CN110603409B - 用于在涡轮发动机中使用的燃烧器 - Google Patents

用于在涡轮发动机中使用的燃烧器 Download PDF

Info

Publication number
CN110603409B
CN110603409B CN201780090315.1A CN201780090315A CN110603409B CN 110603409 B CN110603409 B CN 110603409B CN 201780090315 A CN201780090315 A CN 201780090315A CN 110603409 B CN110603409 B CN 110603409B
Authority
CN
China
Prior art keywords
cavity air
air tube
inlet
combustor
axial direction
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Active
Application number
CN201780090315.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110603409A (zh
Inventor
J.策利纳
S.M.莫纳汉
M.A.本贾明
V.E.坦吉雷拉
S.帕尔
W.T.罗斯
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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 General Electric Co filed Critical General Electric Co
Priority to CN202110598909.1A priority Critical patent/CN113503564B/zh
Publication of CN110603409A publication Critical patent/CN110603409A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110603409B publication Critical patent/CN110603409B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/045—Air inlet arrangements using pipes
    • 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
    • F23R3/002—Wall structures
    • 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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • 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
    • F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
    • 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
    • F23R3/58—Cyclone or vortex type combustion chambers
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)

Abstract

一种用于涡轮发动机的燃烧器(100)包括内燃烧衬套(104)和外燃烧衬套(106)，内燃烧衬套和外燃烧衬套一起至少部分地限定内部(108)。内部包括燃烧室(110)和主部分(112)。燃烧器还包括入口燃烧衬套(116)，入口燃烧衬套至少部分地限定内部的燃烧室并且包括入口组件(118)。入口组件包括沿着轴向方向(A)布置的至少两个腔空气管(128)，各个腔空气管在入口与出口之间延伸，各个腔空气管的出口与燃烧室成空气流连通以用于向燃烧室提供空气流(120)。

Description

用于在涡轮发动机中使用的燃烧器
联邦政府资助的研究
本发明是在美国空军部的编号为FA8650-15-D-2501的合同下利用政府支持作出的。政府可对本发明享有某些权利。
技术领域
本公开大体上涉及涡轮发动机，并且更具体地涉及用于在涡轮发动机中使用的切向径向流入燃烧器组件。
背景技术
诸如燃气涡轮的旋转机器通常用于生成用于飞行器的推力。例如，燃气涡轮具有典型地以串行流顺序包括空气进气口、压缩机区段、燃烧器、涡轮区段和气体出口的气体路径。压缩机区段和涡轮区段包括联接在壳体内的至少一排沿周向隔开的旋转叶片。压缩机区段大体上向燃烧器提供压缩空气，在燃烧器中，压缩空气与燃料混合并燃烧以生成燃烧气体。燃烧气体流过涡轮区段以向涡轮区段提供动力。涡轮区段可继而向压缩机区段且可选地向推进器(诸如风扇或螺旋桨)提供动力。
在至少一些已知的燃气涡轮中，第一组导叶联接在压缩机区段的出口与燃烧器的入口之间。第一组导叶促进减少从压缩机排放的空气流的涡旋(即，移除整体涡旋(bulkswirl))，使得沿基本上轴向的方向朝向燃烧器引导空气流。另外，在这样的燃气涡轮的情况下，第二组导叶可联接在燃烧器的出口与涡轮区段的入口之间。第二组导叶促进增加从燃烧器排放的燃烧气体流的涡旋(即，重新引入整体涡旋)，使得满足针对涡轮区段的入口的流动角度需求。然而，利用第一组导叶和第二组导叶来重新引导空气流和燃烧气体流可增加燃气涡轮的操作低效性。因此，构造成提高涡轮发动机的效率的燃烧器将是有用的。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下描述中得到部分阐述，或可根据描述而为显然的，或可通过实践本发明而认识到。
在本公开的一个实施例中，提供了一种用于在涡轮发动机中使用的燃烧器。燃烧器限定轴向方向、径向方向和周向方向。燃烧器包括内燃烧衬套和外燃烧衬套。内燃烧器衬套和外燃烧器衬套一起至少部分地限定内部。内部包括燃烧室和主部分，主部分定位成在燃烧室的下游并且至少部分地从燃烧室沿着径向方向向内。燃烧器还包括入口燃烧衬套，该入口燃烧衬套至少部分地限定内部的燃烧室并且包括入口组件。入口组件包括沿着轴向方向布置的至少两个腔空气管，各个腔空气管在入口与出口之间延伸，各个腔空气管的出口与燃烧室成空气流连通以用于向燃烧室提供空气流。
在某些示例性实施例中，入口燃烧衬套的入口组件进一步包括沿着轴向方向布置的至少四个腔空气管，其中至少四个腔空气管包括第一腔空气管、第二腔空气管、第三腔空气管和第四腔空气管。
例如，在这些示例性实施例中的某些实施例中，第一腔空气管和第二腔空气管限定的沿着轴向方向的间距基本上等于由第三腔空气管和第四腔空气管限定的沿着轴向方向的间距，并且第二腔空气管和第三腔空气管限定的沿着轴向方向的间距大于第一腔空气管和第二腔空气管的沿着轴向方向的间距。
另外，在这些示例性实施例中的某些实施例中，入口组件的腔空气管中的各个限定彼此基本上一致的直径。备选地，在这些实施例中的某些实施例中，第一腔空气管和第二腔空气管限定彼此基本上一致的直径，第三腔空气管和第四腔空气管也限定彼此基本上一致的直径，并且第一腔空气管和第二腔空气管的直径与第三腔空气管和第四腔空气管的直径不同。
例如，在这些示例性实施例中的其它实施例中，入口组件进一步包括通过入口燃烧衬套并与燃烧室成流体连通的燃料喷射器，其中燃料喷射器沿着轴向方向在第二腔空气管与第三腔空气管之间基本上均匀地隔开。
在某些示例性实施例中，入口组件进一步包括燃料喷射器，该燃料喷射器通过入口燃烧衬套并且在入口组件的腔空气管中的各个的出口的下游的位置处与燃烧室成流体连通。例如，在这些实施例中的某些实施例中，入口组件的燃料喷射器与入口组件的腔空气管的出口限定分离角，其中分离角大于大约一度且小于大约十度。
在某些示例性实施例中，腔空气管中的各个限定大于大约0.1英寸且小于大约0.75英寸的直径。例如，在示例性实施例中的某些实施例中，腔空气管中的各个限定大于大约0.2英寸且小于大约0.5英寸的直径。
在某些示例性实施例中，入口燃烧衬套限定切向参考线，其中多个腔空气管各自限定中心线，并且其中腔空气管中的各个的中心线与切向参考线限定在大约五度与大约七十五度之间的接近角。例如，在某些示例性实施例中，接近角在大约十度与大约四十五度之间。
在某些示例性实施例中，径向方向和周向方向一起限定参考平面，该参考平面通过入口组件的至少两个腔空气管中的第一腔空气管而延伸，其中第一腔空气管限定中心线，并且其中第一腔空气管的中心线与参考平面限定在大约负二十度与大约二十度之间的角。
在某些示例性实施例中，入口燃烧衬套进一步包括沿着周向方向隔开的多个入口组件，其中多个入口组件中的各个以基本上相同的方式构造。
在某些示例性实施例中，内燃烧衬套限定多个稀释孔，稀释孔与内部的燃烧室或主部分中的至少一个成空气流连通，以用于向内部提供额外的空气流。
在某些示例性实施例中，入口燃烧衬套大体上沿着轴向方向在外燃烧衬套与内燃烧器衬套之间延伸。
在某些示例性实施例中，腔空气管的入口构造为钟形口入口。
在本公开的另外的其它示例性实施例中，提供了一种涡轮发动机。涡轮发动机包括构造成从其排放压缩空气的压缩机组件，以及在压缩机组件的下游的位置处与压缩机组件成空气流连通的燃烧器。燃烧器限定轴向方向、径向方向和周向方向。燃烧器包括内燃烧衬套和外燃烧衬套，内燃烧器衬套和外燃烧器衬套一起至少部分地限定内部。内部包括燃烧室和主部分，主部分定位成在燃烧室的下游并且至少部分地从燃烧室沿着径向方向向内。燃烧器还包括入口燃烧衬套，该入口燃烧衬套至少部分地限定内部的燃烧室并且包括入口组件。入口组件包括沿着轴向方向布置的至少两个腔空气管，各个腔空气管在入口与出口之间延伸，各个腔空气管的出口与燃烧室成空气流连通以用于向燃烧室提供空气流。
在某些示例性实施例中，入口燃烧衬套的入口组件进一步包括沿着轴向方向布置的至少四个腔空气管，其中至少四个腔空气管包括第一腔空气管、第二腔空气管、第三腔空气管和第四腔空气管。例如，在某些示例性实施例中，第一腔空气管和第二腔空气管限定的沿着轴向方向的间距基本上等于由第三腔空气管和第四腔空气管限定的沿着轴向方向的间距，其中第二腔空气管和第三腔空气管限定的沿着轴向方向的间距大于第一腔空气管和第二腔空气管的沿着轴向方向的间距。
参考以下描述和所附权利要求书，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解。结合在本说明书中并构成其部分的附图示出了本发明的实施例，并与描述一起用于阐释本发明的原理。
附图说明
在参考附图的说明书中阐述了本发明(包括其最佳模式)的针对本领域普通技术人员的完整且充分的公开，在附图中：
图1是根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。
图2是根据本公开的示例性实施例的燃烧器组件的示意性横截面侧视图。
图3是图2的示例性燃烧器组件的示意性前端视图。
图4是图2的示例性燃烧器组件的前端的区段的透视图。
图5是根据本公开的示例性实施例的图2的示例性燃烧器组件的入口燃烧衬套的平面视图。
图6是根据本公开的示例性实施例的腔空气管的示意性横截面近视图。
图7是根据本公开的另一示例性实施例的燃烧器组件的入口燃烧衬套的平面视图。
具体实施方式
现在将详细地参考本发明的当前实施例，其一个或多个示例在附图中示出。该详细描述使用数字和字母标记来指代附图中的特征。附图和描述中的相同或类似的标记已用于指代本发明的相同或类似的部件。
如本文中所使用的那样，用语“第一”、“第二”和“第三”可互换地使用，以将一个构件与另一构件区分开，且不旨在表示单独构件的位置或重要性。
用语“前”和“后”指代燃气涡轮发动机或运载工具内的相对位置，并且指代燃气涡轮发动机或运载工具的正常操作姿态。例如，关于燃气涡轮发动机，前指代较接近于发动机入口的位置，且后指代较接近于发动机喷嘴或排气口的位置。
用语“上游”和“下游”指代相对于流体通路中的流体流的相对方向。例如，“上游”指代流体所流自的方向，且“下游”指代流体所流至的方向。
除非上下文另外清楚地规定，否则单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数个引用对象。
如本文中遍及说明书和权利要求书而使用的近似语言适用于修饰可容许变化的任何定量表示，而不会造成其涉及的基本功能的改变。因此，由诸如“大约”、“大致”和“基本上”的一个或多个用语修饰的值将不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可对应于用于度量该值的仪器的精度，或用于构造或制造构件和/或***的方法或机器的精度。例如，近似语言可指代在百分之10的裕度内。
在这里且遍及说明书和权利要求书，范围限制组合且互换，除非上下文或语言另外指示，否则这样的范围被标识且包括包含在其中的所有子范围。例如，本文中所公开的所有范围都包括端点，且端点能够彼此独立地组合。
本公开的实施例涉及一种高g的紧凑的燃烧器组件，其包括具有空气入口组件的切向径向流入(TRI)燃烧器，空气入口组件构造成减少火焰熄灭并提高火焰稳定性，同时在燃烧器内维持高g范围(在下文中描述)。更具体地，燃烧器包括内燃烧衬套和外燃烧衬套，其定位成使得在其之间限定内部。衬套的轮廓设定成使得内部包括燃烧室和从燃烧室沿径向向内延伸的主部分。另外，在内部燃烧室的燃烧室的上游端处提供入口燃烧衬套，入口燃烧衬套具有一个或多个入口组件，一个或多个入口组件构造成将空气排放到燃烧室中，使得空气具有预先确定的角动量，由此限定整体涡旋空气流。
现在参考附图，图1是示例性涡轮发动机10的示意性图示，涡轮发动机10包括：风扇组件12；具有低压或增压压缩机组件14和高压压缩机组件16的压缩机区段；燃烧器组件18；以及具有高压涡轮组件20和低压涡轮组件22的涡轮区段。风扇组件12、压缩机区段、燃烧器组件18和涡轮区段均以串行流顺序布置。涡轮发动机10还具有进气口24或入口以及排气口26或出口。涡轮发动机10进一步包括中心线28，风扇组件12、增压压缩机组件14、高压压缩机组件16以及涡轮组件20和22围绕中心线28旋转。
在操作中，通过风扇组件12朝向增压压缩机组件14引导通过进气口24进入涡轮发动机10的空气。压缩空气从增压压缩机组件14朝向高压压缩机组件16排放。从高压压缩机组件16朝向燃烧器组件18引导高度压缩的空气，高度压缩的空气与燃料混合，且混合物在燃烧器组件18内燃烧。朝向涡轮组件20和22引导由燃烧器组件18生成的高温燃烧气体。燃烧气体随后从涡轮发动机10经由排气口26排放。
如将认识到的那样，在某些实施例中，涡轮发动机10可构造为任何合适的燃气涡轮发动机。例如，在某些实施例中，涡轮发动机10大体上可构造为涡轮风扇发动机或涡轮螺旋桨发动机。然而，备选地，在其它实施例中，涡轮发动机10可改为构造为例如涡轮轴发动机、涡轮喷气发动机或任何其它合适的航空燃气涡轮发动机10。此外，在其它实施例中，涡轮发动机10还可构造为航改燃气涡轮发动机(例如，用于航海用途)、公用燃气涡轮发动机(例如，用于发电)等。
现在参考图2，提供了可在燃气涡轮发动机中使用的示例性燃烧器100的横截面视图。例如，图2的示例性燃烧器100可以以与结合在图1的涡轮发动机10中的示例性燃烧器组件18类似的方式构造。如描绘的那样，示例性燃烧器100大体上限定沿着轴向中心线102延伸的轴向方向A、径向方向R和周向方向C(即，围绕轴向方向A延伸的方向；见图3)。轴向中心线102可与燃烧器100安装在其内的涡轮发动机的中心线(例如，图1的涡轮发动机10的中心线28)对准。
另外，对于图2的示例性实施例而言，燃烧器100包括内燃烧衬套104和外燃烧衬套106。内燃烧衬套104和外燃烧衬套106一起至少部分地在它们之间限定内部108。内部108继而包括燃烧室110、主部分112和流出口114。主部分112定位成在燃烧室110的下游并且至少部分地从燃烧室110沿着径向方向R向内，例如，至少部分地沿着径向方向R在燃烧室110的内侧并且在燃烧室110的下游。另外，流出口114位于主部分112的下游，以用于从内部108排放燃烧气体。
示例性燃烧器100进一步包括至少部分地限定内部108的燃烧室110的入口燃烧衬套116。对于所描绘的实施例而言，入口燃烧衬套116大体上沿着轴向方向A在内燃烧衬套104与外燃烧衬套106之间延伸。如将在下文中更详细地描述的那样，入口燃烧衬套116包括入口组件118，其用于向内部108提供来自燃烧器100安装在其内的涡轮发动机的压缩机区段的空气(诸如压缩空气)流。更具体地，对于所描绘的实施例而言，燃烧器100的入口燃烧衬套116包括多个入口组件118，入口组件118沿着周向方向C基本上均匀地隔开，以以使得腔空气流120具有期望的涡旋和g水平的方式向内部108提供腔空气流120。对于所描绘的实施例而言，多个入口组件118中的各个以彼此基本上相同的方式构造。
另外，在内燃烧衬套104中形成多个稀释孔122。多个稀释孔122与内部108的燃烧室110或主部分112中的至少一个成空气流连通，以用于向内部108提供额外的空气流或稀释空气流124。此外，尽管未描绘，但是内燃烧衬套104或外燃烧衬套106中的一个或两者可进一步包括冷却孔(诸如膜冷却孔)，以辅助将内燃烧衬套104和外燃烧衬套106的温度维持在期望的温度阈值内。多个稀释孔122可以以比通过冷却孔(未显示)的冷却空气流更大的流速排放稀释空气流124。稀释空气流124因此可减小内部108内的燃料-空气比。值得注意的是，所描绘的示例性稀释孔122构造成使得从其排放的稀释空气流124相对于燃烧器100的轴向中心线102成螺旋形地流动，使得当稀释空气流124与腔空气流120混合时维持腔空气流120的角动量(在下文中更详细地论述)。此外，在所描绘的示例性实施例中，各个稀释孔122包括与其相关联且联接到内燃烧衬套104的斜槽126。斜槽126促进从源(未显示)引导空气流并引导空气流通过稀释孔122。然而，在备选实施例中，可从燃烧器100中省去斜槽126。
如在上文中描述的那样，本公开的实施例涉及一种高g、紧凑或切向径向流入(TRI)燃烧器100。更具体地，内燃烧衬套104和外燃烧衬套106相对于燃烧器100的轴向中心线102是凸形的，使得燃烧室110限定在燃烧器100的径向最外侧区域处。为了促进在腔空气流120中引起整体涡旋，入口燃烧衬套116的入口组件118定向成将腔空气流120沿周向且沿径向排放到燃烧室110中。
仍参考图2，并且现在还参考图3和图4，提供了图2的示例性燃烧器100和入口燃烧衬套116的额外的视图。更具体地，图3提供了燃烧器100的沿着燃烧器100的轴向方向A的前端视图；且图4提供了燃烧器100的前端的透视图，并且更具体地提供了燃烧器100的入口燃烧衬套116的透视图。
特别地参考入口燃烧衬套116的多个入口组件118中的第一入口组件，入口组件118包括沿着轴向方向A布置的至少两个腔空气管128，且包括沿着轴向方向A布置的最多达大约十个的腔空气管128(“腔空气管”还可被称为“腔空气喷口”)。例如，在某些实施例中，入口组件118可包括两个腔空气管128、在两个与四个之间的腔空气管128、至少四个腔空气管128、最多达八个的腔空气管128，或最多达十个的腔空气管128。如所描绘的那样，各个腔空气管128在入口130与出口132(见图3)之间延伸，其中各个腔空气管128的出口132与内部108成空气流连通，以用于沿至少部分地向内的切向/周向方向C和径向方向R向内部108提供空气流。更具体地，对于所描绘的实施例而言，各个腔空气管128的出口132与内部108的燃烧室110成空气流连通，以用于向燃烧室110提供空气流，或更确切地说，用于向燃烧室110提供腔空气流120(要认识到，在其它示例性实施例中，出口132可改为与内部108的主部分112成空气流连通)。另外，各个腔空气管128包括在入口130与出口132之间延伸的主体区段160。主体区段160从入口燃烧衬套116的外表面140向外延伸。
更具体地，对于所描绘的实施例而言，入口组件118包括沿着轴向方向A布置的四个腔空气管128。四个腔空气管128包括沿着轴向方向A布置的第一腔空气管128A、第二腔空气管128B、第三腔空气管128C和第四腔空气管128D。值得注意的是，如本文中所使用的那样，用语“沿着轴向方向A布置”指代特定入口组件118的腔空气管128中的各个具有基本上相同的周向位置，例如，腔空气管128中的各个的出口132具有基本上相同的周向位置。
如还描绘的那样，入口燃烧衬套116的入口组件118的多个腔空气管128中的各个定向成使得提供给燃烧室110的腔空气流120具有预先确定的角动量(即，整体涡旋)并限定期望的“g范围”(即，等于向心加速度与引力常数g的比的量度；在下文中更详细地论述)。预先确定的角动量可被选择成促进针对进入燃烧器100安装在其内的涡轮发动机10的涡轮(例如，图1的涡轮发动机10的高压涡轮20)的空气流的流动角度需求。
更具体地，为了向腔空气流120提供期望的角动量和g范围，腔空气管128以接近角134定向。例如，如可在图3中最清楚地看到的那样，燃烧器100限定切向参考线136，并且腔空气管128中的各个限定中心线138。切向参考线136从入口燃烧衬套116的外表面140沿切向延伸，起源于腔空气管128中的一个的中心线138将与入口燃烧衬套116的外表面140相交的周向位置。对于所描绘的实施例而言，接近角134在大约五度与大约七十五度之间。更具体地，对于所描绘的实施例而言，接近角134在大约十度与大约四十五度之间，诸如在大约十二度与大约三十度之间。
如还可看到的那样，入口燃烧衬套116的入口组件118进一步包括燃料喷射器142。燃料喷射器142通过入口燃烧衬套116而延伸到燃料喷射器开口143，并且在入口组件118的腔空气管128中的各个的出口132的下游的位置处通过燃料喷射器开口143而与内部108的燃烧室110成流体连通。因此，燃料喷射器142与入口组件118的腔空气管128中的各个限定周向间距。周向间距可由相对于燃烧器100的轴向中心线102的分离角144限定。分离角144指代从轴向中心线102延伸到入口组件118的燃料喷射器142的燃料喷射器开口143的中心的参考线146与从轴向中心线102延伸到与入口组件118的腔空气管128的出口132的中心对准的周向位置的参考线148之间的最小角。对于所描绘的实施例而言，分离角144大于大约一度且小于大约十度，诸如在大约两度与大约六度之间。然而，应当认识到，在其它实施例中，分离角144可具有任何其它值。此外，在其它实施例中，各个入口组件118可包括任何合适数量的燃料喷射器142。例如，在其它实施例中，各个入口组件118可包括一个与十个之间的燃料喷射器142。另外或备选地，各个入口组件118可每两个腔空气管128、每三个腔空气管或每四个腔空气管128包括一个燃料喷射器。
现在还参考图5，提供了在上文中描述的入口燃烧衬套116的入口组件118的径向外部视图。如所注意到的那样，示例性入口组件118包括各自沿着轴向方向A布置的第一腔空气管128A、第二腔空气管128B、第三腔空气管128C和第四腔空气管128D。值得注意的是，对于所描绘的实施例而言，腔空气管128沿着轴向方向A隔开。腔空气管128沿着轴向方向A且在燃料喷射器142(和燃料喷射器开口143)的任一侧上的间距连同燃料喷射器142(和燃料喷射器开口143)在方位上位于腔空气管128的下游(由分离角144限定)提供在燃烧器100的操作期间的提高的火焰稳定性，且允许燃料喷雾产生并与来自腔空气管128的腔空气流120混合。在相邻的腔空气管128之间的沿着轴向方向A的间距限定为从一个腔空气管128的中心线138到相邻的腔空气管128的中心线138的沿着轴向方向A的距离。
例如，第一腔空气管128A和第二腔空气管128B限定沿着轴向方向A的间距150，该间距150基本上等于由第三腔空气管128C和第四腔空气管128D限定的沿着轴向方向A的间距152。然而，相比之下，第二腔空气管128B和第三腔空气管128C限定沿着轴向方向A的间距154，该间距154大于第一腔空气管128A和第二腔空气管128B的沿着轴向方向A的间距150，并且大于第三腔空气管128C和第四腔空气管128D的沿着轴向方向A的间距152。此外，对于所描绘的实施例而言，入口组件118的燃料喷射器142沿着轴向方向A在第二腔空气管128B与第三腔空气管128C之间基本上均匀地隔开。值得注意的是，对于所描绘的实施例而言，燃料喷射器142还沿着入口燃烧衬套116的沿着轴向方向A的长度基本上定位在中间。
如在图5中还可看到的那样，腔空气管128中的各个定向成沿着周向方向C生成腔空气流120的期望的涡旋。因此，腔空气管128中的各个基本上与周向方向C对准。例如，如图5中所描绘的那样，燃烧器100的径向方向R和周向方向C一起限定通过入口组件118的第一腔空气管128A而延伸的参考平面156。第一腔空气管128A的中心线138与参考平面156限定在大约负二十度与大约二十度之间(诸如，在大约负十度与大约十度之间)的角(未显示)。更具体地，对于所描绘的实施例而言，第一腔空气管128A的中心线138与参考平面156限定在大约负三度与大约三度之间的角，并且还更具体地，对于所描绘的实施例而言，中心线138平行于参考平面156。另外，对于图5的实施例而言，多个腔空气管128中的各个的中心线138彼此平行。然而，在其它实施例中，多个腔空气管128的中心线138中的一条或多条可改为相对于彼此而限定角。
此外，应当认识到，对于图5的实施例而言，入口组件118的腔空气管128中的各个限定基本上一致的直径158(即，入口组件118的多个腔空气管128中的各个限定彼此基本上相同的直径158)。更特别地，现在还参考图6，其提供了图5的入口组件118的腔空气管128的沿着腔空气管128的中心线138的横截面视图，将认识到，如本文中所使用的那样，腔空气管128的直径158指代腔空气管128的主体区段160内的最大内径。如在上文中提到的那样，主体区段160是腔空气管128的在入口130与出口132之间具有基本上恒定的横截面的开口的部分。值得注意的是，对于所描绘的实施例而言，主体区段160包括基本上圆柱形的开口。然而，在其它实施例中，主体区段160可改为包括例如卵形横截面的开口或任何其它合适的横截面的开口。
此外，对于所描绘的实施例而言，腔空气管128中的各个的直径158大于大约0.1英寸且小于大约0.75英寸。更具体地，对于所描绘的实施例而言，腔空气管128中的各个的直径158大于大约0.2英寸且小于大约0.5英寸。另外，如所陈述的那样，对于所描绘的实施例而言，针对给定的入口组件118，腔空气管128中的各个的直径158基本上一致。
此外，如在图6中还可看到的那样，腔空气管128中的各个的入口130构造为钟形口入口。因此，腔空气管128中的各个限定大于主体区段160的直径158的入口直径162。例如，入口直径162可比主体区段160的直径158大至少大约百分之十，诸如大至少大约百分之十五，诸如大至少大约百分之二十，诸如大至少大约百分之三十，诸如大最多达大约百分之一百。
然而，应当认识到，在其它示例性实施例中，入口燃烧衬套116的入口组件118中的一个或多个可具有任何其它合适的构造。例如，现在简要地参考图7，提供了根据本公开的另一示例性实施例的燃烧器100的入口燃烧衬套116的径向外部视图。图7的示例性入口燃烧衬套116可以以与图5的示例性入口燃烧衬套116基本上相同的方式构造。
例如，图7的示例性入口燃烧衬套116包括入口组件118，入口组件118包括沿着燃烧器100的轴向方向A布置的第一腔空气管128A、第二腔空气管128B、第三腔空气管128C和第四腔空气管128D。然而，对于图7的实施例而言，第一、第二、第三和第四腔空气管128A-D未限定彼此基本上一致的直径158。更特别地，对于图7的实施例而言，第一腔空气管128A和第二腔空气管128B限定彼此基本上一致的直径(即，第一直径158A)，并且第三腔空气管128C和第四腔空气管128D也限定彼此基本上一致的直径(即，第二直径158B)。对于所描绘的实施例而言，第一腔空气管128A和第二腔空气管128B的第一直径158A与第三腔空气管128C和第四腔空气管128D的第二直径158B不同。例如，第一直径158A可比第二直径158B大大约百分之二至大约百分之五十，诸如比第二直径158B大大约百分之五至大约百分之四十，诸如比第二直径158B大大约百分之十至大约百分之二十五。然而，备选地，在其它实施例中，第二直径158B可大于第一直径158A。值得注意的是，如还描绘的那样，对于图7的实施例而言，第一腔空气管128A和第二腔空气管128B限定沿着轴向方向A的间距150，该间距150不等于第三腔空气管128C和第四腔空气管128D的沿着轴向方向A的间距152(例如，间距150比间距152大百分之五至百分之五十)。
此外，在另外的其它示例性实施例中，入口燃烧衬套116的入口组件118可以以另外的任何其它合适的方式构造。例如，在其它实施例中，入口组件118中的各个可不以彼此基本上相同的方式构造，可不沿着燃烧器100的周向方向C基本上均匀地隔开，可具有任何其它合适的数量或布置的腔空气管128(例如，可包括两个腔空气管128、三个腔空气管128、沿着周向方向C隔开的多排腔空气管128等)，可包括沿着其长度具有弯曲或非一致的形状的腔空气管128，等。另外或备选地，入口组件118的多个腔空气管128中的各个可限定不同的直径，并且进一步可各自与相邻的腔空气管128限定唯一的间距。
包括根据本公开的一个或多个实施例的具有入口组件118的入口燃烧衬套116可确保提供给燃烧室110的腔空气流120在燃烧室110内限定期望的角动量。如在上文中简要地提到的那样，角动量可通过空气流的“g范围”来度量。g范围可通过以下等式1来度量：
Figure DEST_PATH_IMAGE001
(等式1)，
其中“V T ”等于腔空气流120的切向速度，其中“r”等于腔空气流120相对于轴向中心线102沿着径向方向R的半径，并且其中“g”是引力常数。更特别地，包括根据本公开的一个或多个实施例的具有入口组件118的入口燃烧衬套116可提供具有在大约100与大约10000之间(诸如在大约500与大约5000之间)的最大g范围的燃烧器100。
此外，应当认识到，包括根据本公开的一个或多个实施例的具有入口组件118的入口燃烧衬套116可提供燃烧室110内的提高的火焰稳定性和腔空气流与燃料的改善的混合。
本书面描述使用示例来公开本发明(包括最佳模式)，并且还使本领域中的任何技术人员能够实践本发明(包括制造和使用任何装置或***，以及执行任何结合的方法)。本发明的可专利性范围由权利要求书限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这样的其它示例包括不异于权利要求书的字面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质性差异的等同结构元件，则这样的其它示例旨在处于权利要求书的范围内。

Claims (17)

1.一种用于在涡轮发动机中使用的燃烧器，所述燃烧器限定轴向方向、径向方向和周向方向，所述燃烧器包括：
内燃烧衬套；
外燃烧衬套，所述内燃烧器衬套和外燃烧器衬套一起至少部分地限定内部，所述内部包括燃烧室和主部分，所述主部分定位成在所述燃烧室的下游并且至少部分地从燃烧室沿着所述径向方向向内；以及
入口燃烧衬套，其至少部分地限定所述内部的所述燃烧室并包括入口组件，所述入口组件包括沿着所述轴向方向布置的至少两个腔空气管，各个腔空气管在入口与出口之间延伸，各个腔空气管的所述出口与所述燃烧室成空气流连通以用于向所述燃烧室提供空气流，
其中所述入口燃烧衬套的所述入口组件进一步包括沿着所述轴向方向布置的至少四个腔空气管，并且其中所述至少四个腔空气管包括第一腔空气管、第二腔空气管、第三腔空气管和第四腔空气管，以及
其中所述入口组件进一步包括燃料喷射器，所述燃料喷射器通过所述入口燃烧衬套并且与所述燃烧室成流体连通，其中所述燃料喷射器沿着所述轴向方向在所述第二腔空气管与所述第三腔空气管之间基本上均匀地隔开。
2.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，所述第一腔空气管和所述第二腔空气管限定的沿着所述轴向方向的间距基本上等于由所述第三腔空气管和所述第四腔空气管限定的沿着所述轴向方向的间距，并且其中所述第二腔空气管和所述第三腔空气管限定的沿着所述轴向方向的间距大于所述第一腔空气管和所述第二腔空气管的沿着所述轴向方向的所述间距。
3.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，所述入口组件的所述腔空气管中的各个限定彼此基本上一致的直径。
4.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，所述第一腔空气管和所述第二腔空气管限定彼此基本上一致的直径，其中所述第三腔空气管和所述第四腔空气管也限定彼此基本上一致的直径，并且其中所述第一腔空气管和所述第二腔空气管的所述直径与所述第三腔空气管和所述第四腔空气管的所述直径不同。
5.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，所述入口组件进一步包括燃料喷射器，所述燃料喷射器通过所述入口燃烧衬套并且在所述入口组件的所述腔空气管中的各个的所述出口的下游的位置处与所述燃烧室成流体连通。
6.根据权利要求5所述的燃烧器，其特征在于，所述入口组件的所述燃料喷射器与所述入口组件的所述腔空气管的所述出口限定分离角，其中所述分离角大于一度且小于十度。
7.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，所述腔空气管中的各个限定大于0.1英寸且小于0.75英寸的直径。
8.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，所述腔空气管中的各个限定大于0.2英寸且小于0.5英寸的直径。
9.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，所述入口燃烧衬套限定切向参考线，其中多个所述腔空气管各自限定中心线，并且其中所述腔空气管中的各个的所述中心线与所述切向参考线限定在五度与七十五度之间的接近角。
10.根据权利要求9所述的燃烧器，其特征在于，所述接近角在十度与四十五度之间。
11.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，所述径向方向和所述周向方向一起限定参考平面，所述参考平面通过所述入口组件的所述至少两个腔空气管中的第一腔空气管而延伸，其中所述第一腔空气管限定中心线，并且其中所述第一腔空气管的所述中心线与所述参考平面限定在负二十度与二十度之间的角。
12.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，所述入口燃烧衬套进一步包括沿着所述周向方向隔开的多个入口组件，其中所述多个入口组件中的各个以基本上相同的方式构造。
13.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，所述内燃烧衬套限定多个稀释孔，所述多个稀释孔与所述内部的所述燃烧室或所述主部分中的至少一个成空气流连通，以用于向所述内部提供额外的空气流。
14.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，所述入口燃烧衬套大体上沿着所述轴向方向在所述外燃烧衬套与所述内燃烧器衬套之间延伸。
15.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，所述腔空气管的所述入口构造为钟形口入口。
16.一种涡轮发动机，包括：
压缩机组件，其构造成从其排放压缩空气；以及
燃烧器，其在所述压缩机组件的下游的位置处与所述压缩机组件成空气流连通，所述燃烧器限定轴向方向、径向方向和周向方向，所述燃烧器包括：
内燃烧衬套；
外燃烧衬套，所述内燃烧器衬套和外燃烧器衬套一起至少部分地限定内部，所述内部包括燃烧室和主部分，所述主部分定位成在所述燃烧室的下游并且至少部分地从燃烧室沿着所述径向方向向内；以及
入口燃烧衬套，其至少部分地限定所述内部的所述燃烧室并包括入口组件，所述入口组件包括沿着所述轴向方向布置的至少两个腔空气管，各个腔空气管在入口与出口之间延伸，各个腔空气管的所述出口与所述燃烧室成空气流连通以用于向所述燃烧室提供空气流，
其中所述入口燃烧衬套的所述入口组件进一步包括沿着所述轴向方向布置的至少四个腔空气管，并且其中所述至少四个腔空气管包括第一腔空气管、第二腔空气管、第三腔空气管和第四腔空气管，以及
其中所述入口组件进一步包括燃料喷射器，所述燃料喷射器通过所述入口燃烧衬套并且与所述燃烧室成流体连通，其中所述燃料喷射器沿着所述轴向方向在所述第二腔空气管与所述第三腔空气管之间基本上均匀地隔开。
17.根据权利要求16所述的涡轮发动机，其特征在于，所述第一腔空气管和所述第二腔空气管限定的沿着所述轴向方向的间距基本上等于由所述第三腔空气管和所述第四腔空气管限定的沿着所述轴向方向的间距，并且其中所述第二腔空气管和所述第三腔空气管限定的沿着所述轴向方向的间距大于所述第一腔空气管和所述第二腔空气管的沿着所述轴向方向的所述间距。
CN201780090315.1A 2017-03-02 2017-10-27 用于在涡轮发动机中使用的燃烧器 Active CN110603409B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110598909.1A CN113503564B (zh) 2017-03-02 2017-10-27 用于在涡轮发动机中使用的燃烧器

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/447,847 US10823418B2 (en) 2017-03-02 2017-03-02 Gas turbine engine combustor comprising air inlet tubes arranged around the combustor
US15/447847 2017-03-02
PCT/US2017/058676 WO2018160229A1 (en) 2017-03-02 2017-10-27 Combustor for use in a turbine engine

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110598909.1A Division CN113503564B (zh) 2017-03-02 2017-10-27 用于在涡轮发动机中使用的燃烧器

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110603409A CN110603409A (zh) 2019-12-20
CN110603409B true CN110603409B (zh) 2021-06-15

Family

ID=60413262

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110598909.1A Active CN113503564B (zh) 2017-03-02 2017-10-27 用于在涡轮发动机中使用的燃烧器
CN201780090315.1A Active CN110603409B (zh) 2017-03-02 2017-10-27 用于在涡轮发动机中使用的燃烧器

Family Applications Before (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110598909.1A Active CN113503564B (zh) 2017-03-02 2017-10-27 用于在涡轮发动机中使用的燃烧器

Country Status (4)

Country Link
US (1) US10823418B2 (zh)
EP (1) EP3589895B1 (zh)
CN (2) CN113503564B (zh)
WO (1) WO2018160229A1 (zh)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11079111B2 (en) * 2019-04-29 2021-08-03 Solar Turbines Incorporated Air tube
US11674446B2 (en) * 2021-08-30 2023-06-13 Collins Engine Nozzles, Inc. Cooling for surface ignitors in torch ignition devices
US11674445B2 (en) * 2021-08-30 2023-06-13 Collins Engine Nozzles, Inc. Cooling for continuous ignition devices
US11920790B2 (en) 2021-11-03 2024-03-05 General Electric Company Wavy annular dilution slots for lower emissions

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103930721A (zh) * 2011-08-22 2014-07-16 马吉德·托甘 用于燃气涡轮机使用的切向且无火焰的环形燃烧器
WO2016162239A1 (en) * 2015-04-09 2016-10-13 Siemens Aktiengesellschaft Annular combustor for a gas turbine engine

Family Cites Families (99)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB719380A (en) 1950-11-17 1954-12-01 Power Jets Res & Dev Ltd Improvements in combustion chambers
DE1004866B (de) 1954-07-03 1957-03-21 H C Ernst Schmidt Dr Ing Dr Re Ringbrennkammer insbesondere von Gasturbinen
GB817936A (en) 1956-08-03 1959-08-06 Power Jets Res & Dev Ltd Vortex flow reaction chambers
US3722216A (en) 1971-01-04 1973-03-27 Gen Electric Annular slot combustor
US4098075A (en) 1976-06-01 1978-07-04 United Technologies Corporation Radial inflow combustor
FR2402068A1 (fr) 1977-09-02 1979-03-30 Snecma Chambre de combustion anti-pollution
US4301657A (en) * 1978-05-04 1981-11-24 Caterpillar Tractor Co. Gas turbine combustion chamber
US4445338A (en) 1981-10-23 1984-05-01 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Swirler assembly for a vorbix augmentor
US4606190A (en) 1982-07-22 1986-08-19 United Technologies Corporation Variable area inlet guide vanes
US4719748A (en) 1985-05-14 1988-01-19 General Electric Company Impingement cooled transition duct
US4825648A (en) 1987-03-02 1989-05-02 General Electric Company Turbofan engine having a split cowl
US4875339A (en) * 1987-11-27 1989-10-24 General Electric Company Combustion chamber liner insert
EP0340149B1 (en) 1988-04-25 1993-05-19 United Technologies Corporation Dirt removal means for air cooled blades
US4926630A (en) * 1988-12-12 1990-05-22 Sundstrand Corporation Jet air cooled turbine shroud for improved swirl cooling and mixing
US4944149A (en) 1988-12-14 1990-07-31 General Electric Company Combustor liner with air staging for NOx control
US5261224A (en) * 1989-12-21 1993-11-16 Sundstrand Corporation High altitude starting two-stage fuel injection apparatus
US5363644A (en) * 1989-12-21 1994-11-15 Sundstrand Corporation Annular combustor
US5069033A (en) * 1989-12-21 1991-12-03 Sundstrand Corporation Radial inflow combustor
US5205117A (en) * 1989-12-21 1993-04-27 Sundstrand Corporation High altitude starting two-stage fuel injection
US5303543A (en) * 1990-02-08 1994-04-19 Sundstrand Corporation Annular combustor for a turbine engine with tangential passages sized to provide only combustion air
US5277022A (en) * 1990-06-22 1994-01-11 Sundstrand Corporation Air blast fuel injecton system
US5207064A (en) 1990-11-21 1993-05-04 General Electric Company Staged, mixed combustor assembly having low emissions
US5142858A (en) 1990-11-21 1992-09-01 General Electric Company Compact flameholder type combustor which is staged to reduce emissions
US5277021A (en) * 1991-05-13 1994-01-11 Sundstrand Corporation Very high altitude turbine combustor
DE69120076T2 (de) * 1991-10-31 1996-10-02 Honda Motor Co Ltd Gasturbine
US5309718A (en) * 1992-09-14 1994-05-10 Hughes Aircraft Company Liquid fuel turbocharged power plant and method
US5317864A (en) * 1992-09-30 1994-06-07 Sundstrand Corporation Tangentially directed air assisted fuel injection and small annular combustors for turbines
US5687572A (en) * 1992-11-02 1997-11-18 Alliedsignal Inc. Thin wall combustor with backside impingement cooling
US5279126A (en) 1992-12-18 1994-01-18 United Technologies Corporation Diffuser-combustor
US5465571A (en) 1993-12-21 1995-11-14 United Technologies Corporation Fuel nozzle attachment in gas turbine combustors
US5454221A (en) * 1994-03-14 1995-10-03 General Electric Company Dilution flow sleeve for reducing emissions in a gas turbine combustor
GB9407029D0 (en) * 1994-04-08 1994-06-08 Rolls Royce Plc Gas turbine engine combustion apparatus
US5488829A (en) 1994-05-25 1996-02-06 Westinghouse Electric Corporation Method and apparatus for reducing noise generated by combustion
US5638682A (en) 1994-09-23 1997-06-17 General Electric Company Air fuel mixer for gas turbine combustor having slots at downstream end of mixing duct
US5613363A (en) 1994-09-26 1997-03-25 General Electric Company Air fuel mixer for gas turbine combustor
US5857339A (en) 1995-05-23 1999-01-12 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Combustor flame stabilizing structure
US5791148A (en) 1995-06-07 1998-08-11 General Electric Company Liner of a gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity
US5619855A (en) 1995-06-07 1997-04-15 General Electric Company High inlet mach combustor for gas turbine engine
US5727378A (en) * 1995-08-25 1998-03-17 Great Lakes Helicopters Inc. Gas turbine engine
DE19541303A1 (de) 1995-11-06 1997-05-28 Siemens Ag Gasturbine
US5735466A (en) 1996-12-20 1998-04-07 United Technologies Corporation Two stream tangential entry nozzle
US5918458A (en) 1997-02-14 1999-07-06 General Electric Company System and method of providing clean filtered cooling air to a hot portion of a gas turbine engine
EP0870990B1 (de) * 1997-03-20 2003-05-07 ALSTOM (Switzerland) Ltd Gasturbine mit toroidaler Brennkammer
GB2343486B (en) 1998-06-19 2000-09-20 Rolls Royce Plc Improvemnts in or relating to cooling systems for gas turbine engine airfoil
US6286317B1 (en) 1998-12-18 2001-09-11 General Electric Company Cooling nugget for a liner of a gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity
US6286298B1 (en) 1998-12-18 2001-09-11 General Electric Company Apparatus and method for rich-quench-lean (RQL) concept in a gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity
US6295801B1 (en) 1998-12-18 2001-10-02 General Electric Company Fuel injector bar for gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity
US6286300B1 (en) 2000-01-27 2001-09-11 Honeywell International Inc. Combustor with fuel preparation chambers
US8272219B1 (en) 2000-11-03 2012-09-25 General Electric Company Gas turbine engine combustor having trapped dual vortex cavity
US6651439B2 (en) 2001-01-12 2003-11-25 General Electric Co. Methods and apparatus for supplying air to turbine engine combustors
US6735949B1 (en) 2002-06-11 2004-05-18 General Electric Company Gas turbine engine combustor can with trapped vortex cavity
US6955053B1 (en) 2002-07-01 2005-10-18 Hamilton Sundstrand Corporation Pyrospin combuster
US6729141B2 (en) * 2002-07-03 2004-05-04 Elliot Energy Systems, Inc. Microturbine with auxiliary air tubes for NOx emission reduction
US6796130B2 (en) 2002-11-07 2004-09-28 Siemens Westinghouse Power Corporation Integrated combustor and nozzle for a gas turbine combustion system
GB2398863B (en) 2003-01-31 2007-10-17 Alstom Combustion Chamber
US6931862B2 (en) * 2003-04-30 2005-08-23 Hamilton Sundstrand Corporation Combustor system for an expendable gas turbine engine
US7010921B2 (en) 2004-06-01 2006-03-14 General Electric Company Method and apparatus for cooling combustor liner and transition piece of a gas turbine
US7716931B2 (en) * 2006-03-01 2010-05-18 General Electric Company Method and apparatus for assembling gas turbine engine
WO2007102807A1 (en) 2006-03-06 2007-09-13 United Technologies Corporation Angled flow annular combustor for turbine engine
US7950233B2 (en) * 2006-03-31 2011-05-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor
US7628020B2 (en) 2006-05-26 2009-12-08 Pratt & Whitney Canada Cororation Combustor with improved swirl
US8701416B2 (en) * 2006-06-26 2014-04-22 Joseph Michael Teets Radially staged RQL combustor with tangential fuel-air premixers
WO2008045048A1 (en) 2006-10-12 2008-04-17 United Technologies Corporation Integrated variable area nozzle and thrust reversing mechanism
MX2009004180A (es) 2006-10-18 2009-07-15 Lean Flame Inc Premezclador para gas y combustible para usarse en combinacion con un dispositivo de conversion/liberacion de energia.
US7681399B2 (en) 2006-11-14 2010-03-23 General Electric Company Turbofan engine cowl assembly and method of operating the same
US7762058B2 (en) 2007-04-17 2010-07-27 Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. Ultra-compact, high performance aerovortical rocket thruster
US8011188B2 (en) 2007-08-31 2011-09-06 General Electric Company Augmentor with trapped vortex cavity pilot
US8291711B2 (en) 2008-07-25 2012-10-23 United Technologies Corporation Flow sleeve impingement cooling baffles
US8230688B2 (en) 2008-09-29 2012-07-31 Siemens Energy, Inc. Modular transvane assembly
US9822649B2 (en) 2008-11-12 2017-11-21 General Electric Company Integrated combustor and stage 1 nozzle in a gas turbine and method
US8459036B2 (en) 2008-12-26 2013-06-11 Rolls-Royce Corporation Aircraft nozzle having actuators capable of changing a flow area of the aircraft nozzle
US8689559B2 (en) * 2009-03-30 2014-04-08 General Electric Company Secondary combustion system for reducing the level of emissions generated by a turbomachine
US9091446B1 (en) * 2009-04-30 2015-07-28 Majed Toqan Tangential and flameless annular combustor for use on gas turbine engines
US9052114B1 (en) * 2009-04-30 2015-06-09 Majed Toqan Tangential annular combustor with premixed fuel and air for use on gas turbine engines
US9181812B1 (en) 2009-05-05 2015-11-10 Majed Toqan Can-annular combustor with premixed tangential fuel-air nozzles for use on gas turbine engines
US8689563B2 (en) 2009-07-13 2014-04-08 United Technologies Corporation Fuel nozzle guide plate mistake proofing
UA108082C2 (uk) 2009-09-13 2015-03-25 Вхідний пристрій для попереднього змішування палива і повітря, і вузол (варіанти), який містить пристрій
GB0916432D0 (en) 2009-09-21 2009-10-28 Rolls Royce Plc Separator device
US8739550B2 (en) 2009-09-30 2014-06-03 Precision Combustion, Inc. Two stage combustor with reformer
US8572978B2 (en) * 2009-10-02 2013-11-05 Hamilton Sundstrand Corporation Fuel injector and aerodynamic flow device
GB0920094D0 (en) 2009-11-17 2009-12-30 Alstom Technology Ltd Reheat combustor for a gas turbine engine
JP4958967B2 (ja) * 2009-12-15 2012-06-20 川崎重工業株式会社 換気構造を改良したガスタービンエンジン
EP2362148A1 (en) 2010-02-23 2011-08-31 Siemens Aktiengesellschaft Fuel injector and swirler assembly with lobed mixer
DE102010009043B4 (de) 2010-02-23 2013-11-07 Iav Gmbh Ingenieurgesellschaft Auto Und Verkehr Statischer Mischer für eine Abgasanlage einer Brennkraftmaschine
DE102010023816A1 (de) 2010-06-15 2011-12-15 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammeranordnung
US8720257B2 (en) 2011-01-10 2014-05-13 General Electric Company Methods, systems and apparatus for detecting material defects in combustors of combustion turbine engines
US8887508B2 (en) 2011-03-15 2014-11-18 General Electric Company Impingement sleeve and methods for designing and forming impingement sleeve
RU2550370C2 (ru) 2011-05-11 2015-05-10 Альстом Текнолоджи Лтд Центробежная форсунка с выступающими частями
US20120324898A1 (en) 2011-06-21 2012-12-27 Mcmahan Kevin Weston Combustor assembly for use in a turbine engine and methods of assembling same
US8864492B2 (en) * 2011-06-23 2014-10-21 United Technologies Corporation Reverse flow combustor duct attachment
US9062609B2 (en) 2012-01-09 2015-06-23 Hamilton Sundstrand Corporation Symmetric fuel injection for turbine combustor
US9291063B2 (en) 2012-02-29 2016-03-22 Siemens Energy, Inc. Mid-section of a can-annular gas turbine engine with an improved rotation of air flow from the compressor to the turbine
US9133722B2 (en) * 2012-04-30 2015-09-15 General Electric Company Transition duct with late injection in turbine system
US20130318986A1 (en) 2012-06-05 2013-12-05 General Electric Company Impingement cooled combustor
US20150323185A1 (en) 2014-05-07 2015-11-12 General Electric Compamy Turbine engine and method of assembling thereof
EP3161267A1 (en) * 2014-06-26 2017-05-03 Siemens Energy, Inc. Converging flow joint insert system at an intersection between adjacent transitions duct bodies
US10072846B2 (en) 2015-07-06 2018-09-11 General Electric Company Trapped vortex cavity staging in a combustor
US10712002B2 (en) 2015-07-17 2020-07-14 General Electric Company Combustor assembly for use in a gas turbine engine and method of assembling
JP6584634B2 (ja) * 2015-07-24 2019-10-02 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ 燃焼滞留時間が短縮された遅延希薄噴射を有するガスタービントランジションダクト

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103930721A (zh) * 2011-08-22 2014-07-16 马吉德·托甘 用于燃气涡轮机使用的切向且无火焰的环形燃烧器
WO2016162239A1 (en) * 2015-04-09 2016-10-13 Siemens Aktiengesellschaft Annular combustor for a gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
CN113503564A (zh) 2021-10-15
CN113503564B (zh) 2022-11-01
US10823418B2 (en) 2020-11-03
EP3589895B1 (en) 2022-01-05
WO2018160229A1 (en) 2018-09-07
CN110603409A (zh) 2019-12-20
EP3589895A1 (en) 2020-01-08
US20180252410A1 (en) 2018-09-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110603409B (zh) 用于在涡轮发动机中使用的燃烧器
CN109028147B (zh) 环形喉道旋转爆震燃烧器和相应的推进***
CN109028148B (zh) 具有流体二极管结构的旋转爆震燃烧器
US10823422B2 (en) Tangential bulk swirl air in a trapped vortex combustor for a gas turbine engine
EP3147571B1 (en) A fuel injector for a gas turbine engine combustion chamber
US8579211B2 (en) System and method for enhancing flow in a nozzle
US9650900B2 (en) Gas turbine engine components with film cooling holes having cylindrical to multi-lobe configurations
CN110006068B (zh) 用于燃气涡轮发动机燃烧器的燃料喷嘴
US20170234141A1 (en) Airfoil having crossover holes
EP2977680A2 (en) Dilution hole assembly
CN109563995B (zh) 用于涡轮发动机的燃烧器中的燃料-空气混合器组件
CN110691942A (zh) 具有驱动器气流通路的用于燃气涡轮发动机的驻涡燃烧器
CN115218213B (zh) 燃烧器旋流轮叶设备
US10641490B2 (en) Combustor for use in a turbine engine
CN106801626B (zh) 具有冷却通道冷却剂排出气室的涡轮喷嘴
US10739006B2 (en) Fuel nozzle for a gas turbine engine
CN110345512B (zh) 燃气涡轮发动机
CA3072946A1 (en) Impeller tip cavity
CN105371303B (zh) 燃烧器罩盖组件及对应的燃烧器和燃气涡轮机
CN115218212B (zh) 燃烧器旋流轮叶设备
US11635209B2 (en) Gas turbine combustor dome with integrated flare swirler
US20190249875A1 (en) Liner for a Gas Turbine Engine Combustor
US11788727B2 (en) Injector nose for turbomachine comprising a primary fuel circuit arranged around a secondary fuel circuit
US11566789B1 (en) Ferrule for fuel-air mixer assembly
US11846203B1 (en) Turbine nozzle with dust tolerant impingement cooling

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant