CN111578311A - 燃料喷嘴组件 - Google Patents

燃料喷嘴组件 Download PDF

Info

Publication number
CN111578311A
CN111578311A CN202010098604.XA CN202010098604A CN111578311A CN 111578311 A CN111578311 A CN 111578311A CN 202010098604 A CN202010098604 A CN 202010098604A CN 111578311 A CN111578311 A CN 111578311A
Authority
CN
China
Prior art keywords
fuel
fuel nozzle
centerline
outer sleeve
wall
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.)
Granted
Application number
CN202010098604.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN111578311B (zh
Inventor
G.A.博德曼
M.A.本杰明
P.奈克
V.S.克迪亚
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
Publication of CN111578311A publication Critical patent/CN111578311A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111578311B publication Critical patent/CN111578311B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • 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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Spray-Type Burners (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)
  • Nozzles For Spraying Of Liquid Fuel (AREA)

Abstract

本发明涉及燃料喷嘴组件。大体上提供了用于燃气涡轮发动机的燃料喷嘴。燃料喷嘴包括外套筒，其围绕燃料喷嘴中心线沿周向延伸并沿着与燃料喷嘴中心线同方向的纵向方向延伸。外套筒相对于燃料喷嘴中心线以周向布置限定通过外套筒的多个第一沿径向定向的空气入口端口。中心体定位在外套筒的径向内侧。中心体包括外环形壁，其围绕燃料喷嘴中心线沿周向延伸并沿着与燃料喷嘴中心线同方向的纵向方向延伸。外套筒进一步包括从外环形壁的下游端延伸的第一径向壁。中心体限定在其径向内侧的气室。外环形壁和外套筒一起限定在其之间沿着纵向方向延伸的第一燃料空气混合通路。燃料喷射器设置在气室中。燃料喷射器包括与燃料喷嘴中心线同方向延伸的管状外壁。

Description

燃料喷嘴组件
技术领域
本主题大体上涉及燃气涡轮发动机燃烧组件。更特别地，本主题涉及一种用于燃气涡轮发动机燃烧器的预混合燃料喷嘴组件。
背景技术
飞行器和工业燃气涡轮发动机包括燃烧器，燃料在燃烧器中燃烧以将能量输入到发动机循环。典型的燃烧器结合一个或多个燃料喷嘴，燃料喷嘴的功能是将液态或气态燃料引入到空气流中，使得燃料可雾化并燃烧。一般的燃气涡轮发动机燃烧设计标准包括优化燃料和空气的混合和燃烧以产生高能燃烧，同时使诸如一氧化碳、二氧化碳、氮氧化物和未燃烃的排放物最少，以及使部分地由于燃烧期间的压力振荡而引起的燃烧音(tone)最小。另外，一般的燃气涡轮发动机燃烧设计必须在全功率状况以及部分功率状况下产生燃气涡轮发动机的可操作性，而不会产生不合期望的排放物输出或压力振荡。
因此，存在对于如下的燃料喷嘴或燃烧组件的需要：该燃料喷嘴或燃烧组件可在全功率和部分功率状况下产生高能燃烧同时使排放物最少并使燃烧不稳定性最小。
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了解。
大体上提供了一种用于燃气涡轮发动机的燃料喷嘴。燃料喷嘴包括外套筒，该外套筒围绕燃料喷嘴中心线而沿周向延伸并且沿着与燃料喷嘴中心线同方向的纵向方向延伸。外套筒相对于燃料喷嘴中心线而以周向布置限定通过外套筒的多个第一沿径向定向的空气入口端口。中心体定位在外套筒的径向内侧。中心体包括外环形壁，该外环形壁围绕燃料喷嘴中心线而沿周向延伸并且沿着与燃料喷嘴中心线同方向的纵向方向延伸。外套筒进一步包括从外环形壁的下游端延伸的第一径向壁。中心体限定在其径向内侧的气室。外环形壁和外套筒一起限定第一燃料空气混合通路，该第一燃料空气混合通路在外环形壁与外套筒之间沿着纵向方向延伸。燃料喷射器设置在气室中。燃料喷射器包括与燃料喷嘴中心线同方向而延伸的管状外壁。外壁在其内限定第二燃料空气混合通路。第二燃料空气混合通路延伸通过中心体的第一径向壁。
在多种实施例中，两个或更多个燃料喷射器会聚到单个燃料-空气出口开口。在一个实施例中，两个或更多个燃料喷射器各自限定参考燃料喷射器中心线，其中各个燃料喷射器延伸成以便将各个燃料喷射器的各个燃料喷射器中心线相对于彼此而以非平行的角度设置。
在另外的多种实施例中，燃料喷嘴限定通过第一径向壁的凹槽。凹槽相对于燃料喷嘴而朝向上游方向突出到第一径向壁中。在一个实施例中，凹槽相对于燃料喷嘴中心线轴线而沿周向延伸到第一径向壁中。在另一实施例中，凹槽至少部分地沿着从燃料喷嘴中心线延伸的径向方向延伸到第一径向壁中。在另外的另一实施例中，燃料-空气出口开口被限定在凹槽处，使得燃料-空气出口开口凹进到第一径向壁中。
在一个实施例中，第一燃料空气混合通路在外套筒与中心体之间围绕燃料喷嘴中心线而沿周向延伸。
在另一实施例中，燃料喷嘴包括设置在气室中的多个燃料喷射器。各个燃料喷射器限定第二燃料空气混合通路，该第二燃料空气混合通路延伸通过中心体的第一径向壁以与燃烧室成流体连通。
在又一实施例中，燃料喷射器设置成与燃料喷嘴中心线同心。
在另外的另一实施例中，燃料喷嘴包括相对于燃料喷嘴中心线而以周向布置设置在气室中的多个燃料喷射器。
在多种实施例中，燃料喷嘴进一步包括定位在燃料喷嘴的上游端处的端壁，其中端壁联接到外套筒。在一个实施例中，端壁限定与第一燃料空气混合通路成流体连通的第一燃料喷射端口，其中端壁构造成经由第一燃料喷射端口来向第一燃料空气混合通路提供燃料流。在另一实施例中，多个第一沿径向定向的空气入口端口被限定成正好(directly)在第一燃料喷射出口开口的径向外侧，该第一燃料喷射出口开口被限定在第一燃料喷射端口处以与第一燃料空气混合通路成直接流体连通。在另外的另一实施例中，第一燃料喷射端口基本上沿着纵向方向延伸。
在另外的多种实施例中，燃料喷射器限定与第二燃料空气混合通路成流体连通的第二燃料喷射端口。燃料喷射器构造成经由第二燃料喷射端口来向第二燃料空气混合通路提供燃料流。在一个实施例中，多个第二沿径向定向的空气入口端口被限定成正好在第二燃料喷射出口开口的径向外侧，该第二燃料喷射出口开口被限定在第二燃料喷射端口处以与第二燃料空气混合通路成直接流体连通。在另一实施例中，第二燃料喷射端口基本上沿着纵向方向延伸。
在另外的又一些多种实施例中，中心体进一步包括内环形壁和从内环形壁延伸的第二径向壁，内环形壁和第二径向壁在其之间一起限定腔。在一个实施例中，第二径向壁限定通过第二径向壁的径向壁开口，该径向壁开口在气室与腔之间提供流体连通。在另一实施例中，内环形壁限定通过内环形壁的环形壁开口，该环形壁开口在腔与第一燃料空气混合通路之间提供流体连通。
在一个实施例中，第一燃料空气混合通路在第一燃料空气混合通路的直接邻近于燃烧室的下游端处限定第一出口高度。第一出口高度在外套筒的内表面与内套筒的外表面之间，并且此外，其中第一出口高度在近似0.25厘米与近似0.90厘米之间。
本公开的另一方面针对一种燃气涡轮发动机，其包括燃烧区段，该燃烧区段包括限定燃烧室的燃烧器组件。燃烧区段进一步包括邻近于燃烧室而设置的燃料喷嘴，该燃料喷嘴构造成向燃烧室提供燃料流。燃料喷嘴包括：外套筒，其围绕燃料喷嘴中心线而沿周向延伸并且沿着与燃料喷嘴中心线同方向的纵向方向延伸，其中外套筒相对于燃料喷嘴中心线而以周向布置限定通过外套筒的多个第一沿径向定向的空气入口端口；中心体，其定位在外套筒的径向内侧，其中中心体包括外环形壁，该外环形壁围绕燃料喷嘴中心线而沿周向延伸并且沿着与燃料喷嘴中心线同方向的纵向方向延伸。外套筒进一步包括从外环形壁的下游端延伸的第一径向壁。中心体限定在其径向内侧的气室，并且外环形壁和外套筒一起限定第一燃料空气混合通路，该第一燃料空气混合通路在外环形壁与外套筒之间沿着纵向方向延伸。发动机进一步包括设置在气室中的燃料喷射器。燃料喷射器包括与燃料喷嘴中心线同方向而延伸的管状外壁。外壁在其内限定第二燃料空气混合通路。第二燃料空气混合通路延伸通过中心体的第一径向壁。
在多种实施例中，燃料喷嘴包括设置在气室中的多个燃料喷射器。各个燃料喷射器限定第二燃料空气混合通路，该第二燃料空气混合通路延伸通过中心体的第一径向壁以与燃烧室成流体连通。在一个实施例中，第一燃料喷射器设置成与燃料喷嘴中心线同心，并且多个第二燃料喷射器相对于燃料喷嘴中心线而以周向布置设置在气室中。在另一实施例中，中心体进一步包括内环形壁和从内环形壁延伸的第二径向壁，内环形壁和第二径向壁在其之间一起限定腔。第二径向壁限定通过第二径向壁的径向壁开口，该径向壁开口在气室与腔之间提供流体连通。内环形壁限定通过内环形壁的环形壁开口，该环形壁开口在腔与第一燃料空气混合通路之间提供流体连通。径向壁开口和环形壁开口一起提供从气室到第一燃料空气混合通路的流体连通。
技术方案1. 一种用于燃气涡轮发动机的燃料喷嘴，所述燃料喷嘴包括：
外套筒，其围绕燃料喷嘴中心线而沿周向延伸并且沿着与所述燃料喷嘴中心线同方向的纵向方向延伸，其中所述外套筒相对于所述燃料喷嘴中心线而以周向布置限定通过所述外套筒的多个第一沿径向定向的空气入口端口；
中心体，其定位在所述外套筒的径向内侧，所述中心体包括外环形壁，所述外环形壁围绕所述燃料喷嘴中心线而沿周向延伸并且沿着与所述燃料喷嘴中心线同方向的所述纵向方向延伸，其中，所述外套筒进一步包括从所述外环形壁的下游端延伸的第一径向壁，并且此外，其中，所述中心体限定在所述中心体的径向内侧的气室，并且其中，所述外环形壁和所述外套筒一起限定第一燃料空气混合通路，所述第一燃料空气混合通路在所述外环形壁与所述外套筒之间沿着所述纵向方向延伸；以及
燃料喷射器，其设置在所述气室中，其中，所述燃料喷射器包括与所述燃料喷嘴中心线同方向而延伸的管状外壁，其中，所述外壁在其内限定第二燃料空气混合通路，并且其中，所述第二燃料空气混合通路延伸通过所述中心体的所述第一径向壁。
技术方案2. 根据任意前述技术方案所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述第一燃料空气混合通路在所述外套筒与所述中心体之间围绕所述燃料喷嘴中心线而沿周向延伸。
技术方案3. 根据任意前述技术方案所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述燃料喷嘴包括设置在所述气室中的多个燃料喷射器，其中，各个燃料喷射器限定所述第二燃料空气混合通路，所述第二燃料空气混合通路延伸通过所述中心体的所述第一径向壁以与燃烧室成流体连通。
技术方案4. 根据任意前述技术方案所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述燃料喷射器设置成与所述燃料喷嘴中心线同心。
技术方案5. 根据任意前述技术方案所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述燃料喷嘴包括相对于所述燃料喷嘴中心线而以周向布置设置在所述气室中的多个所述燃料喷射器。
技术方案6. 根据任意前述技术方案所述的燃料喷嘴，其特征在于，两个或更多个燃料喷射器会聚到单个燃料-空气出口开口。
技术方案7. 根据任意前述技术方案所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述两个或更多个燃料喷射器各自包括参考燃料喷射器中心线，并且各个燃料喷射器延伸成以便将各个燃料喷射器的各个燃料喷射器中心线相对于彼此而以非平行的角度设置。
技术方案8. 根据任意前述技术方案所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述燃料喷嘴限定通过所述第一径向壁的凹槽，其中，所述凹槽相对于所述燃料喷嘴而朝向上游方向突出到所述第一径向壁中。
技术方案9. 根据任意前述技术方案所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述凹槽相对于所述燃料喷嘴中心线轴线而沿周向延伸到所述第一径向壁中。
技术方案10. 根据任意前述技术方案所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述凹槽至少部分地沿着从所述燃料喷嘴中心线延伸的径向方向延伸到所述第一径向壁中。
技术方案11. 根据任意前述技术方案所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述燃料-空气出口开口被限定在所述凹槽处，使得所述燃料-空气出口开口凹进到所述第一径向壁中。
技术方案12. 根据任意前述技术方案所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述燃料喷嘴进一步包括：
端壁，其定位在所述燃料喷嘴的上游端处，其中，所述端壁联接到所述外套筒，并且其中，所述端壁限定与所述第一燃料空气混合通路成流体连通的第一燃料喷射端口，其中，所述端壁构造成经由所述第一燃料喷射端口来向所述第一燃料空气混合通路提供燃料流。
技术方案13. 根据任意前述技术方案所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述多个第一沿径向定向的空气入口端口被限定成正好在第一燃料喷射出口开口的径向外侧，所述第一燃料喷射出口开口被限定在所述第一燃料喷射端口处以与所述第一燃料空气混合通路成直接流体连通。
技术方案14. 根据任意前述技术方案所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述燃料喷射器限定与所述第二燃料空气混合通路成流体连通的第二燃料喷射端口，其中，所述燃料喷射器构造成经由所述第二燃料喷射端口来向所述第二燃料空气混合通路提供燃料流。
技术方案15. 根据任意前述技术方案所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述多个第二沿径向定向的空气入口端口被限定成正好在第二燃料喷射出口开口的径向外侧，所述第二燃料喷射出口开口被限定在所述第二燃料喷射端口处以与所述第二燃料空气混合通路成直接流体连通。
技术方案16. 根据任意前述技术方案所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述第二燃料喷射端口基本上沿着所述纵向方向延伸。
技术方案17. 根据任意前述技术方案所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述中心体进一步包括内环形壁和从所述内环形壁延伸的第二径向壁，所述内环形壁和所述第二径向壁在其之间一起限定腔。
技术方案18. 根据任意前述技术方案所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述第二径向壁限定通过所述第二径向壁的径向壁开口，所述径向壁开口在所述气室与所述腔之间提供流体连通。
技术方案19. 根据任意前述技术方案所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述内环形壁限定通过所述内环形壁的环形壁开口，所述环形壁开口在所述腔与第一燃料空气混合通路之间提供流体连通。
技术方案20. 一种燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括：
燃烧区段，其包括限定燃烧室的燃烧器组件，并且其中，所述燃烧区段进一步包括邻近于所述燃烧室而设置的根据技术方案1所述的燃料喷嘴，所述燃料喷嘴构造成向所述燃烧室提供燃料流。
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例示了本发明的实施例，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是结合燃料喷嘴和燃烧器组件的示例性实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性横截面视图；
图2是图1中所示出的示例性发动机的燃烧器组件的示例性实施例的轴向横截面视图；
图3是根据本公开的方面的燃料喷嘴的实施例的剖面纵向横截面视图；
图4是根据本公开的方面的燃料喷嘴的实施例的流径视图；
图5是根据图2-4中所提供的公开的方面的燃料喷嘴的实施例的透视图；
图6是根据图2-4中所提供的公开的方面的燃料喷嘴的另一实施例的透视图；
图7是根据本公开的方面的燃料喷嘴的实施例的部分的流径视图；
图8是根据本公开的方面的燃料喷嘴的另一实施例的部分的流径视图；
图9是根据本公开的方面的燃料喷嘴的成对的燃料喷射器的实施例的透视图；以及
图10是包括根据本公开的方面的燃料喷嘴的示例性实施例的图2的燃烧器组件的环形区段的部分的流径视图。
本说明书和附图中的参考字符的重复使用旨在表示本发明的相同或类似的特征或元件。
具体实施方式
现在将详细地参考本发明的实施例，其一个或多个示例在附图中例示。各个示例通过本发明的阐释而非本发明的限制的方式来提供。事实上，对于本领域技术人员而言将为明显的是，可在本发明中作出多种修改和变型而不会脱离本发明的范围或精神。例如，作为一个实施例的部分而例示或描述的特征可与另一实施例一起使用以产生另外的其它实施例。因此，本发明旨在涵盖如归入所附权利要求书及其等同体的范围内的这样的修改和变型。
如本文中所使用的，用语“第一”、“第二”和“第三”可以可互换地使用，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“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。
大体上提供了燃料喷嘴的实施例，其可在全功率和部分功率状况下产生高能燃烧同时使排放物最少并使燃烧不稳定性最小。燃料喷嘴包括多个燃料空气混合通路，这些燃料空气混合通路限定由燃料空气预混合器环形空间环绕的同心、嵌套的预混合器环形空间，以便有益地在燃烧室处提供相对短、紧凑的火焰，以便减轻氮氧化物和其它排放物(例如未燃烃、烟、一氧化碳、二氧化碳等)的形成。燃料喷嘴限定液压直径，液压直径可进一步在燃烧室处提供相对短、紧凑的火焰，以便减轻氮氧化物和其它排放物的形成，同时合乎期望地满足有效流动面积目标。来自燃料喷嘴的在燃烧室处的较短、较紧凑的火焰可进一步实现纵向较短的燃烧器组件，同时与已知的燃烧区段相比而提供类似的或更多的能量输出。
现在参考附图，图1是如可结合本公开的多种实施例的示例性高旁通涡轮风扇喷气发动机10(其在本文中被称为“发动机10”)的示意性部分横截面侧视图。尽管在下文中参考涡轮风扇发动机来进一步描述本公开，但本公开大体上也能够适用于涡轮机，其包括涡轮喷气、涡轮螺旋桨和涡轮轴燃气涡轮发动机，包括船用和工业涡轮发动机和辅助功率单元。如图1中所示出的，发动机10具有纵向或轴向中心线轴线12，中心线轴线12延伸通过发动机10以用于参考目的。大体上，发动机10可包括风扇组件14和设置在风扇组件14的下游的核心发动机16。
核心发动机16大体上可包括基本上管状的外壳18，外壳18限定环形入口20。外壳18以串行流的关系包封或至少部分地形成：具有增压或低压(LP)压缩机22、高压(HP)压缩机24的压缩机区段；燃烧区段26；包括高压(HP)涡轮28、低压(LP)涡轮30的涡轮区段；以及喷气排气喷嘴区段32。高压(HP)转子轴34将HP涡轮28驱动地连接到HP压缩机24。低压(LP)转子轴36将LP涡轮30驱动地连接到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。在特定的实施例中，如图1中所示出的，LP转子轴36可通过减速齿轮40(诸如以间接驱动或齿轮驱动构造)的方式而连接到风扇轴38。在其它实施例中，发动机10可进一步包括能够与中压(IP)轴一起旋转的中压压缩机和涡轮。
如图1中所示出的，风扇组件14包括多个风扇叶片42，多个风扇叶片42联接到风扇轴38且从风扇轴38沿径向向外延伸。环形风扇壳或机舱44沿周向环绕风扇组件14和/或核心发动机16的至少部分。在一个实施例中，机舱44可由多个沿周向隔开的出口导叶或支柱46相对于核心发动机16而支承。此外，机舱44的至少部分可在核心发动机16的外部部分上延伸，以便在其之间限定旁通空气流通路48。
图2是如图1中所示出的核心发动机16的示例性燃烧区段26的横截面侧视图。如图2中所示出的，燃烧区段26大体上可包括环形类型的燃烧器50，燃烧器50具有环形内衬套52、环形外衬套54和在内衬套52和外衬套54相应的上游端58、60之间沿径向延伸的隔板壁56。在燃烧区段26的其它实施例中，燃烧组件50可为筒或筒环形类型。如图2中所示出的，内衬套52相对于发动机中心线12(图1)而与外衬套54沿径向隔开，并在内衬套52与外衬套54之间限定大体上环形的燃烧室62。在特定的实施例中，内衬套52和/或外衬套54可至少部分地或全部由金属合金或陶瓷基质复合(CMC)材料形成。
如图2中所示出的，内衬套52和外衬套54可被包封在外壳64内。外流动通路66可围绕内衬套52和/或外衬套54而限定。内衬套52和外衬套54可从隔板壁56朝向通往HP涡轮28(图1)的涡轮喷嘴或入口68而延伸，因此至少部分地在燃烧器组件50与HP涡轮28之间限定热气体路径。燃料喷嘴组件100(燃料喷嘴100)可至少部分地延伸通过隔板壁56并且向燃烧室62提供燃料-空气混合物72。
在发动机10的操作期间，如图1和图2中所共同示出的，如由箭头74示意性地指示的一定体积的空气通过机舱44和/或风扇组件14的相关联的入口76而进入发动机10。当空气74横穿风扇叶片42时，空气的如由箭头78示意性地指示的部分被引导或导送至旁通空气流通路48中，而空气的如由箭头80示意性地指示的另一部分被引导或导送至LP压缩机22中。当空气80通过LP压缩机22和HP压缩机24而朝向燃烧区段26流动时，空气80被逐渐压缩。如图2中所示出的，如由箭头82示意性地指示的现在的压缩空气流经压缩机出口导叶(CEGV)67并流过预扩散器65以进入燃烧区段26的扩散器腔或头端部分84。
预扩散器65和CEGV 67调节流至燃料喷嘴100的压缩空气82的流。压缩空气82对扩散器腔84加压。压缩空气82进入燃料喷嘴100并进入到燃料喷嘴100内的多个燃料喷射器100中以与燃料71混合。燃料71可为气态或液态燃料，其包括但不限于燃料油、喷气燃料丙烷、乙烷、氢气、焦炉气、天然气、合成气或其组合。燃料喷射器100在离开燃料喷嘴100的所得的燃料-空气混合物72几乎没有旋流的情况下在燃料喷射器的阵列内预混合燃料71和空气82。在将燃料71和空气82在燃料喷射器100内预混合之后，燃料-空气混合物72从多个燃料喷射器100中的各个燃烧为由各个燃料喷嘴100稳定的紧凑的管状火焰的阵列。
典型地，LP压缩机22和HP压缩机24向扩散器腔84提供比燃烧所需的压缩空气更多的压缩空气。因此，压缩空气82的如由箭头82(a)示意性地指示的第二部分可用于除燃烧之外的多种目的。例如，如图2中所示出的，压缩空气82(a)可被导送至外流动通路66中，以向内衬套52和外衬套54提供冷却。另外或在备选方案中，可将压缩空气82(a)的至少部分从扩散器腔84导送出。例如，压缩空气82(a)的部分可被引导通过多种流动通路，以向HP涡轮28或LP涡轮30中的至少一个提供冷却空气。
共同返回参考图1和图2，在燃烧室62中生成的燃烧气体86从燃烧器组件50流入HP涡轮28中，因此使HP转子轴34旋转，从而支持HP压缩机24的操作。如图1中所示出的，燃烧气体86然后被导送通过LP涡轮30，因此使LP转子轴36旋转，从而支持LP压缩机22的操作和/或风扇轴38的旋转。燃烧气体86然后通过核心发动机16的喷气排气喷嘴区段32而排出以提供推进推力。
现在参考图3-10，大体上提供了燃料喷嘴100的示例性实施例。图3提供了燃料喷嘴100的实施例的剖面横截面视图。图4提供了在图3中大体上描绘的燃料喷嘴100的实施例的流径视图。图10提供了隔板壁56的环形区段的流径视图，作为燃料喷嘴组件100的多个燃料喷嘴100通过该环形区段而延伸通过隔板壁56。
参考图3-10，燃料喷嘴100限定通过燃料喷嘴100的参考燃料喷嘴中心线112。燃料喷嘴100包括围绕燃料喷嘴中心线112而沿周向延伸的外套筒110。外套筒110进一步沿着与燃料喷嘴中心线112基本上同方向的纵向方向L延伸。外套筒110限定相对于燃料喷嘴中心线112而沿着周向方向C布置的通过外套筒110的多个第一沿径向定向的空气入口端口113。
燃料喷嘴100进一步包括燃料喷射器120，燃料喷射器120相对于燃料喷嘴中心线112而沿着径向方向R定位在外套筒110的内侧。燃料喷射器120沿着与燃料喷嘴中心线112同方向或者基本上或近似平行的纵向方向L延伸。燃料喷射器120包括与燃料喷嘴中心线112同方向而延伸的基本上管状的外壁124。外壁124限定内径向表面121和外径向表面122，它们一起限定第二燃料空气混合通路125。燃料喷射器120进一步限定通过燃料喷射器120的多个第二沿径向定向的空气入口端口123，多个第二沿径向定向的空气入口端口123通过外壁124而沿周向布置。多个第二沿径向定向的空气入口端口123可进一步沿着纵向方向L通过外壁124以纵向布置来设置。燃料喷射器120进一步包括燃料喷射端口。
燃料喷嘴100进一步包括环形中心体130，环形中心体130设置成沿着径向方向R在外套筒110的内侧。中心体130包括与燃料喷嘴中心线112同方向而延伸(例如，沿着纵向方向L)并沿周向环绕燃料喷射器120(例如，沿着图4中的周向方向C)的外环形壁131。中心体130进一步包括从外环形壁131的下游端98延伸的第一径向壁134。第一径向壁134可邻近于燃烧室62而设置，以便在燃烧室62与燃料喷嘴100的内部部分之间限定热屏蔽件或热屏障。中心体130的外环形壁131被沿径向限定在外套筒110与燃料喷射器120之间。
在另外的多种实施例中，第一径向壁134限定通过第一径向壁134的与燃料喷射器120的第二燃料空气混合通路125成直接流体连通的燃料-空气出口开口126。燃料-空气出口开口126提供燃料-空气混合物的流从第二燃料空气混合通路125到燃烧室62的直接流体连通。
在多种实施例中，多个或成组的燃料喷射器120设置在外环形壁131的径向内侧。在一个实施例中，至少一个燃料喷射器120设置成与燃料喷嘴中心线112同心(诸如在第一燃料喷射器221处描绘的)。在多种实施例中，多个燃料喷射器120相对于燃料喷嘴中心线轴线112以周向布置来设置(诸如在第二燃料喷射器222处描绘的)。
燃料喷射器120与燃料喷嘴中心线轴线112大体上同方向而延伸，以便延伸通过中心体130的第一径向壁134以与燃烧室62成流体连通。各个燃料喷射器120在外壁124内限定第二燃料空气混合通路125，其中第二燃料空气混合通路125与燃烧室62成流体连通。第一径向壁134可进一步将燃料喷射器120的布置安装或以其它方式支承在气室138中。
在一个实施例中，第一燃料空气混合通路115在外套筒110与中心体130之间围绕燃料喷嘴中心线112相对于燃料喷嘴中心线轴线112而沿周向延伸。更特别地，第一燃料空气混合通路115被限定在外套筒110的内表面111与中心体130的外环形壁131的外表面之间。
在多种实施例中，第一燃料空气混合通路115在第一燃料空气混合通路115的沿着纵向方向L直接邻近于燃烧室62的下游端98处限定第一出口高度119。第一出口高度119在外套筒110的内表面111与中心体130的外环形壁131之间，内表面111和外环形壁131各自基本上沿着纵向方向L延伸，在内表面111和外环形壁131中的各个之间限定第一燃料空气混合通路115。在一个实施例中，第一出口高度119在近似0.25厘米与近似0.90厘米之间。在更特定的实施例中，第一出口高度119在内表面111与外环形壁131之间被限定在距来自第一燃料空气混合通路115的下游端98的燃烧室62的等于或小于第一出口高度119的距离内。例如，第一出口高度119在第一燃料空气混合通路115内被限定在距第一燃料空气混合通路115的下游端98的近似0.90厘米或更小的距离内。在另外的更特定的实施例中，第一出口高度119限定第一燃料空气混合通路115的液压直径。
限定各自限定混合通路115的相应液压直径的相应出口高度119的燃料空气混合通路115可将出口高度119至少部分地限定为：
Figure DEST_PATH_IMAGE002
其中DH是混合通路115处的液压直径，A是通过混合通路115的燃料-空气混合物的流的横截面面积，并且P是该横截面的润湿周长(wetter perimeter)。应当认识到，润湿周长是相应表面111、131的全部或基本上全部，在相应表面111、131之间沿着周向方向C限定各个出口高度119(诸如关于图6-10而大体上描绘的)。应当进一步认识到，横截面面积至少部分地由表面111、131之间的限定相应的混合通路115的区域限定。因此，应当认识到，燃料喷嘴100的实施例可将液压直径限定在近似0.25厘米与近似0.90厘米之间。在其它实施例中，基于燃料喷嘴100所用于的设备(例如，船用或工业发动机的发电、推进、辅助发电等)，液压直径可更大或更小。
包括多个燃料空气混合通路115的燃料喷嘴100可限定环绕一个或多个燃料喷射器120(诸如在燃料空气混合通路115的径向内侧的多个或成组的燃料喷射器120)的预混合器环形空间，以便有益地在燃烧室62处提供相对短、紧凑的火焰，以便减轻氮氧化物和其它排放物的形成。限定出口高度119(其限定液压直径)的燃料喷嘴100进一步在燃烧室62处提供相对短、紧凑的火焰，以便减轻氮氧化物和其它排放物的形成，同时合乎期望地满足有效流动面积目标。来自燃料喷嘴100的在燃烧室62处的较短、较紧凑的火焰可进一步实现纵向较短的燃烧器组件50，同时与已知的燃烧区段相比而提供类似的或更多的能量输出。在多种实施例中，燃料喷嘴100从燃料喷嘴100的下游端98沿着纵向方向L提供在近似0.60厘米与近似5.60厘米之间的较短、较紧凑的火焰。
在多种实施例中，可将旋流赋予离开第一燃料空气混合通路115的燃料-空气混合物的流，以便合乎期望地改变、修改或以其它方式影响燃烧器的火焰稳定性和热释放，从而大体上改善贫燃熄火(LBO)裕度、压力振荡和燃烧动态特性。可经由通过各个相应的沿径向定向的空气入口端口113、123而进入各个燃料空气混合通路115的空气流来赋予离开燃料空气混合通路115的燃料-空气混合物的流。
在一个实施例中，第一沿径向定向的空气入口端口113与第一燃料空气混合通路115成流体连通，以便提供通过第一燃料空气混合通路115的空气流以与液态或气态燃料流混合。在另一实施例中，第二沿径向定向的空气入口端口123与第二燃料空气混合通路125成流体连通，以便提供通过第二燃料空气混合通路125的空气流以与液态或气态燃料流混合。空气入口端口113、123的多种实施例可相对于燃料喷嘴中心线112而沿着径向方向R设置。空气入口端口113、123的另外的多种实施例可进一步相对于燃料喷嘴中心线112而至少部分地沿切向设置，以便进一步相对于燃料喷嘴中心线112而沿着周向方向C将旋流赋予进入相应的燃料空气混合通路115的空气。在另外的又一些多种实施例中，空气入口端口113、123可构造成以便赋予通过混合通路115中的一个或多个的基本上纵向的流，以便减轻向进入混合通路115的空气流提供旋流或向离开混合通路115的燃料-空气混合物提供旋流。
仍然参考图3-10，尽管燃料空气混合通路115被描绘为基本上沿着纵向方向L延伸，但在多种实施例中，燃料空气混合通路115可以以蛇形布置延伸，或包括多个凸起部或***部，以便在各个相应的混合通路115处引起燃料和/或空气流的湍流。
仍然参考图3-10，在多种实施例中，燃料喷嘴100进一步包括定位在燃料喷嘴100的上游端99处的端壁140，其中端壁140附接、联接或直接形成至外套筒110。更清楚地参考图3，端壁140构造成从燃料***(未示出)接收液态和/或气态燃料，并将燃料提供给混合通路115，以用于与空气混合并在燃烧室62处燃烧。在多种实施例中，端壁140限定与第一燃料空气混合通路115成流体连通的第一燃料喷射端口141。端壁140构造成经由第一燃料喷射端口141来向第一燃料空气混合通路115提供燃料流。在一个实施例中，第一燃料喷射端口141基本上沿着纵向方向L延伸。纵向延伸的第一燃料喷射端口141可向第一燃料空气混合通路115提供通过第一燃料喷射端口141的基本上纵向的燃料流。然而，在其它实施例中，多个第一沿径向定向的空气入口端口113可将旋流赋予进入第一燃料空气混合通路115的空气流，以便在第一燃料空气混合通路115中提供燃料-空气混合物的沿着周向方向C的旋流。端壁140可进一步构造成向燃料喷嘴100的燃料喷射端口141、142、143中的各个提供一个或多个液态或气态燃料流。
在一个实施例中，多个第一沿径向定向的空气入口端口113被限定成沿着径向方向R正好在第一燃料喷射出口开口146的外侧，第一燃料喷射出口开口146被限定在第一燃料喷射端口141处以与第一燃料空气混合通路115成直接流体连通。例如，第一燃料喷射出口开口146被限定在第一燃料喷射端口141的下游端98处，以便限定燃料离开第一燃料喷射端口141并进入第一燃料空气混合通路115所在的平面。限定这样的平面的第一燃料喷射出口开口146可被限定成沿着径向方向R正好在多个第一沿径向定向的空气入口端口113的内侧。
仍然参考图3，在另外的多种实施例中，燃料喷射器120限定与第二燃料空气混合通路125成流体连通的第二燃料喷射端口142。燃料喷射器120构造成经由第二燃料喷射端口142来向第二燃料空气混合通路125提供燃料流。在一个实施例中，第二燃料喷射端口142基本上沿着纵向方向L延伸。第二燃料喷射端口142大体上在外壁124的径向内侧并且沿着纵向方向L延伸。纵向延伸的第二燃料喷射端口142可向第一燃料空气混合通路115提供通过第二燃料喷射端口142的基本上纵向的燃料流。然而，在其它实施例中，多个第二沿径向定向的空气入口端口123可将旋流赋予进入第二燃料空气混合通路125的空气流，以便在第二燃料空气混合通路125中提供燃料-空气混合物的沿着周向方向C的旋流。
在一个实施例中，多个第二沿径向定向的空气入口端口123被限定成沿着径向方向R正好在第二燃料喷射出口开口147的内侧，第二燃料喷射出口开口147被限定在第二燃料喷射端口142处以与第二燃料空气混合通路125成直接流体连通。例如，第二燃料喷射出口开口147被限定在第二燃料喷射端口142的下游端98处，以便限定燃料离开第二燃料喷射端口142并进入第二燃料空气混合通路125所在的平面。限定这样的平面的第二燃料喷射出口开口147可被限定成沿着径向方向R正好在多个第二沿径向定向的空气入口端口123的外侧。在多种实施例中，多个第二沿径向定向的空气入口端口123的至少部分可设置在第二燃料喷射出口开口147的上游(即，朝向上游端99)或第二燃料喷射出口开口147的下游(即，朝向下游端98)或两者。
仍然参考图3，在另一实施例中，中心体130可相对于燃料喷嘴中心线112而以周向布置限定通过中心体130的多个第三沿径向定向的空气入口端口133。在一个实施例中，多个第三沿径向定向的空气入口端口133可被限定通过中心体130以与第一燃料空气混合通路115成流体连通。多个第三沿径向定向的空气入口端口133可被限定成沿着径向方向R在多个第一沿径向定向的空气入口端口113的内侧。多个第三沿径向定向的空气入口端口133可进一步被限定成沿着径向方向R正好在第三燃料喷射端口143的内侧，第三燃料喷射端口143沿着纵向方向L延伸通过端壁140。第三燃料喷射端口143可被限定成沿着径向方向R在第一燃料喷射端口141的内侧。多个第一沿径向定向的空气入口端口113大体上可设置成与多个第三沿径向定向的空气入口端口133沿径向相对。第一燃料喷射端口141和第三燃料喷射端口143中的各个可被沿径向限定在相对的第一沿径向定向的空气入口端口113与第三沿径向定向的空气入口端口133之间。
在多种实施例中，中心体130进一步包括设置成沿着径向方向R在外环形壁131的内侧的内环形壁132。第二径向壁135设置在第一径向壁134的前方(即，朝向上游端99)。第二径向壁135和第一径向壁134可各自在其之间限定腔136。腔136可进一步被限定在外环形壁131与内环形壁132之间。在多种实施例中，内环形壁132的部分沿径向会聚以附接到外环形壁131。在另外的多种实施例中，第二径向壁135和第一径向壁134各自附接到燃料喷射器120，以限定基本上封闭的腔136。应当认识到，在其它实施例(未示出)中，第二径向壁135可纵向地会聚以附接到第一径向壁134，以便限定基本上封闭的腔136。
燃料喷嘴100的实施例可进一步限定在中心体130内的径向内侧的气室138。在一个实施例中，气室138限定基本上中空的腔，燃料喷射器120或多个或成组的燃料喷射器120基本上设置在该腔中。在特定的实施例中，气室138被限定在内环形壁132的径向内侧。
在一个实施例中，第二径向壁135限定通过第二径向壁135的径向壁开口151，径向壁开口151在气室138与腔136之间提供流体连通。在多种实施例中，径向壁开口151在气室138与腔136之间提供直接流体连通。在另一实施例中，外环形壁131限定通过外环形壁131的环形壁开口152，环形壁开口152在腔136与第一燃料空气混合通路115之间提供流体连通。在多种实施例中，环形壁开口152在腔136与第一燃料空气混合通路115之间提供直接流体连通。在燃料喷嘴100和发动机10的操作期间，由箭头153示意性地描绘的空气流从气室138通过径向壁开口151而流入腔136中。空气流153进一步经由环形壁开口152而从腔136排出到第一燃料空气混合通路115中(诸如由箭头154示意性地描绘的)。
现在参考图6-7，大体上提供了关于图2-5而示出并描述的燃料喷嘴100的实施例的透视图。图6-7进一步描绘了通过第一径向壁134的凹槽234。限定到第一径向壁134中的凹槽234和/或将燃料-空气出口开口126定位到凹槽234中的凹部或槽中可合乎期望地减轻火焰稳定(flameholding)且/或改善向中心体130进行的热传递，以便减小在中心体130处的相对于燃料-空气出口开口126的下游的燃烧室的热梯度。凹槽234相对于燃料喷嘴100而朝向上游方向(即，朝向上游端99)突出到第一径向壁134中，以便在燃烧室(即，第一径向壁134处的通道)处限定体积，从燃料喷射器120排出的易燃的第一燃料-空气混合物可驻留在该体积处，以便为在第一燃料-空气混合物之后从燃料喷射器120排出的第二燃料-空气混合物提供点火源。
在一个实施例中，诸如图6-7中所描绘的，凹槽234相对于燃料喷嘴中心线轴线112而沿周向延伸到第一径向壁134中。在多种实施例中，燃料-空气出口开口126被限定在凹槽234处，使得燃料-空气出口开口126凹进到第一径向壁134中。例如，燃料-空气出口开口126设置在凹槽234内。在一个实施例中，燃料-空气出口开口126可设置在凹槽234的槽内，以便相对于第一径向壁134的相对平坦的面而将开口126设置在更上游。
仍然参考图6-7，在多种实施例中，与各个第二燃料喷射器222相关联的多个燃料-空气出口开口126特别地设置在凹槽234内。在另一实施例中，与第一燃料喷射器221相关联的燃料-空气出口开口126设置在凹槽234内，以便将第一燃料喷射器221处的燃料-空气出口开口126设置在第一径向壁134的平坦面的相对上游或槽中。
参考图8，在关于图1-7而示出并描述的燃料喷嘴100的另一实施例中，凹槽234至少部分地沿着从燃料喷嘴中心线112延伸的径向方向进一步延伸到第一径向壁134中。图8将凹槽234描绘为相对于燃料喷嘴中心线112而至少部分地沿周向(诸如围绕第一燃料喷射器221和/或在沿周向相邻的第二燃料喷射器222之间)延伸。凹槽234进一步从燃料喷嘴中心线轴线112从第一燃料喷射器221沿径向延伸到第二燃料喷射器222中的一个或多个。
现在参考图9-10，提供了燃料喷嘴100的部分的另外的实施例。在一个实施例(诸如关于图10而描绘的)中，燃料喷嘴100包括至少两个燃料喷射器120，其相对于彼此而以非平行的角度设置。例如，参考关于图2-8而大体上描绘的实施例，燃料喷射器120中的至少两个可设置成相对于纵向方向L而基本上彼此平行。
在另一实施例(诸如关于图9-10而描绘的)中，两个或更多个燃料喷射器120会聚到第一径向壁134处的单个燃料-空气出口开口126，以便进一步合乎期望地改善热释放特性且/或减轻不期望的火焰稳定。各个燃料喷射器120可限定参考燃料喷射器中心线轴线212(诸如图10中所描绘的)。各个燃料喷射器120(例如，第二燃料喷射器222)延伸成以便将各个燃料喷射器120的各个燃料喷射器中心线212相对于彼此而以非平行的角度设置。例如，各个燃料喷射器中心线212在沿着纵向方向L延伸时彼此相交。
包括沿径向相对的沿径向定向的空气入口端口和被沿径向限定在空气入口端口之间的燃料喷射端口中的一个或多个的燃料喷嘴100的实施例可改善燃料和空气在混合通路处的混合(诸如，经由利用基本上纵向地离开燃料喷射端口的燃料流来剪切空气流)。除了燃料空气混合通路115的同心布置之外，或另外除了液压直径之外，燃料和空气的改善的混合可在燃烧室62处提供合乎期望地较短、较紧凑的火焰(诸如本文中所描述的)。
在图1-10中示出并且在本文中描述的燃料喷嘴100和燃烧器组件50可构造为机械地连结或布置以便产生本文中所示出并描述的燃料喷嘴100的多种构件的组件。备选地，燃料喷嘴100可构造为单个整体式构件，并且可通过本领域技术人员通常已知的任何数量的工艺来制造。这些制造工艺包括但不限于被称为“增材制造”或“3D打印”的制造工艺。另外，可利用任何数量的铸造、机加工、焊接、铜焊或烧结工艺或机械紧固件或其任何组合来构造燃料喷嘴100或燃烧器组件50。此外，燃料喷嘴100可由任何适合于涡轮发动机燃烧器区段的材料(包括但不限于镍基和钴基合金)构造。更进一步，流径表面可包括用以减小阻力或以其它方式促进流体流的表面精加工或其它制造方法(诸如但不限于滚筒精加工、滚磨、制作膛线、抛光或涂覆)。
燃料喷嘴100的多种实施例可将内部多个或成组的燃料喷射器120限定为引燃(pilot)喷燃器，以便稳定由第一燃料空气混合通路115限定的周围的主喷燃器。在发动机10的操作期间，空气(或大体上氧化剂)中的近似10%至近似40%可流过多个燃料喷射器120。空气中的近似60%至近似90%可流过第一燃料空气混合通路115。空气中的部分(例如，限定未被燃料喷射器120和第一燃料空气混合通路115消耗的近似量的最小部分)可作为第一径向壁134处的冷却流体而通过气室138流到燃料空气混合通路115，以便改善燃料喷嘴的耐用性和性能。
应当认识到，多个燃料喷射器120中的一个或多个可相对于彼此而不同地限定，以便提供不同的燃料-空气混合比、不同的面积或体积、流速等，以有益地调节热释放特性、熄火裕度以及总体排放和稳定性性能以及能量输出。
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 (10)

1.一种用于燃气涡轮发动机的燃料喷嘴，所述燃料喷嘴包括：
外套筒，其围绕燃料喷嘴中心线而沿周向延伸并且沿着与所述燃料喷嘴中心线同方向的纵向方向延伸，其中所述外套筒相对于所述燃料喷嘴中心线而以周向布置限定通过所述外套筒的多个第一沿径向定向的空气入口端口；
中心体，其定位在所述外套筒的径向内侧，所述中心体包括外环形壁，所述外环形壁围绕所述燃料喷嘴中心线而沿周向延伸并且沿着与所述燃料喷嘴中心线同方向的所述纵向方向延伸，其中，所述外套筒进一步包括从所述外环形壁的下游端延伸的第一径向壁，并且此外，其中，所述中心体限定在所述中心体的径向内侧的气室，并且其中，所述外环形壁和所述外套筒一起限定第一燃料空气混合通路，所述第一燃料空气混合通路在所述外环形壁与所述外套筒之间沿着所述纵向方向延伸；以及
燃料喷射器，其设置在所述气室中，其中，所述燃料喷射器包括与所述燃料喷嘴中心线同方向而延伸的管状外壁，其中，所述外壁在其内限定第二燃料空气混合通路，并且其中，所述第二燃料空气混合通路延伸通过所述中心体的所述第一径向壁。
2.根据权利要求1所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述第一燃料空气混合通路在所述外套筒与所述中心体之间围绕所述燃料喷嘴中心线而沿周向延伸。
3.根据权利要求1所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述燃料喷嘴包括设置在所述气室中的多个燃料喷射器，其中，各个燃料喷射器限定所述第二燃料空气混合通路，所述第二燃料空气混合通路延伸通过所述中心体的所述第一径向壁以与燃烧室成流体连通。
4.根据权利要求1所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述燃料喷射器设置成与所述燃料喷嘴中心线同心。
5.根据权利要求1所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述燃料喷嘴包括相对于所述燃料喷嘴中心线而以周向布置设置在所述气室中的多个所述燃料喷射器。
6.根据权利要求5所述的燃料喷嘴，其特征在于，两个或更多个燃料喷射器会聚到单个燃料-空气出口开口。
7.根据权利要求6所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述两个或更多个燃料喷射器各自包括参考燃料喷射器中心线，并且各个燃料喷射器延伸成以便将各个燃料喷射器的各个燃料喷射器中心线相对于彼此而以非平行的角度设置。
8.根据权利要求1所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述燃料喷嘴限定通过所述第一径向壁的凹槽，其中，所述凹槽相对于所述燃料喷嘴而朝向上游方向突出到所述第一径向壁中。
9.根据权利要求8所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述凹槽相对于所述燃料喷嘴中心线轴线而沿周向延伸到所述第一径向壁中。
10.根据权利要求8所述的燃料喷嘴，其特征在于，所述凹槽至少部分地沿着从所述燃料喷嘴中心线延伸的径向方向延伸到所述第一径向壁中。
CN202010098604.XA 2019-02-18 2020-02-18 燃料喷嘴组件 Active CN111578311B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US16/278,341 US11156360B2 (en) 2019-02-18 2019-02-18 Fuel nozzle assembly
US16/278341 2019-02-18

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111578311A true CN111578311A (zh) 2020-08-25
CN111578311B CN111578311B (zh) 2022-01-04

Family

ID=69956562

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010098604.XA Active CN111578311B (zh) 2019-02-18 2020-02-18 燃料喷嘴组件

Country Status (4)

Country Link
US (1) US11156360B2 (zh)
CN (1) CN111578311B (zh)
AU (2) AU2020200838B2 (zh)
GB (1) GB2583819B (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112146126A (zh) * 2020-09-24 2020-12-29 常熟理工学院 吸气式爆轰发动机的组合式雾化喷油结构
CN114517920A (zh) * 2020-11-19 2022-05-20 中国航发商用航空发动机有限责任公司 喷射装置、燃烧室头部、燃烧室和航空发动机

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
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
AU2022271581A1 (en) * 2021-05-12 2023-11-23 Nuovo Pignone Tecnologie - S.R.L. Fuel injector and fuel nozzle for a gas turbine, and gas turbine engine including the nozzle
EP4215818A1 (en) * 2022-01-21 2023-07-26 General Electric Company Combustor fuel assembly
US11828465B2 (en) * 2022-01-21 2023-11-28 General Electric Company Combustor fuel assembly
US20240151396A1 (en) * 2022-01-27 2024-05-09 General Electric Company Fuel-air mixing assembly in a turbine engine
US20230266009A1 (en) * 2022-02-18 2023-08-24 General Electric Company Combustor fuel assembly
US11859820B1 (en) * 2022-11-10 2024-01-02 General Electric Company Gas turbine combustion section having an integrated fuel cell assembly

Citations (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1078789A (zh) * 1992-03-30 1993-11-24 通用电气公司 单级双模式燃烧器
US5341645A (en) * 1992-04-08 1994-08-30 Societe National D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation (S.N.E.C.M.A.) Fuel/oxidizer premixing combustion chamber
US6267583B1 (en) * 1998-04-15 2001-07-31 Mistubishi Heavy Industries, Ltd. Combustor
US20040035114A1 (en) * 2002-08-22 2004-02-26 Akinori Hayashi Gas turbine combustor, combustion method of the gas turbine combustor, and method of remodeling a gas turbine combustor
US20060196975A1 (en) * 2005-03-01 2006-09-07 Hans-Christoph Magel Fuel injector for internal combustion engines
US20070017224A1 (en) * 2005-07-25 2007-01-25 General Electric Company Swirler arrangement for mixer assembly of a gas turbine engine combustor having shaped passages
US20070028617A1 (en) * 2005-07-25 2007-02-08 General Electric Company Air-assisted fuel injector for mixer assembly of a gas turbine engine combustor
US20070256416A1 (en) * 2003-12-16 2007-11-08 Satoshi Dodo Combustor for Gas Turbine
US20080236165A1 (en) * 2007-01-23 2008-10-02 Snecma Dual-injector fuel injector system
US20100293953A1 (en) * 2007-11-02 2010-11-25 Siemens Aktiengesellschaft Combustor for a gas-turbine engine
CN103703318A (zh) * 2011-05-20 2014-04-02 西门子能量股份有限公司 用于燃烧***的热兼容支撑件
CN203671653U (zh) * 2013-12-12 2014-06-25 中航商用航空发动机有限责任公司 用于燃气轮机的燃烧室
US20150241065A1 (en) * 2014-02-21 2015-08-27 General Electric Company Combustor cap having non-round outlets for mixing tubes
CN104154567B (zh) * 2014-08-06 2015-12-09 西安热工研究院有限公司 一种旋转爆震燃烧室
CN108006695A (zh) * 2016-11-01 2018-05-08 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 优化用于燃气轮机的预混合燃料喷嘴的方法
CN108019779A (zh) * 2016-11-04 2018-05-11 通用电气公司 多点喷射微型混合燃料喷嘴组件
US20190093896A1 (en) * 2017-09-28 2019-03-28 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Nozzle comprising axial extension for a combustion chamber of an engine

Family Cites Families (177)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2565843A (en) 1949-06-02 1951-08-28 Elliott Co Multiple tubular combustion chamber
US3917173A (en) 1972-04-21 1975-11-04 Stal Laval Turbin Ab Atomizing apparatus for finely distributing a liquid in an air stream
US3946552A (en) 1973-09-10 1976-03-30 General Electric Company Fuel injection apparatus
US3972182A (en) 1973-09-10 1976-08-03 General Electric Company Fuel injection apparatus
US3980233A (en) 1974-10-07 1976-09-14 Parker-Hannifin Corporation Air-atomizing fuel nozzle
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
US4262482A (en) 1977-11-17 1981-04-21 Roffe Gerald A Apparatus for the premixed gas phase combustion of liquid fuels
US4226083A (en) 1978-01-19 1980-10-07 United Technologies Corporation Method and apparatus for reducing nitrous oxide emissions from combustors
US4215535A (en) 1978-01-19 1980-08-05 United Technologies Corporation Method and apparatus for reducing nitrous oxide emissions from combustors
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
EP0095788B1 (de) 1982-05-28 1985-12-18 BBC Aktiengesellschaft Brown, Boveri & Cie. Brennkammer einer Gasturbine und Verfahren zu deren Betrieb
EP0153842B1 (en) 1984-02-29 1988-07-27 LUCAS INDUSTRIES public limited company Combustion equipment
EP0204553B1 (en) 1985-06-07 1989-06-07 Ruston Gas Turbines Limited Combustor for gas turbine engine
US5339635A (en) 1987-09-04 1994-08-23 Hitachi, Ltd. Gas turbine combustor of the completely premixed combustion type
JP2544470B2 (ja) 1989-02-03 1996-10-16 株式会社日立製作所 ガスタ―ビン燃焼器及びその運転方法
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.
US5235814A (en) 1991-08-01 1993-08-17 General Electric Company Flashback resistant fuel staged premixed combustor
US5263325A (en) 1991-12-16 1993-11-23 United Technologies Corporation Low NOx combustion
US5307634A (en) 1992-02-26 1994-05-03 United Technologies Corporation Premix gas nozzle
DE4228816C2 (de) 1992-08-29 1998-08-06 Mtu Muenchen Gmbh Brenner für Gasturbinentriebwerke
US5251447A (en) 1992-10-01 1993-10-12 General Electric Company Air fuel mixer for gas turbine combustor
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.
US5351477A (en) 1993-12-21 1994-10-04 General Electric Company Dual fuel mixer for gas turbine combustor
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
US5791137A (en) 1995-11-13 1998-08-11 United Technologies Corporation Radial inflow dual fuel injector
US5881756A (en) 1995-12-22 1999-03-16 Institute Of Gas Technology Process and apparatus for homogeneous mixing of gaseous fluids
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
GB9607010D0 (en) 1996-04-03 1996-06-05 Rolls Royce Plc Gas turbine engine combustion equipment
FR2751054B1 (fr) 1996-07-11 1998-09-18 Snecma Chambre de combustion anti-nox a injection de carburant de type annulaire
US5816049A (en) 1997-01-02 1998-10-06 General Electric Company Dual fuel mixer for gas turbine combustor
US5850732A (en) 1997-05-13 1998-12-22 Capstone Turbine Corporation Low emissions combustion system for a gas turbine engine
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
US6295801B1 (en) 1998-12-18 2001-10-02 General Electric Company Fuel injector bar for 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
EP1070914B1 (de) 1999-07-22 2003-12-03 ALSTOM (Switzerland) Ltd Vormischbrenner
US6272840B1 (en) 2000-01-13 2001-08-14 Cfd Research Corporation Piloted airblast lean direct fuel injector
NO312379B1 (no) 2000-02-14 2002-04-29 Ulstein Turbine As Brenner for gassturbiner
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
US6367262B1 (en) 2000-09-29 2002-04-09 General Electric Company Multiple annular swirler
US6442939B1 (en) 2000-12-22 2002-09-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Diffusion mixer
US6438959B1 (en) 2000-12-28 2002-08-27 General Electric Company Combustion cap with integral air diffuser and related method
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
JP4610796B2 (ja) 2001-06-13 2011-01-12 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
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
US6543235B1 (en) 2001-08-08 2003-04-08 Cfd Research Corporation Single-circuit fuel injector for gas turbine combustors
US6928823B2 (en) 2001-08-29 2005-08-16 Hitachi, Ltd. Gas turbine combustor and operating method thereof
US6813889B2 (en) 2001-08-29 2004-11-09 Hitachi, Ltd. Gas turbine combustor and operating method thereof
US6662564B2 (en) 2001-09-27 2003-12-16 Siemens Westinghouse Power Corporation Catalytic combustor cooling tube vibration dampening device
US20030101729A1 (en) 2001-12-05 2003-06-05 Honeywell International, Inc. Retrofittable air assisted fuel injection method to control gaseous and acoustic emissions
US7093445B2 (en) 2002-05-31 2006-08-22 Catalytica Energy Systems, Inc. Fuel-air premixing system for a catalytic combustor
GB0219461D0 (en) 2002-08-21 2002-09-25 Rolls Royce Plc Fuel injection arrangement
GB0219458D0 (en) 2002-08-21 2002-09-25 Rolls Royce Plc Fuel injection apparatus
US6962055B2 (en) 2002-09-27 2005-11-08 United Technologies Corporation Multi-point staging strategy for low emission and stable combustion
JP4065947B2 (ja) 2003-08-05 2008-03-26 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 ガスタービン燃焼器用燃料・空気プレミキサー
US7284378B2 (en) 2004-06-04 2007-10-23 General Electric Company Methods and apparatus for low emission gas turbine energy generation
US7469544B2 (en) 2003-10-10 2008-12-30 Pratt & Whitney Rocketdyne Method and apparatus for injecting a fuel into a combustor assembly
US7017329B2 (en) 2003-10-10 2006-03-28 United Technologies Corporation Method and apparatus for mixing substances
US7546740B2 (en) 2004-05-11 2009-06-16 United Technologies Corporation Nozzle
EP1754003B1 (de) 2004-06-08 2007-09-19 Alstom Technology Ltd Vormischbrenner mit gestufter flüssigbrennstoffversorgung
FR2875854B1 (fr) 2004-09-29 2009-04-24 Snecma Propulsion Solide Sa Melangeur pour tuyere a flux separes
JP4626251B2 (ja) 2004-10-06 2011-02-02 株式会社日立製作所 燃焼器及び燃焼器の燃焼方法
JP4913746B2 (ja) 2004-11-30 2012-04-11 アルストム テクノロジー リミテッド 予混合バーナー内の水素を燃焼する方法及び装置
EP1828684A1 (de) 2004-12-23 2007-09-05 Alstom Technology Ltd Vormischbrenner mit mischstrecke
FR2893390B1 (fr) 2005-11-15 2011-04-01 Snecma Fond de chambre de combustion avec ventilation
US7762074B2 (en) 2006-04-04 2010-07-27 Siemens Energy, Inc. Air flow conditioner for a combustor can of a gas turbine engine
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
JP2008111651A (ja) 2006-10-02 2008-05-15 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器及びガスタービン燃焼器の燃料供給方法
US7908864B2 (en) 2006-10-06 2011-03-22 General Electric Company Combustor nozzle for a fuel-flexible combustion system
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
GB2444737B (en) 2006-12-13 2009-03-04 Siemens Ag Improvements in or relating to burners for a gas turbine engine
GB0625016D0 (en) 2006-12-15 2007-01-24 Rolls Royce Plc Fuel injector
US7841180B2 (en) 2006-12-19 2010-11-30 General Electric Company Method and apparatus for controlling combustor operability
FR2920523B1 (fr) 2007-09-05 2009-12-18 Snecma Chambre de combustion de turbomachine a circulation helicoidale de l'air.
WO2009068425A1 (de) 2007-11-27 2009-06-04 Alstom Technology Ltd Vormischbrenner für eine gasturbine
JP4906689B2 (ja) 2007-11-29 2012-03-28 株式会社日立製作所 バーナ，燃焼装置及び燃焼装置の改造方法
EP2072899B1 (en) 2007-12-19 2016-03-30 Alstom Technology Ltd Fuel injection method
GB2456147B (en) 2008-01-03 2010-07-14 Rolls Royce Plc Fuel Injector Assembly for Gas Turbine Engines
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
EP2107300A1 (en) 2008-04-01 2009-10-07 Siemens Aktiengesellschaft Swirler with gas injectors
EP2107301B1 (en) 2008-04-01 2016-01-06 Siemens Aktiengesellschaft Gas injection in a burner
US8347630B2 (en) 2008-09-03 2013-01-08 United Technologies Corp Air-blast fuel-injector with shield-cone upstream of fuel orifices
US8215116B2 (en) 2008-10-02 2012-07-10 General Electric Company System and method for air-fuel mixing in gas turbines
US8555646B2 (en) 2009-01-27 2013-10-15 General Electric Company Annular fuel and air co-flow premixer
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
US8234871B2 (en) 2009-03-18 2012-08-07 General Electric Company Method and apparatus for delivery of a fuel and combustion air mixture to a gas turbine engine using fuel distribution grooves in a manifold disk with discrete air passages
US8161751B2 (en) 2009-04-30 2012-04-24 General Electric Company High volume fuel nozzles for a turbine engine
US8234872B2 (en) 2009-05-01 2012-08-07 General Electric Company Turbine air flow conditioner
JP5472863B2 (ja) 2009-06-03 2014-04-16 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 ステージング型燃料ノズル
US20110000215A1 (en) 2009-07-01 2011-01-06 General Electric Company Combustor Can Flow Conditioner
US20110016866A1 (en) 2009-07-22 2011-01-27 General Electric Company Apparatus for fuel injection in a turbine engine
US8616002B2 (en) 2009-07-23 2013-12-31 General Electric Company Gas turbine premixing systems
US8225613B2 (en) 2009-09-09 2012-07-24 Aurora Flight Sciences Corporation High altitude combustion system
US8276385B2 (en) 2009-10-08 2012-10-02 General Electric Company Staged multi-tube premixing injector
US8683804B2 (en) 2009-11-13 2014-04-01 General Electric Company Premixing apparatus for fuel injection in a turbine engine
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
US8752386B2 (en) 2010-05-25 2014-06-17 Siemens Energy, Inc. Air/fuel supply system for use in a gas turbine engine
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
US8225591B2 (en) 2010-08-02 2012-07-24 General Electric Company Apparatus and filtering systems relating to combustors in combustion turbine engines
EP2436979A1 (en) 2010-09-30 2012-04-04 Siemens Aktiengesellschaft Burner for a gas turbine
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
US20120258409A1 (en) 2011-04-11 2012-10-11 Mansour Adel B Distributed injection with fuel flexible micro-mixing injectors
GB201107095D0 (en) 2011-04-28 2011-06-08 Rolls Royce Plc A head part of an annular combustion chamber
US8733106B2 (en) 2011-05-03 2014-05-27 General Electric Company Fuel injector and support plate
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
US8616471B2 (en) 2011-05-18 2013-12-31 Delavan Inc Multipoint injectors with standard envelope characteristics
JP5380488B2 (ja) 2011-05-20 2014-01-08 株式会社日立製作所 燃焼器
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
US20130046625A1 (en) 2011-08-19 2013-02-21 Bank Of America Corporation Providing financial institution information or offers to user that are determined to be or will be travelling
US8984887B2 (en) 2011-09-25 2015-03-24 General Electric Company Combustor and method for supplying fuel to a combustor
US8550809B2 (en) 2011-10-20 2013-10-08 General Electric Company Combustor and method for conditioning flow through a combustor
US20130101729A1 (en) 2011-10-21 2013-04-25 John J. Keremes Real time cap flattening during heat treat
US9423137B2 (en) 2011-12-29 2016-08-23 Rolls-Royce Corporation Fuel injector with first and second converging fuel-air passages
US8438851B1 (en) 2012-01-03 2013-05-14 General Electric Company Combustor assembly for use in a turbine engine and methods of assembling same
US9182123B2 (en) 2012-01-05 2015-11-10 General Electric Company Combustor fuel nozzle and method for supplying fuel to a combustor
US9134023B2 (en) 2012-01-06 2015-09-15 General Electric Company Combustor and method for distributing fuel in the combustor
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
EP2644997A1 (en) 2012-03-26 2013-10-02 Alstom Technology Ltd Mixing arrangement for mixing fuel with a stream of oxygen containing gas
US9534781B2 (en) 2012-05-10 2017-01-03 General Electric Company System and method having multi-tube fuel nozzle with differential flow
US9212822B2 (en) 2012-05-30 2015-12-15 General Electric Company Fuel injection assembly for use in turbine engines and method of assembling same
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
RU2561956C2 (ru) 2012-07-09 2015-09-10 Альстом Текнолоджи Лтд Газотурбинная система сгорания
US8904798B2 (en) 2012-07-31 2014-12-09 General Electric Company Combustor
US9285121B2 (en) 2012-08-23 2016-03-15 General Electric Company Gas turbine cooling circuit including a seal for a perforated plate
US9335050B2 (en) 2012-09-26 2016-05-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine combustor
US20140090396A1 (en) 2012-10-01 2014-04-03 Peter John Stuttaford Combustor with radially staged premixed pilot for improved
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
US9423134B2 (en) * 2013-12-13 2016-08-23 General Electric Company Bundled tube fuel injector with a multi-configuration tube tip
US9587833B2 (en) 2014-01-29 2017-03-07 Woodward, Inc. Combustor with staged, axially offset combustion
EP2966350B1 (en) 2014-07-10 2018-06-13 Ansaldo Energia Switzerland AG Axial swirler
US9759426B2 (en) 2014-07-31 2017-09-12 General Electric Company Combustor nozzles in gas turbine engines
US20160061452A1 (en) 2014-08-26 2016-03-03 General Electric Company Corrugated cyclone mixer assembly to facilitate reduced nox emissions and improve operability in a combustor system
US9964043B2 (en) 2014-11-11 2018-05-08 General Electric Company Premixing nozzle with integral liquid evaporator
US9835333B2 (en) 2014-12-23 2017-12-05 General Electric Company System and method for utilizing cooling air within a combustor
US9901944B2 (en) 2015-02-18 2018-02-27 Delavan Inc Atomizers
US9939157B2 (en) 2015-03-10 2018-04-10 General Electric Company Hybrid air blast fuel nozzle
US20160265779A1 (en) 2015-03-11 2016-09-15 General Electric Company Twin radial splitter-chevron mixer with converging throat
US10101032B2 (en) 2015-04-01 2018-10-16 General Electric Company Micromixer system for a turbine system and an associated method thereof
US10215414B2 (en) 2015-04-22 2019-02-26 General Electric Company System and method having fuel nozzle
US20170260866A1 (en) 2016-03-10 2017-09-14 Siemens Energy, Inc. Ducting arrangement in a combustion system of a gas turbine engine
US10502425B2 (en) 2016-06-03 2019-12-10 General Electric Company Contoured shroud swirling pre-mix fuel injector assembly
CN108019774B (zh) 2016-11-01 2019-12-06 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 用于燃气轮机的预混合燃料喷嘴和燃烧室
US10352569B2 (en) 2016-11-04 2019-07-16 General Electric Company Multi-point centerbody injector mini mixing fuel nozzle assembly
US11041625B2 (en) 2016-12-16 2021-06-22 General Electric Company Fuel nozzle with narrow-band acoustic damper
US10634353B2 (en) 2017-01-12 2020-04-28 General Electric Company Fuel nozzle assembly with micro channel cooling
US10935245B2 (en) 2018-11-20 2021-03-02 General Electric Company Annular concentric fuel nozzle assembly with annular depression and radial inlet ports

Patent Citations (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1078789A (zh) * 1992-03-30 1993-11-24 通用电气公司 单级双模式燃烧器
US5341645A (en) * 1992-04-08 1994-08-30 Societe National D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation (S.N.E.C.M.A.) Fuel/oxidizer premixing combustion chamber
US6267583B1 (en) * 1998-04-15 2001-07-31 Mistubishi Heavy Industries, Ltd. Combustor
US20040035114A1 (en) * 2002-08-22 2004-02-26 Akinori Hayashi Gas turbine combustor, combustion method of the gas turbine combustor, and method of remodeling a gas turbine combustor
US20070256416A1 (en) * 2003-12-16 2007-11-08 Satoshi Dodo Combustor for Gas Turbine
US20060196975A1 (en) * 2005-03-01 2006-09-07 Hans-Christoph Magel Fuel injector for internal combustion engines
US20070017224A1 (en) * 2005-07-25 2007-01-25 General Electric Company Swirler arrangement for mixer assembly of a gas turbine engine combustor having shaped passages
US20070028617A1 (en) * 2005-07-25 2007-02-08 General Electric Company Air-assisted fuel injector for mixer assembly of a gas turbine engine combustor
US20080236165A1 (en) * 2007-01-23 2008-10-02 Snecma Dual-injector fuel injector system
US20100293953A1 (en) * 2007-11-02 2010-11-25 Siemens Aktiengesellschaft Combustor for a gas-turbine engine
CN103703318A (zh) * 2011-05-20 2014-04-02 西门子能量股份有限公司 用于燃烧***的热兼容支撑件
CN203671653U (zh) * 2013-12-12 2014-06-25 中航商用航空发动机有限责任公司 用于燃气轮机的燃烧室
US20150241065A1 (en) * 2014-02-21 2015-08-27 General Electric Company Combustor cap having non-round outlets for mixing tubes
CN104154567B (zh) * 2014-08-06 2015-12-09 西安热工研究院有限公司 一种旋转爆震燃烧室
CN108006695A (zh) * 2016-11-01 2018-05-08 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 优化用于燃气轮机的预混合燃料喷嘴的方法
CN108019779A (zh) * 2016-11-04 2018-05-11 通用电气公司 多点喷射微型混合燃料喷嘴组件
US20190093896A1 (en) * 2017-09-28 2019-03-28 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Nozzle comprising axial extension for a combustion chamber of an engine

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
孔凡实: "V形喷嘴的超声速引射器的数值模拟", 《浙江理工大学学报》 *
邹明勇等: "会聚型喷嘴内部形状参数对射流流场的影响", 《中国激光》 *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112146126A (zh) * 2020-09-24 2020-12-29 常熟理工学院 吸气式爆轰发动机的组合式雾化喷油结构
CN112146126B (zh) * 2020-09-24 2021-11-12 常熟理工学院 吸气式爆轰发动机的组合式雾化喷油结构
CN114517920A (zh) * 2020-11-19 2022-05-20 中国航发商用航空发动机有限责任公司 喷射装置、燃烧室头部、燃烧室和航空发动机
CN114517920B (zh) * 2020-11-19 2023-08-08 中国航发商用航空发动机有限责任公司 喷射装置、燃烧室头部、燃烧室和航空发动机

Also Published As

Publication number Publication date
US20200263873A1 (en) 2020-08-20
GB2583819A (en) 2020-11-11
CN111578311B (zh) 2022-01-04
AU2021257969B2 (en) 2023-06-01
AU2020200838B2 (en) 2021-08-05
GB202002076D0 (en) 2020-04-01
AU2020200838A1 (en) 2020-09-03
GB2583819B (en) 2023-04-05
US11156360B2 (en) 2021-10-26
AU2021257969A1 (en) 2021-11-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111578311B (zh) 燃料喷嘴组件
CN110220213B (zh) 用于燃气涡轮发动机的燃料喷射器组件
CN108019776B (zh) 中心体喷射器微型混合器燃料喷嘴组件
CN108019777B (zh) 多点中心体喷射器小型混合燃料喷嘴组件
CN111197764B (zh) 环形同心燃料喷嘴组件
CN108019775B (zh) 具有混合套筒的小型混合燃料喷嘴组件
CN111998389B (zh) 多点喷射微型混合燃料喷嘴组件
AU2018282440B2 (en) Jet swirl air blast fuel injector for gas turbine engine
CN109708146B (zh) 蜗壳驻涡燃烧器组件
CN109708147B (zh) 渐开线式驻涡燃烧器组件
AU2019271909B2 (en) Premixed fuel nozzle

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