件的截面示意图；
具体实施方式
图1是典型的燃气涡轮发动机100的示意性图示。发动机100包括压缩机102和燃烧器组件104。燃烧器组件104包括至少部分地限定了燃烧室106的燃烧器组件壁105。燃烧室106具有延伸通过它的中心线107。在典型的实施例中，发动机100包括多个燃烧器组件104。燃烧器组件104，且更特定地燃烧室106联接在压缩机102下游且与压缩机102流动连通。发动机100也包括涡轮机108和压缩机/涡轮机轴110(有时称为转子)。在典型的实施例中，燃烧室106大体上是圆柱形的且与涡轮机108流动连通的联接。涡轮机108可旋转地联接到轴110且驱动轴110。压缩机102也可旋转地联接到轴110。在一个实施例中，发动机100是可从General Electric Company，Greenville，South Carolina商业上获得的MS7001FB发动机，有时称为7FB发动机。本发明不限制于任何一个特定的发动机且可以结合其他发动机实施。
在运行中，空气流过压缩机102且压缩空气的大的量供给到燃烧器组件104。组件104也与燃料源(在图1中未示出)流动连通且将燃料和空气引导到燃烧室106。在典型的实施例中，燃烧器组件104在燃烧室106内点火且燃烧例如过程气体和/或合成气体(合成气)的燃料，这生成了大致871摄氏度到1593摄氏度(1600华氏度到2900华氏度)的高温燃气流(在图1中未示出)。替代地，组件104燃烧了包括但不限制于天然气和/或燃料油的燃料。燃烧器组件104将燃气流引导到涡轮机108，在涡轮机108中燃气流热能被转化为旋转机械能。
图2是燃烧器组件104的截面示意图。图3是沿线3-3截取的燃烧器组件104的截面示意图。特别地，图3图示了与燃烧器组件104一起使用的典型的燃料-空气阵列128。一般地，燃烧器组件104包括至少一个限定了第一流体入口的第一流体通道，其中通道和入口二者便于第一流体流的形成。在典型的实施例中，燃烧器组件104包括至少一个空气通道122。此外，一般地，燃烧器组件104包括至少一个限定了第二流体入口的第二流体通道，其中通道和入口便于第二流体流的形成。在典型的实施例中，燃烧器组件104包括多个燃料通道120。替代地，燃烧器组件104包括构造且定位在组件104内的多个第一流体通道，或空气通道，它们邻近至少一个第二流体通道，或燃料通道(都未示出)，以便于如在此所述的发动机100的运行。
空气通道122与至少一个第一流体源流动连通地联接，在典型的实施例中第一流体源是压缩机102(在图1中示出)。替代地，第一流体源可以是便于在此描述的发动机100的运行的任何源。燃料通道120与至少一个第二流体源流动连通地联接，在典型的实施例中，该第二流体源是燃料源(在图2或图3中未示出)。
在典型的实施例中，空气通道122限定了燃烧器壁105的部分内的空气入口124，空气入口124便于引导空气流132(以相关的箭头图示)。类似地，在典型的实施例中，燃料通道120限定了燃烧器壁105的部分内的多个燃料入口126。燃料通道120便于引导多个燃料流130(以多个相关的箭头图示)。替代地，第一流体通道(或空气通道122)和/或第二流体通道(或燃料通道120)可以构造为引导包括但不限制于预混合的燃料和空气、惰性稀释剂和排气的其他流体。
在组装时，燃料入口126、空气入口124和燃烧器壁105限定了燃料-空气阵列128。在典型的实施例中，阵列128提供了在燃烧器组件104内的稀薄直接喷射(LDI)燃烧方法，如在下文中进一步描述。图2和图3将空气通道122图示为大体上垂直于壁105且大体上平行于燃烧室中心线107。如在下文中进一步解释，燃料-空气阵列128构造为使得通道122和相关的空气入口124具有相对于壁105和中心线107的到燃烧室106内的任何进入角。特别地，通道122可以构造为相对于中心线107向上或向下定向和/或向左或向右定向，和它们的任何组合。因此，在典型的实施例中，通道122构造为相对于壁105和中心线107的任何定向，这便于如在此描述的燃料流130和空气流132的冲击。
运行涡轮发动机100的方法包括提供至少一个具有限定在其内的燃烧室106的燃烧器组件104，其中燃烧室106具有延伸通过它的中心线107。方法也包括将至少一个第一流体流喷射到燃烧室106内，其中在典型的实施例中，方法包括将空气流132喷射到燃烧室106内。方法进一步包括将至少一个第二流体流喷射到燃烧室内，其中在典型的实施例中，方法包括将燃料流130以相对于空气流132的倾斜的角134喷射到燃烧室106内，因此将燃料流130和空气流132相交和混合。替代地，第一流体通道(或空气通道122)和/或第二流体通道(或燃料通道120)引导包括但不限制于预混合的燃料和空气、惰性稀释剂和排气的其他流体流(未示出)。
在运行中，燃料通道120引导多个燃料流130且空气通道122引导空气流132通过燃料-空气阵列128到燃烧室106内。空气流132可以大体上均匀地流动或可以非均匀地流动，例如流132可以在进入燃料-空气阵列128前涡漩。在图示的实施例中，空气流132大体上平行于燃烧室中心线107且大体上垂直于壁105喷射到燃烧室内。为增进混合，燃料流130每个以相对于空气流132的预先确定的倾斜径向入射角134和以相对于空气流132的预先确定的倾斜周向入射角136喷射到燃烧室106内。更特定地，在典型的实施例中，燃料流130每个以0度和90度之间的径向入射角和以0度到360度之间的周向入射角136喷射。燃料入口126的个数、径向角134的值和周向角136的值可变地基于多种运行参数选择，这便于燃料流130和空气流132冲击后燃料和空气的迅速和完全混合。
在典型的实施例中，燃料流130包括过程气体和/或合成气作为初级燃料。替代地，可以使用便于在此描述的燃烧器组件104的运行的任何燃料。合成气使用本领域已知的方法合成且典型地具有变化的化学成分，该化学成分至少部分地取决于合成方法。过程气体典型地为包括但不限制于石油炼制的化学过程的副产品。合成气和过程气体典型地包括汽化的碳氢化合物，它们可以包括但不限制于液体燃料或蒸馏物。与本领域中已知的相关的初级可燃成分相比，合成气和过程气体也可以包括反应性较差的可燃成分、惰性气体和杂质。
在典型的实施例中，阵列128提供了燃烧器组件104内的稀薄直接喷射(LDI)燃烧方法。LDI燃烧方法典型地限定为将燃料和空气喷射到燃烧器的燃烧室内而在喷射前不预混合空气和燃料的喷射方案。此方法与稀薄预混合喷射燃烧方法形成对比，稀薄预混合喷射燃烧方法典型地限定为将燃料和空气的每个的至少部分在燃烧器的预混合器部分内预混合，因此形成了随后被喷射到燃烧室内的燃料-空气混合物。稀薄预混合喷射燃烧方法的典型的特征在于与作为传统的非预混合或扩散燃烧方法的特征的火焰温度相比更低的火焰温度。与稀薄预混合燃烧方法相关联的较低的燃烧温度便于NOx的形成率和幅度的降低，然而燃料-空气混合物一般是可燃的，且便于不希望的点火和燃烧向燃烧器的预混合器部分内的回火的可能性。
一些燃料和空气混合物一般便于迅速的反应速率且随后便于与其他燃料相比相对地高的火焰速度。火焰速度可以限定为燃烧在燃料-空气混合物内的点火、扩展和传播的速率。大体上等于燃料流动速度的火焰速度便于大体上稳定和静止的火焰。更高的火焰速度可能便于自点火、回火和/或使火焰保持在燃烧器的不设计为容纳相关的附近放热的区内。当燃料和空气的混合物在预先确定的容积内的驻留时间大于燃料和空气的混合物在相同容积内的反应时间时，便于了火焰的保持，且实现了作为燃料和空气燃烧的结果的火焰。特别地，当火焰速度大体上类似于燃料空气混合物流动速度时，作为结果的火焰以稳定为特征。
热NOx典型地限定为在燃料和空气的燃烧期间通过空气内的氮的高温氧化形成的NOx。形成率主要是与燃料和空气在预先确定的区域内的局部燃烧相关的温度和氮在此温度下的驻留时间的函数，其中驻留时间大体上类似于以上所述的燃料和空气的驻留时间。因此，影响NOx产生的至少两个因素是燃烧温度和氮在此温度下的驻留时间。驻留时间进一步限定为其中燃料的部分和空气的部分混合在一起以完全地点火和燃烧使得仅剩下包括但不限制于热、水、氮和二氧化碳的燃烧后产物的时间期间。一般地，当燃烧温度和/或驻留时间增加时，NOx生成率也增加。优化驻留时间和温度便于完全燃烧且也便于NOx生成的减轻。以上所述的某些燃料和空气的高反应率便于减轻燃料和空气混合，因此便于NOx的产生。这是因为与燃料迅速点火相关的升高的局部温度以及将燃料和空气组合以便于大体上完全的燃烧而需要的增加的驻留时间。一般地，通过积极的燃料和空气混合对燃料和空气分子在预先确定的容积内的预先确定的反应率的平均化便于对局部放热能量释放且因此对在容积内的局部温度的平均化。
当条件使得燃料-空气混合物可以点火时，不立即发生生成了火焰的完全点火，而是点火以典型地称为点火延迟或诱导期的延迟发生，延迟取决于包括但不限制于被点火的燃料的特定类型、燃料-空气混合物温度和燃料分子与空气分子的相对浓度的因素。当诱导期增加时，空气和燃料混合可利用的时间增加。一些燃料典型地具有相对地短的诱导期。与驻留时间相反，缩短的诱导期便于微观尺度上的燃烧，同时便于需要更长的驻留时间以便于燃料和空气完全混合和随后的在宏观尺度上的大致完全燃烧。
火焰稳定性、燃烧完全性和NOx产生也受到燃料和空气在燃烧前的湍流和/或涡漩的影响。涡漩的相对程度经常以涡漩数代表。涡漩数典型地限定为燃料和空气分子的切向动量与同样的燃料和空气分子的轴向动量相比，或除以轴向动量的比例。涡漩和湍流的对比在于涡漩数是反应了湍流幅度的特征。湍流幅度也可以由包括但不限制于不规则(或随机)流和扩散流的特征来反应。湍流和/或涡漩的增加可以便于降低驻留时间和燃料和空气燃烧的峰值和局部温度，因此便于降低NOx的产生。
在一些实施例中，包括但不限制于预混合燃料和空气、惰性稀释剂和排气的流体也可以被喷射以便于在此描述的建立火焰稳定性、燃烧完全性和NOx的产生降低的方法。在此，其中仅论述了燃料和空气且除非另外地提出，论述应认为包括这样的流体以与燃料和空气协同被喷射到燃烧室106内。
在燃料-空气阵列128内以预先确定的入射角、流动速度和质量流量相互冲击多个流，例如分别为燃料和空气流130和132，以及惰性稀释剂和/或至少部分预混合的燃料和空气(二者都未示出)形成了预先确定的涡流(未示出)，涡流包括至少一个限定在预先确定的容积内且带有预先确定的特征组的局部流场(未示出)，特征组包括但不限制于预先确定的湍流、驻留时间和温度。例如组件104的带有多个燃料空气阵列1 28的燃烧器组件将便于形成包括多个局部流场(未示出)的涡流。这样的多个局部流场可以相互作用以形成包括整体流场(未示出)的涡流(未示出)，如在下文中进一步论述。
燃料-空气阵列128便于在允许燃料和空气进入燃烧室106内后在预先确定的局部流场(未示出)内的迅速混合。在阵列128内，燃料入口126的个数、空气流132相对于中心线107的喷射角的值，径向角134的值和周向角136的值和入口124和126的尺寸和尺度可变地选择以形成预先确定的流场，流场便于燃料和空气的迅速和完全的混合。特别地，遍及发动机100(在图1中示出)的运行范围的至少部分，燃料通过入口126以预先确定的速度喷射到燃烧室106内，该速度典型地比空气通过入口124喷射到室106内的喷射速度快。燃料流130的较高的速度便于在燃料流130和空气流132碰撞时使燃料流130和空气流132在局部流场燃烧室106内的迅速和完全的混合。流130和流132的更迅速和完全的混合便于降低燃料-空气混合物驻留时间，使得在局部流场内的预先确定的驻留时间接近热NOx诱导期。此外，在随后的燃烧前的更迅速和完全的混合便于通过如上所述将局部放热率平均化而降低局部流场内的燃烧温度。迅速混合的这些效果便于降低NOx的产生，同时便于增加燃烧器组件104的每单位容积的放热率。
由燃料-空气阵列128所促进的LDI燃烧方法相对于稀薄预混合燃烧方法也便于降低自点火、回火和火焰保持(在与燃烧室104的预先确定的区域不同的区域)的可能性。例如，缺少入口124和126上游的预混合燃料和空气流将阵列128内的自点火和回火的可能性大体上降低到零。因此，LDI燃烧方法提供了扩散和稀薄预混合燃烧方法的益处的一些而不存在其缺点的一些。
图4是可以与燃烧器组件104一起使用的替代的燃料-空气阵列140的截面示意图。阵列140除去包括至少一个与空气通道122和燃烧室106流动连通地联接的净化和冷却空气通道141外大体上类似于阵列128。通道141的每个形成了壁105内的入口142，入口142便于将净化和冷却空气流143引导到室106内。空气通道141可以相对于中心线107和壁105以任何角定向，以便于燃烧器组件104的运行，如在此所描述，例如包括不平行于空气通道122和相互成不同的角。在运行中，空气通道141通过将空气流132的至少部分喷射到室106内的相关区域内而便于减轻在壁105附近在空气入口124和燃料入口126之间的火焰保持。这样的方法便于将燃料从壁105净化去。此外，这样的方法便于壁105的局部区域的冷却。替代地，通道141引导燃料-空气混合物和/或惰性稀释剂以便于减轻火焰保持且便于冷却，如上文中所述。
图5是可以与燃烧器组件104一起使用的另一个替代燃料-空气阵列145的截面示意图。阵列145除去包括与至少一个流体源(在图5中未示出)和燃烧室106流动连通地联接的至少一个净化和冷却流体通道146外大体上类似于阵列128。在替代实施例中，可以使用的流体包括但不限制于空气、预先混合的燃料和空气和/或惰性稀释剂。通道146的每个形成了壁105内的入口147，入口147便于将净化和冷却流体流148引导到室106内。空气通道146可以相对于中心线107和壁105以任何角定向，以便于燃烧器组件104的运行，如在此所描述，例如包括不平行于空气通道122和相互成不同的角。在运行中，空气通道146通过将流体流148喷射到室106内的相关区域内而便于减轻在壁105附近在空气入口124和燃料入口126之间的火焰保持。这样的方法便于将燃料从壁105净化去。此外，这样的方法便于壁105的局部区域的冷却。
图6是替代燃料空气阵列140(在图4中示出)和145(在图5中示出)沿线6-6截取的截面示意图。净化和冷却空气入口142在阵列140内径向地定位在燃料入口126和空气入口124之间。净化和冷却流体入口147以类似的方式在阵列145内定位。入口142和入口147可以周向地绕入口124定位，这便于如在此所述的燃烧器组件104的运行。进一步地，替代地，可以使用空气入口142和流体入口147的任何组合，这便于如在此所述的燃烧器组件104的运行。替代地，燃料-空气阵列140和145也包括多个第一流体通道或空气通道，它们周向地邻近至少一个构造且定位在燃料-空气阵列140和145内的第二流体通道或燃料通道(都未显示)，以便于如在此所述的发动机100的运行。
图7是可以与燃烧器组件104一起使用的多个典型的燃料空气阵列128的示意性端视图。在典型的实施例中，壁105包括以预先确定的距离相互分开定位的多个燃料-空气阵列128。个数增加的阵列128定位在壁105的特定区域内，即阵列128的更大的密度便于壁105的与阵列128相关的表面积与通过阵列128到燃烧室106(在图2中示出)内的体积流体流的更大的比值。增加此“面积与体积”比随后便于燃料和空气在燃烧室106内混合的完全性和迅速性的增加，因此便于驻留时间的降低和燃烧温度的降低，使得随后便于降低NOx的生产。替代地，燃料-空气阵列140和/或145可以代替或邻近燃料-空气阵列128定位。进一步地，替代地，使用了燃料-空气阵列128、140和/或145的替代实施例(未示出)，替代实施例包括周向邻近至少一个构造且定位在燃料-空气阵列128、140和/或145内的第二流体通道或燃料通道的多个第一流体通道或空气通道(都未显示)，以便于如在此描述的发动机100的运行。
图8是可以与燃烧器组件104一起使用的替代燃料-空气阵列150的示意性端视图。阵列150包括多个限定在壁105内的燃料入口152和空气入口154。入口152和154大体上分别类似于入口126和124(在图2和图3中示出)。在壁105内分别限定了多个环形的燃料入口152和空气入口154的内部、中间和外部同心环151、153和155。入口152和154的每个构造有预先确定的径向和周向入射角(在图8中未示出)以形成多个燃料和空气的冲击，这便于空气和燃料混合和涡流的形成，如以上所述。例如，入口152的每个构造为便于燃料和与周向地邻近的空气入口154相关的空气的冲击，以形成包括多个预先确定的局部流场的涡流。这样的局部流场便于带有局部火焰的局部燃烧的形成。这样的燃料和空气混合和局部火焰形成便于将局部火焰组合，以进一步便于形成预先确定的整体流场和整体火焰，如下文中将进一步描述。
替代燃料-空气阵列150的一个实施例包括构造环151、153和155以形成大体上同心的相反旋转或相反涡漩的燃料-空气混合/燃烧流场(未示出)，这随后形成了预先确定的整体流场(未示出)。例如，环151和155可以构造为形成顺时针旋转流场，而环153构造为形成逆时针流场。多个径向邻近的限定了相关流场的涡漩混合物的同心环的每个可以具有相关的以大体上相反的周向方向流动的流体流。相反的流体流的相交点典型地以局部流场内的以相同方向流动的涡漩为特征。作为结果的整体流场包括邻近的相反涡漩流动场的相互作用，这便于整体流场内的预先确定的涡漩数和湍流的形成，因此便于大体上涡漩较低的具有良好的火焰保持特征的整体流场的形成。
此外，其中燃料流和空气流(在图8中未示出)局部相交的整体流场的区域便于火焰稳定。此外，作为结果的整体流场包括邻近的共同涡漩流场的相互作用，这便于整体流场内的涡漩和湍流，这进一步便于预先确定的涡流的形成。这样的涡流形成也便于涡流的***，其中在整体流场和壁105之间的再循环区(未示出)形成，且燃料-空气混合物离开整体流场到再循环区内。燃料-空气混合物然后再喷射回到整体流场内，因此便于增加整体流场湍流，从而降低整体流场内的燃料和空气驻留时间和燃烧温度，且随后降低NOx的形成。这样的涡流***也便于火焰稳定。
替代燃料-空气阵列150的另一个实施例包括将环151、153和155构造为形成涡流，涡流包括大体上环形的共同旋转的燃料-空气混合/燃烧流场(未示出)，该流场随后形成了预先确定的整体流场(未示出)。例如，环151、153和155可以构造为形成顺时针共同旋转或共同涡漩的流场。多个径向邻近的限定了相关的流场的涡漩混合物的同心环的每个可以具有相关的以大体上相似的周向方向流动的流体流。作为结果的整体流场包括邻近的相互相对的共同涡漩流场的相互作用，使得它们便于整体流场内的涡漩和湍流，这进一步便于带有混合燃料和空气特征典型地优于如以上所述的相反涡漩实施例的特征的预先确定的涡流的形成。
替代的燃料-空气阵列150的另一个实施例包括将燃料入口152和空气入口154的每个构造为使得在环151、153和155中的任何环内的入口152和入口154的任何组合可以在发动机100(在图1中示出)的整个运行范围内被使用。例如，阵列150构造为使得燃料入口152的预先确定的个数和布置对于发动机100的动力生成的特定范围被使用。主动燃料入口152的预先确定的构造便于充分的放热以支持动力生成的需求，同时形成便于燃料和空气混合的涡流以减轻NOx的形成。这样的构造可以包括但不限制于构造153为形成局部和涡漩的环流场，该环流场与由环151形成的和由环155形成的不同的局部和涡漩的环流场相互作用。
图9是在图8中示出的燃料-空气阵列150的部分且沿椭圆9-9截取的截面示意图。图10是图9中示出的燃料-空气阵列150的部分且沿线10-10截取的截面俯视示意图。在此构造中，燃料入口152、空气入口154、燃料通道156和空气通道158的每个的一个限定在燃烧器组件壁105内。入口152和154的相对构造也在阵列150下图示。通道156和158便于分别将燃料流160和空气流162通过入口152和154引导到燃烧室106内。燃料流160以倾斜于燃烧室中心线107(在图8中示出)的预先确定的角161喷射到室106内。空气流162以倾斜于燃烧室中心线107的预先确定的角163喷射到室106内。角161和163限定了流160和162的预先确定的入射角164。流160和162的预先确定的入射角164便于燃料流160和空气流162的完全和迅速的混合。
图11是可以与燃烧器组件104(在图2中示出)一起使用的替代燃料-空气阵列170的部分的截面示意图。图12是在图11中示出的替代燃料-空气阵列170的部分沿线12-12截取的截面俯视示意图。在此构造中，一对燃料入口152、一个空气入口154、一对燃料通道156和一个空气通道158限定在燃烧器组件壁105内。入口152和154也图示在阵列150下用于观看。通道156和158便于分别将燃料流160和空气流162通过入口152和154喷射到燃烧室106内。入口154构造为将空气流162大体上平行于燃烧室中心线107(在图8中示出)喷射到燃烧室106内。入口152构造为将流160以预先确定的倾斜的径向入射角168喷射到室106内，这便于燃料流160和空气流162的完全和迅速的混合。流160也可以定向为预先确定的倾斜周向入射角136(在图3中示出)。替代地，一个燃料入口152、一对空气入口154、一个燃料通道156和一对空气通道158也可以定向在燃烧器组件壁105内，使得空气通道158保证流162以预先确定的倾斜的径向和周向入射角喷射到流160内，以便于燃料流160和空气流162的完全和迅速的混合。替代地，燃料-空气阵列170也可以具有每单个的燃料入口152和燃料通道156任何个数的空气入口154和空气通道158，它们具有便于如在此描述的燃料-空气阵列170的运行的任何构造。
图13是可以与燃烧器组件104(在图2中示出)一起使用的替代的燃料-空气阵列180的部分的截面示意图。图14是图13中示出的替代的燃料-空气阵列180的部分沿线14-14截取的截面俯视示意图。在此构造中，四个燃料入口152、一个空气入口154、四个燃料通道156和一个空气通道158限定在燃烧器组件壁105内。入口152和154的相对构造也在阵列180下图示用于观看。通道156和158便于将燃料流160和空气流162分别通过入口152和154分别引导到燃烧室106内。入口154构造为将空气流162大体上平行于燃烧室中心线107(在图8中示出)喷射到燃烧室106内。每个入口152周向地绕入口154定向为保证流160的预先确定的倾斜径向和周向入射角(径向角172图示出用于观看)，这便于燃料流160和空气流162的完全和迅速的混合。替代地，一个燃料入口152、四个空气入口154、一个燃料通道156和四个空气通道158也可以定向在燃烧器组件壁105内，使得空气通道158构造为保证流162喷射到流160内，以便于燃料流160和空气流162的完全和迅速的混合。
阵列128(在图2和图3中示出)、阵列140(在图4和图6中示出)、阵列145(在图5和图6中示出)、阵列150(在图8、图9和图10中示出)、阵列170(在图11和图12中示出)和阵列180(在图13和图14中示出)中的任何阵列也可以便于通过任何通道引导和喷射预混合燃料、空气和/或惰性稀释剂的任何组合，这便于燃烧同时降低了NOx，如在此所述。此外，阵列128、140、145、150、170和180中的任何阵列可以便于通过将小的空气或惰性流体入口(类似于在图4、图5和图6中图示的且在图8至图14中未示出的那些入口)定位为喷射相关的流体而减轻壁105附近的火焰保持，以及净化燃料的相关的区域且也便于冷却壁105的至少部分。
典型地，在典型地称为DLN燃气涡轮发动机的干式低NOx燃气涡轮发动机内，因为与燃料内的例如氢的可燃成分相关的特性，某些燃料的燃烧可能是困难的。阵列128、140、145、150、170和180中的任何阵列可以***到大体上任何燃气涡轮发动机内以通过直接喷射燃料、空气和/或稀释剂流来补充预混合燃料、空气和/或稀释剂的喷射而便于燃烧和降低NOx。
此外，阵列1 28、140、145、150、170和180便于以宽种类的几何形状灵活的定位和定向，这样的阵列128、140、145、150、170和180，这便于使用宽种类的燃料和稀释剂使发动机100在宽种类的运行动力生成范围内的运行，如下文中进一步论述。此外，增加燃料-空气阵列128、140、145、150、170和180在发动机100内的密度便于增加每单位发动机100体积的放热率，因此对于预先确定的运行动力生成范围便于发动机100的尺寸和成本的降低。
图15是可以与发动机100(在图1中示出)一起使用的替代燃烧器组件204的截面示意图。组件204包括至少部分地形成燃烧室206的壁205。组件204也包括多个大体上类似于阵列128(在图2和图3中示出)、阵列140(在图4和图6中示出)、阵列145(在图5和图6中示出)、阵列150(在图8、图9和图10中示出)、阵列170(在图11和图12中示出)和/或阵列180(在图13和图14中示出)的LDI燃料-空气阵列211。组件204构造为使得任何个数的阵列211定位且定向为便于形成多个局部和整体流场(都未示出)的任何构造，局部和整体流场进一步便于在大体上发动机100的全运行范围中的放热率和NOx形成率，如在此描述。组件204进一步包括便于向涡轮机108(在图1中示出)引导燃气流的过渡件212。在此替代实施例中，过渡件212可以以比现有技术中经常使用的长度更短的长度从燃烧室206延伸到涡轮机108。此外，在此替代实施例中，过渡件212和壁205可以制造为整体件。
图16是可以与发动机100(在图1中示出)一起使用的替代燃烧器组件304的截面示意图。组件304包括至少部分地形成了燃烧室306的壁305。组件304也包括多个大体上类似于阵列128(在图2和图3中示出)、阵列140(在图4和图6中示出)、阵列145(在图5和图6中示出)、阵列150(在图8、图9和图10中示出)、阵列170(在图11和图12中示出)和/或阵列180(在图13和图14中示出)的LDI燃料-空气阵列311。组件304构造为使得任何个数的阵列311定位且定向为便于形成多个局部和整体流场(都未示出)的任何构造，局部和整体流场进一步便于在大体上发动机100的全运行范围中的放热率和NOx形成率，如在此描述。组件304直接与涡轮机108(在图1中示出)流动连通地联接且便于将燃气流313向涡轮机108引导，使得不使用过渡件。阵列311沿壁305定位以便于冷却组件304。
图17是可以与发动机100(在图1中示出)一起使用的替代燃烧器组件404的截面示意图。组件404包括至少部分地形成了燃烧室406的壁405。组件404也包括多个大体上类似于阵列128(在图2和图3中示出)、阵列140(在图4和图6中示出)、阵列145(在图5和图6中示出)、阵列150(在图8、图9和图10中示出)、阵列170(在图11和图12中示出)和/或阵列180(在图13和图14中示出)的LDI燃料-空气阵列411。组件404构造为使得任何个数的阵列411定位且定向为便于形成多个局部和整体流场(都未示出)的任何构造，局部和整体流场进一步便于在大体上发动机100的全运行范围中的放热率和NOx形成率，如在此描述。组件404直接与涡轮机108(在图1中示出)流动连通地联接且便于将燃气流413向涡轮机108引导，使得不使用过渡件。阵列411沿壁405定位以便于冷却组件404。
图18是可以与发动机100(在图1中示出)一起使用的替代燃烧器组件504的截面示意图。组件504包括至少部分地形成了燃烧室506的壁505。组件504也包括多个大体上类似于阵列128(在图2和图3中示出)、阵列140(在图4和图6中示出)、阵列145(在图5和图6中示出)、阵列150(在图8、图9和图10中示出)、阵列170(在图11和图12中示出)和/或阵列180(在图13和图14中示出)的LDI燃料-空气阵列511。组件504构造为使得任何个数的阵列511定位且定向为便于形成多个局部和整体流场(都未示出)的任何构造，局部和整体流场进一步便于在大体上发动机100的全运行范围中的放热率和NOx形成率，如在此描述。组件504进一步包括便于向涡轮机108(在图1中示出)引导燃气流513的过渡件512。在此替代实施例中，过渡件512可以以比现有技术中经常使用的长度更短的长度从燃烧室506延伸到涡轮机108。此外，在此替代实施例中，过渡件512和壁505可以制造为整体件。
图19是可以与发动机100(在图1中示出)一起使用的涡漩器组件604的截面示意图。组件604包括至少部分地形成了其中生成燃料流613的燃料室606的壁605。壁605包括多个燃料开口607。组件604也包括涡漩叶片612，其中涡漩叶片612包括多个大体上矩形的空气室614和多个燃料开口608。室614的每个与至少一个空气源(未示出)流动连通。多个燃料通道(未示出)形成在涡漩叶片612内，使得开口607与开口608流动连通地联接。此外，室614的每个包括开口617。空气室614、空气开口617和多个燃料开口618的每个形成了至少一个燃料-空气阵列611。阵列611类似于阵列128(在图2和图3中示出)、阵列140(在图4和图6中示出)、阵列145(在图5和图6中示出)、阵列150(在图8、图9和图10中示出)、阵列170(在图11和图12中示出)和/或阵列180(在图13和图14中示出)。在一个实施例中，开口617大体上是矩形的。替代地，开口617包括便于如在此所述的发动机100运行的任何构造，包括但不限制于大体上圆形和椭圆形的开口。此外，在一个实施例中，开口608大体上是圆形的。替代地，开口608包括便于如在此所述的发动机100运行的任何构造，包括但不限制于大体上矩形和椭圆形的开口。
空气室614的每个构造为接收空气流616。开口607和608的每个构造为接收燃料流613的至少部分。阵列611的每个构造为将空气流616和燃料流613的至少部分引导到燃烧室615内。阵列611将空气流618引导到燃烧室615内且将至少一个燃料流620引导到燃烧室615内。燃料流620以相对于空气流618的倾斜的角喷射到燃烧室615内，因此使燃料流620与空气流618相交且混合。流618和620也可以包括燃料、空气、燃气和/或惰性稀释剂的任何预先确定的混合物，这便于如在此描述的发动机100的运行。此外，阵列611的每个构造为引导与其他阵列611不同的以上所述的预先确定的混合物，使得预先确定的局部和整体流场(都未示出)形成在燃烧室615内。
在运行中，空气流616被引导到涡漩器叶片612内，特别是空气室614内。燃料流613被引导到室606内且随后引导到形成在涡漩器叶片612内的开口607内。将燃料从开口607通过相关的通道引导到开口608。阵列611的每个便于将空气流618从室614经过开口617引导到燃烧室615内。阵列611的每个也便于将燃料流620引导到燃烧室615内，其中空气流618和燃料流620的每个相互冲击以完全地在室615内混合。与空气流616相关的空气质量流量和与燃料流613相关的燃料/空气/稀释剂质量流量被控制为使得每个室615接收预先确定的燃料、空气和稀释剂的比例。流618和流620之间的预先确定的冲击角(未示出)便于在室615内预混合，使得便于如在此描述的发动机100的运行。涡漩器叶片612内可以包括另外的燃料、空气和/或稀释剂通道，以便于如在此描述的发动机100的运行。
在此描述的燃气涡轮发动机和燃烧器组件便于减轻燃烧产物的排放，同时便于预先确定的每单位容积放热率。更特定地，发动机包括便于燃料和空气完全和迅速混合的稀薄直接喷射燃烧器组件，其原因是燃料流和空气流的冲击。这样的冲击在包括过程气体和合成气的燃料燃烧时便于NOx的降低、更宽的下调裕量、火焰稳定性、获得特定的放热率所需的燃烧器组件的尺寸的降低和不希望的燃烧动态特性的减轻。随后，在限定在较小的燃烧组件内的冷却通道内的相关空气压力下降便于更有效地空气喷射方法。作为结果，这样的发动机的运行效率可以增加且可以降低发动机的资本和运行费用。
如在此描述的用于燃烧合成气和过程气体的方法和设备便于燃气涡轮发动机的运行。更特定地，以上所述的发动机便于更稳健的燃烧器组件构造。这样的燃烧器组件构造也便于效率、可靠性和维护费用与燃气涡轮发动机故障的降低。
以上详细描述了与燃气涡轮发动机相关的燃烧器组件的典型的实施例。方法、设备和***不限制于在此描述的特定的实施例，也不限制于特定的图示的燃气涡轮发动机和燃烧器组件。
虽然本发明已根据多种特定的实施例描述，但本领域一般技术人员将认识到本发明可以以权利要求书的精神和范围内的修改来实施。
零件列表
3   线3-3
6   线6-6
9   椭圆9-9
10  线10-10
12  线12-12
14  线14-14
100 燃气涡轮发动机
102 压缩机
104 燃烧器组件
105 燃烧器组件壁
106 燃烧室
107 燃烧室中心线
108 涡轮机
110 压缩机/涡轮机轴
120 燃料通道
122 空气通道
124 空气入口
126 燃料入口
128 燃料-空气阵列
130 燃料流
132 空气流
134 倾斜径向角
136 倾斜周向角
140 燃料-空气阵列
141 空气通道
142 空气入口
143 冷却空气流
145 燃料-空气阵列
146 空气通道
147 冷却流体入口
148 冷却流体流
150 燃料-空气阵列
151 环形内部同心环
152 燃料入口
153 环形中间同心环
154 空气入口
155 环形外部同心环
156 燃料通道
158 空气通道
160 燃料流
161 倾斜于燃烧室中心线的预先确定的燃料流喷射角
162 空气流
163 倾斜于燃烧室中心线的预先确定的空气流喷射角
164 入射角
168 预先确定的倾斜径向入射角
170 燃料-空气阵列
172 径向角
180 燃料-空气阵列
204 燃烧器组件
205 壁
206 燃烧室
211 燃料-空气阵列
212 过渡件
213 燃气流
304 燃烧器组件
305 壁
306 燃烧室
311 燃料-空气阵列
313 燃气流
404 燃烧器组件
405 壁
406 燃烧室
411 燃料-空气阵列
413 燃气流
504 替代燃烧器组件
505 壁
506 燃烧室
511 燃料-空气阵列
512 过渡件
513 燃气流
604 涡漩器组件
605 壁
606 燃料室
607 燃料开口
608 燃料开口
611 燃料-空气阵列
612 涡漩器叶片
613 燃料流
614 空气室
615 燃烧室
616 空气流
617 空气开口
618 燃料开口
620 燃料流

Claims (10)

1.一种燃烧器组件(104)，其包括：
至少一个限定了燃烧室(106)的燃烧器壁(105)；
在所述的至少一个燃烧器壁内限定了至少一个第一流体入口(124)的至少一个第一流体通道(122)，所述的至少一个第一流体通道与所述的燃烧室流动连通地联接，所述的至少一个第一流体入口构造为将第一流体流(132)喷射到所述的燃烧室内；和
在所述的至少一个燃烧器壁内限定了至少一个第二流体入口(126)的至少一个第二流体通道(120)，所述的至少一个第二流体入口周向地邻近所述的至少一个第一流体入口定位，所述的至少一个第二流体入口与所述的燃烧室流动连通地联接且构造为将第二流体流(130)以相对于所述的第一流体流的倾斜的角(134)喷射到所述燃烧室内，使得所述的第二和第一流体流以预先确定的入射角相交；
其中，所述第一流体流和第二流体流是不同的物质。
2.根据权利要求1所述的燃烧器组件(104)，其中所述的至少一个第二流体入口(126)是周向地邻近多个第一流体入口(124)的多个第二流体入口，所述的多个第二流体入口和所述的多个第一流体入口构造在至少一个大体上圆形的环(151、153和155)内，其中所述的多个第二流体入口和所述的第一流体入口构造为协作以形成至少一个大体上圆形的流体流动模式。
3.根据权利要求2所述的燃烧器组件(104)，其中所述的至少一个大体上圆形的环(151、153和155)是多个大体上同心的且环形的环，构造为形成具有第一大体上周向方向的第一大体上同心且环形的流动模式，和具有第二大体上周向方向的至少一个邻近的大体上同心且环形的流动模式，所述的第一和邻近的大体上同心且环形的流动模式包括如下的至少一个：
所述的第一大体上周向方向与所述的第二大体上周向方向大体上相反；和
所述的第一大体上周向方向大体上类似于所述的第二大体上周向方向。
4.根据权利要求1所述的燃烧器组件(104)，进一步包括至少一个涡漩器组件(604)，其中所述的至少一个涡漩器组件定位在所述的燃烧器组件内，所述的至少一个涡漩器组件构造为在喷射到所述的燃烧室(106)内前使第一流体和第二流体混合，所述的至少一个涡漩器组件包括：
与至少一个第二流体源流动连通地联接的至少一个室(606)；
与所述的至少一个室和至少一个第一流体源流动连通地联接的至少一个涡漩叶片(612)；和
多个流体入口(607、608、617)，多个流体入口(607、608、617)构造为便于将所述的第二流体流(620)以相对于所述的第一流体流(616)的倾斜的角喷射到所述的燃烧室(615)内，使得所述的第二和第一流体流以预先确定的入射角相交。
5.根据权利要求4所述的燃烧器组件(104)，其中所述的多个流体入口(607、608、617)构造为如下的至少一个：
大体上矩形的槽；
大体上椭圆的槽；和
大体上圆形的槽。
6.根据权利要求1所述的燃烧器组件(104)，其中所述的至少一个第一流体流(132)包括如下的至少一个：
空气；
至少一个燃气；
至少一个稀释剂；和
至少一个燃料。
7.根据权利要求1所述的燃烧器组件(104)，其中所述的至少一个第二流体流(130)包括如下的至少一个：
空气；
至少一个燃气；
至少一个稀释剂；和
至少一个燃料。
8.根据权利要求1所述的燃烧器组件(104)，进一步包括至少一个流体阵列(128)，其中所述的至少一个流体阵列限定在所述的至少一个燃烧器壁(105)的至少部分内，所述的至少一个流体阵列包括如下的至少一个：
绕所述的至少一个第一流体入口(124)周向地分开的多个第二流体入口(126)；和
绕所述的至少一个第二流体入口周向地分开的多个第一流体入口。
9.根据权利要求8所述的燃烧器组件(104)，其中所述的至少一个流体阵列(128)包括限定在所述至少一个燃烧器壁(105)的至少部分内的多个大体上环形且同心的环(151、153和155)。
10.根据权利要求8所述的燃烧器组件(104)，其中所述的多个第二流体入口(126)的每个定位在一对周向邻近的第一流体入口(124)之间。
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