用于燃烧动力学时域分析的方法和系统，其提供燃烧动力学分析系统（４１０）。燃烧动力学分析系统（４１０）包括具有涉及燃气涡轮发动机（１００）中的燃烧器系统的信息的数据库（４２０），燃烧器系统包括联接为与燃烧室（１０６）流动连通的进口管，通信地联接到所述数据库的处理器，所述处理器构造为读取数据库中的信息的至少部分且然后：确定进口管中行进的波的特征方程，确定燃烧室中的声学压力振荡，使用特征方程和确定的声学压力振荡确定进口管中的压力波动，且输出确定的压力波动的指示。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术 一般地涉及燃烧动力学分析，且更特定地涉及用于燃烧动力 学时域分析的方法和系统。
技术介绍
目前，燃烧动力学分析由包括一维燃烧几何模态分析的多种方法和 使用大涡流模拟，用化学反应的三维瞬态计算流体动力学完成。迄今为 止，没有用于计算燃烧动力学幅度的已知工具，且用于燃烧动力学分析 的当前工具具有几个显著的问题，例如仅为一维。最近试验证据显示甚 至在低频率时真正的热声学三维性，从而违背该工具的一个基本假设。 同样，用于燃烧动力学分析的当前工具不能处理在高幅度动力学中出现 的非线性，且不能计算幅度。
技术实现思路
在 一 个实施例中，提供用于燃烧器系统燃烧动力学时域分析的方 法。燃烧器系统包括联接为与燃烧室流动连通的进口管。该方法包括确 定进口管中行进的波的特征方程，确定燃烧室中的声学压力振荡，和使 用特征方程和确定的声学压力振荡确定进口管中的压力波动。在另 一 实施例中，燃烧动力学分析系统包括包含涉及燃气涡轮发动 机中燃烧器系统的信息的数据库，燃烧器系统包括联接为与燃烧室流动 连通的进口管、通信地联接到所述数据库的处理器，所述处理器构造为 读取数据库中的信息的至少部分且然后确定进口管中行进的波的特征 方程，确定燃烧室中的声学压力振荡，使用特征方程和确定的声学压力 振荡确定进口管中的压力波动，且输出确定的压力波动指示。在又 一 实施例中，燃烧动力学分析系统包括包含涉及燃气涡轮发动 机中燃烧器系统的信息的数据库，燃烧器系统包括联接为与燃烧室流动 连通的进口管、通信地联接到所述数据库的处理器，所述处理器构造为 读取数据库中的信息的至少部分且然后确定进口管中第一方向行进的 波和进口管中第二相反方向行进的波的特征方程。处理器进一步构造为 确定燃烧室中声学压力振荡，且使用特征方程和确定的声学压力振荡确 定进口管中压力波动。附图说明图1为依据本专利技术的实施例的示范性的燃气涡轮发动机的示意性图示；图2为包括旋喷器(swozzle)的燃烧器的简化示意性图表；图3为利于时域计算燃烧动力学的示范性方法的流程图，其具有以多维几何确定管道设备例如孔的非线性行为的能力；和图4为包括服务器系统和多个连接到服务器系统的客户机子系统的燃烧动力学分析系统(CDAS)的简化方块图。具体实施方式尽管方法和系统在此在工业环境中使用的燃气涡轮发动机范围内 描述，可以预期，在此描述的方法和系统在其他燃烧涡轮机系统中有 效，包括但不限于，在飞行器中安装的涡轮机。此外，在此陈列的原理 和教示可应用于使用不同可燃燃料的燃气涡轮发动机，例如但不限于， 天然气、液化天然气(LNG)、汽油、煤油、柴油燃料、喷射燃料以及 其混合物。因此，以下的描述仅以图示的方式陈列，而不是限制。本专利技术的不同实施例使用时域方法，其中包括波的基础物理学方 法，连同与通过具有流体流动阻力的通道的高振荡流动有关的非线性能 量损失。包括与振荡的空气和燃料流动相关的热声学，使得在多旋喷器 下游的燃烧室内的三维交叉串扰传送空气和燃料到火焰区内，以及在燃 料侧通过燃料回路的相互作用，如受由燃料振荡引起的压力振荡的影 响，由于通过燃料回路的后孔的时变压降，其又引起进一步的燃料振 荡。图1为依据本专利技术的实施例的示范性的燃气涡轮发动机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 包括燃烧器组件内部壁105，其至少部分地限定燃烧室106。燃烧室106 具有延伸通过其的中心线107。在示范性的实施例中，发动机100包括 多个燃烧器组件104。燃烧器组件104,且更具体地，燃烧室106联接 为在压缩机102的下游且与其流动连通。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110)。在示范性的实施例中，燃烧室106大致为圆柱形且联接为与涡轮机108流动连通。涡轮机108 可旋转地联接到且驱动转子110。压缩机102也可旋转地联接到轴110。在操作中，空气流动通过压缩机102且相当大数量的压缩空气供应 到燃烧器组件104。组件104也与燃料源(图1中未显示)流动连通且 引通燃料和空气到燃烧室106。在示范性的实施例中，燃烧器组件104 在燃烧室106内点燃且燃烧燃料，例如合成气体(合成气)，其产生大 约1316。C到1593。C ( 2400。F到2卯0。F )的高温燃烧气体流(图1中未 显示)。可替换地，组件104燃烧包括但不限于天然气和/或者燃料油的 燃料。燃烧器组件104引通燃烧气体流到涡轮机108,其中气体流热能 转化为机械旋转能。图2为包括燃料喷嘴122的燃烧器104的截面示意图。在示范性的 实施例中，空气雾化液体燃料喷嘴(未显示)联接到燃料喷嘴122以提 供双燃料能力且为了清楚已被省略。此外，燃料喷嘴122包括中心线轴 线且经由燃料喷嘴凸缘联接到端盖。在示范性的实施例中，燃料喷嘴122包括联接到燃料喷嘴凸缘的会聚管。会聚管包括径向外部表面。燃料喷嘴122也包括径向内部管，其经由管-凸缘波紋管联接到燃料喷嘴凸缘。管-凸缘波紋管利于补偿在会 聚管和燃料喷嘴凸缘之间的变化热膨胀率。在示范性的实施例中，会聚管和径向内部管限定大致环形的第一预混燃料供应通道。此外，在示范 性的实施例中，燃料喷嘴122包括大致环形的内部管，其与径向内部管 合作限定第二预混燃料供应通道。环形内部管部分地限定扩散燃料通道 且经由空气管-凸缘波紋管联接到燃料喷嘴凸缘，这利于补偿在环形内部 管和燃料喷嘴凸缘之间的变化热膨胀率。上述通道联接为与燃料源流动连通。例如，在示范性的实施例中，扩散燃料通道接收其中的空气雾化 液体燃料喷嘴。在示范性的实施例中，燃料喷嘴122包括大致环形的进口流动调节 器(IFC) 。 IFC包括具有多个穿孔的径向外部壁和定位在IFC的后端且 在外部壁和会聚管的径向外部表面之间延伸的端壁。IFC的径向外部壁 和端壁以及会聚管的径向外部表面在其中限定大致环形的IFC室。IFC 室经由穿孔与冷却通道流动连通。在示范性的实施例中，燃料喷嘴122 也包括联接到IFC的径向外部壁的管状过渡件。过渡件限制大致环形的过渡室，其相对于环形IFC室大致同心地对准且定位为使得IFC出口通 道在环形IFC室和环形过渡室之间延伸。在示范性的实施例中，燃料喷嘴122也包括与气体燃料喷射使用的 空气涡旋器组件或者旋喷器组件180。旋喷器为涡旋器和喷嘴的组合， 在中心带有附加的喷嘴。旋喷器包括联接到管状过渡件的大致管状的罩 和联接到会聚管、径向内部管和环形内部管的大致管状的毂。罩和毂在 其中限定环形室，其中多个中空转向叶片在罩和毂之间延伸。环形室联 接为与IFC的环形过渡室流动连通。穀限定多个初级转向叶片通道，其 联接为与预混燃料供应通道流动连通。多个预混气体喷射口限定在中空转向叶片内。类似地，毂限定多个次级转向叶片通道，其联接为与预混 燃料供应通道和多个限定在转向叶片内的次级气体喷射口流动连通。进 口室以及初级和次级气体喷射口联4妄为与出口室流动连通。在示范性的实施例中，燃料喷嘴122进一步包括大致环形燃料-空气 混合通道，其由管状罩延伸件和管状穀延伸件限定。环形燃料-空气混合 通道联接为与出口室流动连通，且管状罩延伸件和管状毂延伸件每个分 别联接到罩和毂。本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种燃烧动力学分析系统（４１０），其包括： 包括涉及燃气涡轮发动机（１００）中燃烧器系统的信息的数据库（４２０），燃烧器系统包括联接为与燃烧室（１０６）流动连通的进口管； 通信地联接到所述数据库的处理器，所述处理器构造为读取数据库中的信息的至少部分且然后： 确定进口管中行进的波的特征方程； 确定燃烧室中的声学压力振荡； 使用特征方程和确定的声学压力振荡确定进口管中的压力波动；和 输出确定的压力波动的指示。
【技术特征摘要】
US 2006-10-13 11/5493141.一种燃烧动力学分析系统(410)，其包括包括涉及燃气涡轮发动机(100)中燃烧器系统的信息的数据库(420)，燃烧器系统包括联接为与燃烧室(106)流动连通的进口管；通信地联接到所述数据库的处理器，所述处理器构造为读取数据库中的信息的至少部分且然后确定进口管中行进的波的特征方程；确定燃烧室中的声学压力振荡；使用特征方程和确定的声学压力振荡确定进口管中的压力波动；和输出确定的压力波动的指示。2. 根据权利要求1所述的系统，其中所述处理器进一步构造为输 出基于确定的波动的控制信号，使得利于确定的波动在幅度和频率的至 少一个中减少。3. 根据权利要求1所述的系统，其中所述处理器进一步构造为将 控制信号输出到改变进口管尺度的设备。4. 根据权利要求1所述的系统，其中所述处理器进一步构造为使 用特征方程确定通过进口管行进的波的压力，其使第一位置处的第一压 力与第二位置处的第二压力和在第一和第二位置之间的质量流量相 关。5. 根据权利要求4所述的系统，其中所述处理器进一步构造为在 波的第二一维元素上在不同的方向叠置波的第——维...
【专利技术属性】
技术研发人员：JJ林奇，JC因泰尔，K麦马汉，MW平森，T罗姆，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：US[美国]
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