CN102099628B - 燃烧器中的燃料分级 - Google Patents

燃烧器中的燃料分级 Download PDF

Info

Publication number
CN102099628B
CN102099628B CN200980111287.2A CN200980111287A CN102099628B CN 102099628 B CN102099628 B CN 102099628B CN 200980111287 A CN200980111287 A CN 200980111287A CN 102099628 B CN102099628 B CN 102099628B
Authority
CN
China
Prior art keywords
fuel
flame
combustion chamber
air
burner
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.)
Expired - Fee Related
Application number
CN200980111287.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102099628A (zh
Inventor
V·米洛萨夫莱维克
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.)
Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
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 Siemens AG filed Critical Siemens AG
Publication of CN102099628A publication Critical patent/CN102099628A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102099628B publication Critical patent/CN102099628B/zh
Expired - Fee Related 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
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/343—Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous combustion
    • 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
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/346—Feeding into different combustion zones for staged combustion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D2900/00—Special features of, or arrangements for burners using fluid fuels or solid fuels suspended in a carrier gas
    • F23D2900/00015—Pilot burners specially adapted for low load or transient conditions, e.g. for increasing stability

Abstract

本发明涉及一种在用于燃气涡轮发动机的燃烧室的燃烧器启动时进行分级操作的方法。本发明的一个目标是在所有的发动机负载条件下，使用于燃气涡轮机燃烧室的贫油-富油部分预混低排放燃烧器的燃烧稳定。所述方法包括以下步骤：将混合了空气(24)的燃料(23)加入到导引燃烧室(5)；利用在导引燃烧室(5)上游端提供的点火器(34)给混合物点火，以使导引燃烧室(5)内部出现贫油火焰(35)并提供自由基(32)流和热量；在燃烧间上游端的导引燃烧室(5)的出口(6)的外部，施加燃料(30b)和空气(27)的旋流，以产生并维持主贫油火焰(7)；逐渐增加用于建立完全负载级的空气(12)和燃料(14)旋流到至少一个通道(10，11)。

Description

燃烧器中的燃料分级
技术领域
本发明涉及优选用在燃气涡轮发动机中的燃烧器，更具体地涉及适于使发动机燃烧稳定的燃烧器的燃料分级，而且进一步涉及用导引燃烧室(pilot combustor)来提供燃烧产物以使主贫油预混燃烧稳定的燃烧器中的燃料分级。 
背景技术
燃气涡轮发动机被用在包括发电、军用商用航空、管道运输以及海运在内的各种应用中。在以LPP模式工作的燃气涡轮发动机中，燃料和空气被提供给燃烧室，并在此混合后被火焰点燃，从而开始燃烧。除热效率、燃料和空气的适当混合之外，与燃气涡轮发动机的燃烧过程有关的主要问题与火焰稳定、脉动和噪声消除以及污染排放物的控制有关，特别是与氮氧化物(NOx)、CO、UHC、烟和颗粒排放物有关。 
专利申请EP 1 659 339 A1公开了一种优选燃烧合成气的燃烧器的启动方法，包括在提供燃料和空气混合物的旋流器喷嘴中心处设置扩散火焰导引燃烧器的操作。美国专利5,321,948A1公开了一种预混干式低NOx的燃料分级燃烧室，包括交错排列的至少两个同心汽缸，两个气缸之间形成通道以将燃料和空气的混合物提供至燃烧区域中。 
工业燃气涡轮发动机在以LPP模式工作时，是通过添加比燃烧过程本身所需的空气更多的空气来降低火焰温度的。不发生反应的多余空气在燃烧过程中必须被加热，其结果是燃烧过程的火焰温度被降低(低于化学计量点(或称理论配比点))，从大约2300K降低到1800K，甚至更低。要求降低火焰温度是为了显著降低NOx排放物。被证明是降低NOx排放物最成功的方法是使燃烧过程贫油(lean)，从而使火焰的温度降低到低于使二价氮原子和氧原子(N2和O2)分离并重新结合成NO和NO2的温度。旋流稳定燃烧流通常用在工业燃气涡轮发动机中，以便通过上面指出的通过在中心线周围产生逆流(旋流引起的回流区，Swirl InducedRecirculating Zone)，从而使逆流将热和自由基返回进入的未燃烧燃料和空气的混合物中使燃烧稳定。需要用之前发生反应的燃料和空气的热和自由基来开始(使燃料裂解，开始链锁分支过程)并维持新鲜的未反应燃料和空气混合物的稳定燃烧。燃气涡轮发动机中的稳定燃烧要求循环燃烧过程产生的燃烧产物运送回上游以开始燃烧过程。火焰前缘稳定在旋流引起的回流区的剪切层。在剪切层中，“空气/燃料混合物的局部湍流 火焰速率”必须要高于“局部空气/燃料混合物速度”，从而使得火焰前缘/燃烧过程能够被稳定。 
贫油预混燃烧不如扩散火焰燃烧稳定的内在原因如下： 
1.将火焰温度从2300K降低到1700-1800K所需的空气量大约是化学计量燃烧所需空气量的两倍。这样总体的燃料/空气比(Ф)非常接近(0.5左右或者低于0.5；Ф≥0.5)或者近似于预混火焰出现贫油熄灭时的燃料/空气比。在这些条件下，火焰以周期方式局部熄灭，再重燃。 
2.接近贫油熄灭极限时，贫油局部预混火焰的火焰速率对于当量比波动非常敏感。火焰速率的波动可以导致火焰前缘(旋流引起的回流区)的空间波动/运动。预混火焰较不稳定的易于移动的火焰前缘导致周期性的热释放率，这又会导致火焰运动、不稳定的流体动态过程以及热力学-声学不稳定性的发展。 
3.当量比波动可能是将不稳定的热释放与不稳定的压力振动相联接的最常见耦连机理。 
4.为了使燃烧充分贫油，为了能够显著降低NOx排放，发动机中使用的几乎所有的空气都必须通过喷射器与燃料预混合。因此，燃烧器中的所有燃料流应是有反应可能的，并且要求开始燃烧的那个点是固定的。 
5.当发生反应所需的热量是稳定性限制因子时，燃料/空气当量比的非常小的暂时波动(可能由燃料的振动引起，或者由通过燃烧器/喷射器的空气流动引起)可以使火焰局部熄灭、重燃。 
6.预混火焰稳定性降低的又一非常重要的原因是燃料和空气混合的陡峭梯度会从燃烧过程中被消除。这使得预混流在温度足以产生反应的任何地方都是可燃烧的。当火焰可以更易于在多个位置出现时，会变得更加不稳定。使预混火焰稳定在固定位置的唯一方法基于未燃烧的预混燃料和空气与燃烧的热产物混合所产生的温度梯度(在温度太低时，不会出现火焰)。这使得热量的产生、辐射、扩散和对流所产生的热梯度成为使预混火焰稳定的一种方法。流体的辐射加热不会产生陡的梯度；因此，稳定性肯定是由热量产生、扩散以及对流到预反应区而造成的。扩散仅会在层流中产生陡峭的梯度，而不会在湍流中产生，仅使得对流和能量产生来产生火焰稳定所需的陡峭梯度，这实际上是热梯度和自由辐射梯度。热梯度和自由辐射梯度是通过在旋流引起的回流区中通过回流燃烧产物的相同机制产生、扩散和对流的。 
7.在预混流以及扩散流中，引起分离的快速膨胀和旋流回流通常被用来在预反应的燃料和空气中产生热梯度和自由基。 
文献WO 2005/040682A2描述了一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器的、使用导引火焰来帮助维持燃烧过程并使燃烧过程稳定的解决方案。 
当点火器与现有技术的燃烧器中一样被置于外部回流区时，进入此区域的燃料/空气混合物通常必须被制成富油的，以便使得火焰温度足够热，从而维持该区域的稳定燃烧。在主预混燃料和空气流变得足够富油、足够热，并具有足够量的自由基之前，火焰通常不会传播到主回流区，而这些是在较高的燃料流速下发生的。当火焰在点火后不久不能从外部回流区传播到内部主回流区时，必须在发动机速率开始增加时，使火焰以较高的压力传播。仅在燃烧室压力开始上升之后，主火焰开始从外部回流区的传播会导致自由基更快速向低的平衡水平重新平衡，这是不期望的特性，对于在主回流区的前驻点点燃火焰的情况而言，它是是起反作用的。直到导引器将总体温度(bulk temperature)升高到某一水平时，主回流区才会点火，其中在所述某一水平处，主回流区中夹带的自由基和预混燃料和空气中加入自由基的产物的平衡水平足以点燃主回流区。在使火焰从外部传播到主回流区的过程中，大量的燃料不燃烧就以未点燃的主预混燃料和空气混合物离开发动机。如果火焰在某个燃烧器中是在同一发动机中的其他燃烧器之前转移到主回流区的，那么将会出现问题，原因在于由于所有的燃料都被燃烧，因而火焰被稳定在内部的燃烧器会烧得更热。这导致燃烧器与燃烧器之间的温度不同，而这可能会损坏发动机组件。 
发明内容
作为示例，本文描述了根据本发明的燃料分级的各种方案，连同用于燃气涡轮机燃烧室的贫油-富油部分预混低排放燃烧器，其在所有发动机负载条件下都提供稳定的点火和燃烧过程。该燃烧器根据如下原理工作，即：将热量和高浓度的自由基从导引燃烧室(pilot combustor)的排放口中“供应”到在贫油预混空气/燃料旋流中燃烧的主火焰，从而维持主贫油预混火焰的快速稳定燃烧。导引燃烧室供应热量，并将高浓度的自由基直接补充到前驻点和主旋流引起的回流区的剪切层，主贫油预混流与导引燃烧室提供的热的燃烧气体产物在此混合。这允许主预混空气/燃 料旋流燃烧的更贫油的混合和更低的温度，不然在燃烧器的工况下其不能在旋流稳定回流自维持。 
根据本发明的第一方面，本文提出了一种由权利要求1的特征所表征的用于燃料分级的方法。 
本发明的其它方面体现在从属权利要求中。 
燃烧器采用： 
由径向旋流器产生-赋予到燃料流中的空气/燃料的旋流，旋流数SN为0.7以上(其大于临界值SN＝0.6)； 
靠近前驻点被释放的活性物-非平衡自由基， 
具有多个燃道装置的特殊类型的燃烧器几何形状，并且 
燃烧器内的燃料和空气内部分级使所有燃气涡轮机工况下的燃烧过程稳定。 
简而言之，在所有的发动机负载条件下，所公开的燃烧器都提供稳定点火和燃烧过程。与本发明的燃烧器有关的一些重要特征是： 
燃烧器元件的几何方位； 
在燃烧器内分级的燃料和空气量； 
在不同的发动机/燃烧器工况下产生的所需活性物-基的最小量； 
燃料属性； 
在不同发动机工况下燃料和空气的混合； 
赋予的旋流水平(imparted level of swirl)； 
多个(最小是双燃道)燃道布局。 
为了达到尽可能低的排放水平，本发明的目标是在贫油预混通道的出口具有一致的混合属性。本公开覆盖如下情况：在燃烧器内存在两个不同的燃烧区，在这两个燃烧区中，燃料总是同时燃烧。两个燃烧区都是旋流稳定的，燃料和空气在燃烧过程前被预混合。超过90％的燃料都被燃烧的主燃烧过程是贫油的。支持性燃烧过程发生在小的导引燃烧室内部，其中最多有1％的总燃料流被消耗，该过程可以是贫油的，化学计量的(或称理论配比的)和富油的(当量比Ф＝1.4或者更高)。 
所公开的燃烧器和现有技术文献中给出的燃烧器之间的一个重要的不同之处在于：由于本发明使用从导引燃烧室的燃烧区沿导引燃烧室的中心线向下游方向引导的未熄自由基流，所以在导引燃烧室中不需要非 流线体，所述自由基流通过导引燃烧室的喉状部的全开区域在导引燃烧室的出口被释放。 
小导引燃烧室中的支持性燃烧过程可以是贫油的、化学计量的或者富油的，并在所有的发动机负载条件下都能提供稳定点火和燃烧过程的主要原因与燃烧效率有关。由于高的表面面积导致导引燃烧室壁上的火焰熄灭，所以发生在小燃烧室导引器中的燃烧过程效率低。不管是贫油的、化学计量的或者富油的情况，低效率的燃烧过程会产生大量的活性物--自由基，需要这些活性物来提高主贫油火焰的稳定性，且他们对于本燃烧器的设计/发明的成功工作是有益的(注：预混贫油空气/燃料混合物中出现的火焰在本文中被称作贫油火焰)。 
要维持(但不点火，原因是小导引燃烧室可以作为火舌式点火器)主回流区的剪切层在低于主贫油火焰的贫油熄灭(Lean Blow Off，简称LBO)极限下(大致是T＞1350K， 
Figure BPA00001232111000051
)的燃烧可能是非常困难的。发动机在低于主贫油火焰的LBO极限下工作时，在本燃烧器设计中，使用/提供附加的小燃烧室导引器的“分级(staging)”。用来冷却小导引燃烧室内壁的空气(通过结合撞击和对流冷却来进行)占流过燃烧器的总空气的大约5-8％，其在到达旋流器前与燃料预混合。可以将相对大的燃料量加入到小导引燃烧室冷却空气中，这对应非常富油的当量比( 
Figure BPA00001232111000052
)。旋流冷却空气、燃料以及来自小导引燃烧室的热燃烧产物可以非常有效地维持主贫油火焰在低于、处在、大于LBO极限时的燃烧。燃烧过程是非常稳定、有效的，其原因在于与燃料预混合的热燃烧产物和非常热的冷却空气(大于750℃)将热和活性物(自由基)提供给主火焰回流区的前驻点。在此燃烧过程中，与预混合了燃料的非常热的冷却空气(大于750℃)结合的小导引燃烧室充当了无焰燃烧器，在此处，反应物(氧气和燃料)与燃烧产物预混合，并且在旋流引起的回流区的前驻点产生分散火焰。 
为了使本申请中公开的燃烧器能正常工作稳定运行，要求赋予的旋流水平和旋流数大于临界值(不低于0.6，不大于0.8)，在该临界值处旋涡瓦解--回流区会形成，并且会固定地位于多燃道布局中。前驻点P应位于燃道内，并处于导引燃烧室的出口处。此要求的主要原因在于： 
如果赋予的旋流水平低而且所产生的旋流数低于0.6，则对于大部分燃烧器的几何结构而言，会形成弱回流区，从而出现不稳定的燃烧。 
需要有强回流区来将热量和自由基从之前燃烧的燃料和空气中朝火焰前缘方向传回上游。需要确实的强回流区来提供剪切层区域，在该剪切层区域中，湍流火焰速率可以“匹配”或者与局部的燃料/空气混合物成正比例，并且可以建立起稳定的火焰。主回流区的剪切层中建立起来的火焰前缘必须是稳定的，火焰前缘不会出现周期运动或者移动。赋予的旋流数可以是高的，但不应高于0.8，原因在于，如果为0.8或者高于0.8，那么超过总燃料流80％的燃料流会回流回去。旋流数的进一步增长不会再使燃烧产物回流物的量再增长，在回流区的剪切层中的火焰会遇到高的湍流和张力，这可能导致火焰熄灭、局部熄灭和重燃。本公开覆盖如下情况：任何类型的旋流发生器--径向的、轴向的、轴向-径向的--都可以用在该燃烧器中。在本公开中，示出的是径向旋流器构形。 
燃烧器利用了火焰的空气动力学稳定性，并在多燃道布局中，将火焰局限于稳定区--回流区。多燃道布局是本发明提供的燃烧器设计的一个重要特征，其原因如下。该燃道(或者称作扩散器)： 
提供了将火焰驻定(anchor)在空间预定位置的火焰前缘(主回流区)，而不需要将火焰驻定在固体表面/非流线形体上，这样就避免了高的热负荷以及与燃烧器机械完整性有关的问题； 
几何形状(燃道半角α和长度L)对于控制与旋流数关联的回流区的大小和形状是重要的。回流区的长度粗略地与2-2.5倍的燃道长度成正比例； 
最佳长度L的数量级L/D＝1(D是燃道喉状部的直径)。燃道的最小长度不应该比L/D＝0.5小，并且不大于L/D＝2； 
最佳半角α不应小于20度，并且不大于25度，这样与较不局限的火焰前缘相比，允许在稳定性降低之前有较低的旋流；以及 
由于燃烧造成的热气体的膨胀使回流区中自由基的传输时间减小，因此最重要的任务就是控制回流区的大小和形状。 
附图说明
图1是简化的横截面图，其示意性地示出了根据本发明各方面的封装在外壳中的燃烧器，但是该图中并没有示出燃烧器如何配置在所述外壳内部的具体细节。 
图2是燃烧器的横截面图，其示意性地示出了对称轴上的区段，绕 对称轴的旋转形成一个旋转体，其显示了燃烧器的布局。 
图3示出了火焰随旋流数、赋予的旋流水平和当量比变化的火焰稳定极限的图示。 
图4a示出了燃烧室近场空气动力学的图示。 
图4b示出了燃烧室近场空气动力学的图示。 
图5示出了湍流强度的图示。 
图6示出了弛豫时间(relaxation time)随燃烧压力变化的图示。 
具体实施方式
下文将参考所公开的附图，更加详细地描述多个实施例。 
在图1中，用具有外壳2的燃烧器1来描述燃烧器，外壳2封装了燃烧器组件。 
为清楚起见，图2示出了旋转对称轴上的燃烧器的横截面图。燃烧器的主要部分是径向旋流器3、多个燃道4a，4b，4c和导引燃烧室5。 
如前所述的，燃烧器1是根据如下原理工作的，即：将热量和高浓度的自由基从导引燃烧室5的排放口6“供应”到在贫油预混空气/燃料旋流中燃烧的主火焰7，从而维持主贫油预混火焰7的快速稳定燃烧，其中贫油预混空气/燃料旋流出自第一贫油预混通道10的第一出口8和第二贫油预混通道11的第二出口9。所述第一贫油预混通道10由多个燃道的壁4a和4b形成，并介于这两者之间。第二贫油预混通道11由多燃道的壁4b和4c形成，并介于这两者之间。多燃道的最外面的旋转对称壁4c配备有延伸部4c1，以提供多燃道布局的最佳长度。第一贫油预混通道10和第二贫油预混通道11配备有旋流器翼，构成旋流器3，以将旋转施加到穿过通道的空气/燃料混合物中。 
空气12在所述第一通道和第二通道处的入口13处被提供给第一贫油预混通道10和第二贫油预混通道11。根据所示的实施例，旋流器3位于第一通道和第二通道的入口13附近。而且，燃料14是通过管道15引入到空气/燃料旋流中的，管道15配备了小的扩散孔15b，这些孔位于旋流器3两翼之间的空气12的入口13处，籍此，燃料以喷射方式通过所述孔分散到空气流中，并与空气流有效混合。额外的燃料可以通过从第一通道10伸出的第二管道16添加。 
当贫油预混空气/燃料流燃烧时，产生主火焰7。火焰7在主回流区 20(下文有时也简写为RZ)周围形成圆锥形的旋转对称剪切层18。在这个示例燃道4c中，火焰7被包围在最外侧燃道的延伸部4c1的内部。 
导引燃烧室5供应热量，并将高浓度的自由基直接补充到前驻点P和引入主旋流的回流区20的剪切层18中，主贫油预混流在此与导引燃烧室5提供的热气体产物混合。 
导引燃烧室5配备有壁21，壁21包围着用于导引燃烧区22的燃烧间。空气通过燃料通道23和空气通道24被供应到燃烧间。在导引燃烧室5的壁21周围，有分配板25，分配板的板面上有孔。所述分配板25与所述壁21间隔一定距离，形成冷却空间层25a。冷却空气26通过冷却入口27被吸入，并来到所述分配板25的外部，届时，冷却空气26分布在导引燃烧室的壁21上，以有效冷却所述壁21。在经过所述冷却后，冷却空气26通过设置在导引燃烧室5的导引燃道29周围的第二旋流器28释放。通过给设置于冷却空间层25a外部周围的管子30中供应燃料，其他燃料可被加入到燃烧的主贫油火焰7中。然后所述其他燃料出来，进入到第二旋流器28中，在此，目前正热的冷却空气26和通过管子30添加的燃料被有效混合。 
可以将相对大量的燃料加入到小导引燃烧室5冷却空气中，这对应着非常富油的当量比( )。来自小导引燃烧室的旋流冷却空气、燃料以及热的燃烧产物可以非常有效地维持主贫油火焰7在低于、处在、大于LBO极限情况下的燃烧。燃烧过程非常稳定、有效，其原因在于：热的燃烧产物和与燃料预混合的非常热的冷却空气(大于750℃)将热量和活性物(自由基)提供给主火焰回流区20的前驻点P。在该燃烧过程中，与预混合了燃料的非常热的冷却空气(大于750℃)结合的小导引燃烧室5充当了无焰燃烧器，反应物(氧气和燃料)在此与燃烧产物预混合，在旋流引起的回流区20的前驻点P产生分散的火焰。 
为了使本申请中公开的燃烧器1能正常稳定地工作运行，要求赋予的旋流水平和旋流数大于临界值(不低于0.6，不大于0.8，参见图3)，在所述临界值处，旋涡会瓦解--回流区20会形成并且会固定地位于多燃道4a，4b，4c布局中。前驻点P应位于燃道4a，4b，4c内导引燃烧室5的出口6处。此要求的一些主要原因在发明内容部分提到过。另外的原因在于： 
如果旋流数大于0.8，则旋流会延伸到燃烧室的出口，这可能导致汽 轮机随后的导向叶片过热。 
以下给出对赋予的旋流水平和旋流数要求的概述。参见图4a和4b。 
赋予的旋流水平(切向力矩和轴向力矩之间的比率)必须高于临界水平(0.4-0.6)，从而使得能够形成稳定的中心回流区20。临界旋流数SN也随燃烧器的几何形状而变，这也就是它在0.4和0.6之间变化的原因。如果赋予的旋流数小于等于0.4，或者在0.4-0.6的范围内，则主回流区20根本不会形成，或者在低的频率(低于150Hz)下可以周期性形成、消失，所产生的空气动力学可能是非常不稳定的，会导致瞬变的燃烧过程。 
在稳定、不变的回流区20的剪切层18中，如有强的速度梯度和湍流水平，则火焰可以在以下条件下稳定： 
湍流火焰速度(ST)＞燃料/空气混合物的局部速率(UF/A)。 
回流产物是位于回流区20内的热源和活性物(通过箭头1a和1b标示)，在燃烧器1的混合区段下游空间和时间上必须是静止的，以能够高温分解进来的燃料和空气混合物。如果稳定的燃烧过程不占主导地位，那么会出现热学-声学不稳定性。 
旋流稳定火焰的长度是短达喷射火焰的五分之一，并且具有明显较为贫油的吹灭极限。 
预混或湍流扩散燃烧旋流提供了一种有效的燃料和空气预混合方式。 
夹带进入回流区20的剪切层的燃料/空气混合物与回流区的强度、旋流数和特征回流区速率URZ成比例。 
该特征回流区速率URZ可以表示为： 
URZ＝UF/A f(MR，dF/A，cent/dF/A，SN)， 
其中MR＝rcent(UF/A，cent)2/rF/A(UF/A)2 
实验(Driscoll1990，Whitelaw1991)表明 
RZ强度＝(MR)exp-1/2(dF/A/dF/A，cent)(URZ/UF/A) 
(b/dF/A)， 
并且MR应该＜1。 
(dF/A/dF/A，cent)仅对于湍流扩散火焰而言是重要的。 
回流区的大小/长度是“固定的”，与2-2.5dF/A成比例。 
在SN＝0.8之上，不管SN再增加到多高，大约不超过80％的物质质量会回流。 
在燃烧器喉状部下游增加燃道-分散壁改善了回流(Balchelor 67，Hallet 87，Lauckel 70，Whitelow 90)；Lauckel 70表明最佳的几何形状参数是：α＝20°-25°；L/dF/A，min＝1或者更高。 
这意味着dquarl/dF/A＝2-3，但火焰稳定性表明对于接近2的值，可达到更贫油的贫油吹灭极限(Whitelaw 90)。 
实验和实际经验还表明由于存在逆燃风险，因而对预混火焰而言，UF/A应该高于30-50m/s(Proctor 85)。 
如果在燃道出口处设置背面步骤(backfacing step)，则形成外部RZ。外部RZ的长度LERZ通常为2/3hERZ。 
活性物--自由基 
在旋流稳定燃烧中，通过将热量和自由基31从之前燃烧的燃料和空气中向上游送回火焰前缘7来使燃烧过程开始并达稳定。如果燃烧过程非常贫油，如贫油部分预混燃烧系统中的情况那样，那么将会造成燃烧温度低，自由基的平衡水平也非常低。同样，在高发动机压力下，由燃烧过程产生的自由基很快松驰到(或称重新平衡到)与燃烧产物的温度相对应的平衡水平，参见图6。这是由于该自由基松驰到平衡态的速率是随着压力的增加而呈指数级地增加的，而另一方面，自由基的平衡水平是随着温度的降低而呈指数级降低的。用于使燃烧开始的自由基的水平越高，燃烧过程就会越快速、越稳定。在较高压力下，现代燃气涡轮发动机中的燃烧器在贫油部分预混模式下工作时，自由基的松驰时间相比自由基从其在主回流区20的剪切层18中产生的那点往回向上游朝向火焰前缘7和主回流区20的前驻点P向下游对流(用箭头31表示)所需的“运送”时间可能要短。结果，等到主回流区20内反向流动的自由基31 的流将自由基31送回火焰前缘7时，并且当自由基开始与从第一通道10和第二通道11进入的“新鲜”预混贫油燃料和空气混合物在前驻点P混合以点燃/维持燃烧过程时，自由基31可能已经达到低的平衡水平。 
本发明利用自由基32的高的不平衡水平来使主贫油燃烧7稳定。在本发明中，小导引燃烧室5的尺寸被保持成小的，大多数的燃料燃烧发生在贫油预混主燃烧室(7和18处)中，而不是在小导引燃烧室5中。小导引燃烧室5能够被保持成小尺寸，原因在于自由基32是在靠近主回流区20的前驻点P处被释放的。这通常是将额外的热量和自由基供应到旋流稳定燃烧的最为有效的位置(7)。由于小导引燃烧室5的出口6位于主贫油回流20的前驻点P，所以熄灭和利用自由基32之间的时间比例非常短，不允许自由基32松驰到低的平衡水平。主贫油回流区20的前驻点P被维持，并在小导引燃烧室5的出口6处在空气动力学上稳定于燃道区段4a中。为了保证小导引燃烧室5内与贫油、化学计量或者富油燃烧(区域22)的距离和时间尽可能短和直接，小导引燃烧室5的出口的位置被定位在中心线上小导引燃烧室5的喉状部33处。在中心线上小导引燃烧室5喉状部33处，在燃道区段4a内，自由基32与来自管子30和空间25a的充分预加热的燃料和空气混合物贫油燃烧的产物31混合，随后再与贫油主回流区20的剪切层18中的预混燃料14和空气12混合。这对于本来固有最严重热力学声学不稳定性的高压力燃气涡轮发动机是非常有利的。同样，由于自由基和由小导引燃烧室5产生的热被有效利用，因此其尺寸能够较小，而且不需要熄灭过程。保持导引燃烧室5尺寸小的可能性对于排放具有有益效果。 
具有多燃道布局的燃烧器几何结构 
所述燃烧器利用了火焰的空气动力学稳定性，并将火焰稳定区域--回流区5界定在多个燃道布局(4a，4b和4c)中。多燃道布局之所以成为所公开的燃烧器设计的一个重要特征的原因如下。燃道(或者有时称作扩散器)： 
·提供火焰前缘7，(在不需要将火焰驻定在固体表面/非流线形体的情况下使主回流区20驻定)，这样避免了高的热负荷以及与燃烧器机械完整性有关的问题， 
·几何形状(燃道半角α和长度L)与旋流数结合，对于控制回流区 20的大小和形状是重要的。回流区20的长度粗略地与2-2.5倍的燃道长度L成正比例， 
·最佳长度的数量级L/D＝1(D是燃道喉状部的直径)。燃道的最小长度不应小于0.5，并且不应大于2(参考文献1：The influence of BurnerGeometry and Flow Rates on the Stability and Symmetry of Swirl-StabilizedNonpremixed Flames；V.Milosavljevic等人；Combustion and Flame 80，第196-208页，1990)， 
·最佳半角α(参考文献1)不应小于20度，并且不大于25度， 
·与较不局限的火焰前缘相比，在稳定性降低之前可以有较低的旋流数， 
·由于燃烧造成的膨胀，重要的是控制回流区的大小和形状，降低回流区中自由基的传输时间。 
燃烧器的缩放 
对于不同的燃烧器功率，燃道(或者扩散器)和赋予的旋流提供了简单地缩放所公开的燃烧器的几何尺寸比例的可能性。 
按比例缩小燃烧器(示例)： 
·通道11应该被去掉，形成燃道区段4c的壳体因此应该代替之前形成燃道区段4b的壳体，该壳体已被去除；燃道区段4c的几何形状应该与之前存在的燃道区段4b的几何形状一样， 
·通道10中的旋流数应该保持相同， 
·所有其它的燃烧器部分应该是相同的；在燃烧器内分级的燃料应该保持相同或者相似。 
按比例放大燃烧器： 
·通道10和11应该保持原样， 
·燃道区段4c应该设计成和燃道区段4b一样(成型为薄的分隔板)， 
·新的第三通道(本文假定称作11b，未公开)应该被设置在外部，第二通道11周围，新的燃道区段4d(图中未示出)被设置在外部第二通道11周围；由此形成第三通道的外壁；新的燃道区段4d的形状应该与前一个最外面的燃道区段4c的形状类似。 
·通道中的旋流数应该是SN，10＞SN，11＞SN，11b，但应该大于SN＝0.6，但不大于0.8 
·所有其它燃烧器部分应该是相同的 
·燃烧器操作和燃烧器内分级的燃料应该保持相同或者类似。 
燃料分级和燃烧器操作 
本发明还允许在主回流区20的前驻点P处点燃主燃烧7。大多数燃气涡轮发动机必须使用外部回流区(参见图4b)作为火花或者火舌式点火器点燃发动机的位置。如果还能出现稳定燃烧，则能够进行点火；否则在点火后会立即被吹灭。如在本发明中，内部或主回流区20通常在稳定火焰方面更加成功，原因是回流的气体31被运送回去，来自回流气体31的燃烧产物的热量集中到主回流区20的前驻点P处的小区域。燃烧火焰前缘7也从此前驻点P以圆锥形状向外扩展，如图2所示。下游的圆锥形膨胀使得上游产生的热量和自由基32能维持下游的燃烧，使火焰前缘7在向下游移动时加宽。与没有燃道的旋流稳定燃烧相比，图2所示的多燃道(4a，4b，4c)显示出燃道是如何从本质上将火焰的形状变得更加圆锥化而不那么半球化。更加圆锥化的火焰前缘使热的点源能有效开始整个流场的燃烧。 
在本发明中，燃烧器1内的燃烧过程是分级的。在第一级，即点火级中，通过添加与空气24混合的燃料23，并利用点火器34点燃混合物，在小导引燃烧室5中产生贫油火焰35。点火后，小导引燃烧室5中火焰35的当量比被调节到贫油状态(低于当量比1，大约为0.8的当量比)或者富油状态(大于当量比1，当量比大约介于1.4和1.6之间)。小导引燃烧室5内的当量比处于范围在1.4和1.6之间的富油条件的原因是排放水平。在化学计量情况下(当量比为1)，可以操作并维持小导引燃烧室5中的火焰35，但由于可能导致高的排放水平、壁21较高的热负荷，所以并不建议这样做。操作并维持小导引燃烧室中的火焰35处于贫油或者富油条件的好处是产生的排放物和壁21的热负荷低。 
在下一级，即第二低负载级中，燃料通过管子30被添加到冷却空气26，并在旋流器28中被赋予旋流运动。这样可以有效维持主贫油火焰7在低于、处于或者高于LB0极限时的燃烧。可以添加到热的冷却空气(经预加热的，温度大大高于750℃)的燃料量可以对应于当量比＞3。 
在燃烧器操作的下一级，第三部分和全负载级燃料15a被逐渐添加到空气12，这是到达主火焰7的主空气流。 

Claims (6)

1.一种在用于燃气涡轮发动机的燃烧室的燃烧器启动时进行燃料分级操作的方法，燃烧室包括封闭燃烧器(1)的燃烧器外壳(2)，燃烧器(1)具有轴向相对的上游端部和下游端部以及位于所述燃烧器(1)上游端的导引燃烧室(5)；所述导引燃烧室(5)被供给燃料和空气，以燃烧所述燃料，从而从导引燃烧区(22)产生非平衡态下的未达熄灭浓度的自由基(32)流以及热量，它们被沿导引燃烧室(5)的中心线向下游引导，穿过导引燃烧室(5)的出口(6)处的喉状部；所述燃烧器(1)进一步配备有由所述导引燃烧室(5)的出口(6)下游的燃道(4a，4b，4c)壁限定的用于容纳主贫油火焰(7)的主燃烧间，和用于回流未燃烧的基(31)的主回流区(20)；所述方法包括以下步骤：
将空气(24)和燃料(23)的混合物加入到导引燃烧室(5)；
使用在导引燃烧室(5)的上游端提供的点火器(34)给混合物点火，以启动导引燃烧室(5)内的贫油火焰(35)，并将所述自由基(32)的流和热量提供给所述主燃烧间；
在所述主燃烧间的上游端导引燃烧室(5)的出口(6)处的外部施加第一混合燃料和空气的旋流，以产生和维持所述主燃烧间中的主贫油火焰(7)；
从所述导引燃烧室出口(6)下游的第一贫油预混通道(10)的出口(8)中以及从所述第一贫油预混通道的所述出口(8)下游的第二贫油预混通道(11)的出口(9)中产生第二混合空气(12)和燃料(14)的旋流，
逐渐增加所述第二混合空气(12)和燃料(14)的旋流，以便对所述第一贫油预混通道(10)和所述第二贫油预混通道(11)中的至少一个通道建立全负载级，从而利用所述第二混合空气(12)和燃料(14)的旋流维持所述主贫油火焰(7)的快速稳定燃烧。
2.根据权利要求1所述的方法，进一步包括以下步骤：
在点火后，将导引燃烧室中的火焰(35)调节成当量比小于1的贫油火焰。
3.根据权利要求1所述的方法，进一步包括以下步骤：
在点火后，将导引燃烧室中的火焰(35)调节成当量比大约为0.8的贫油火焰。
4.根据权利要求1所述的方法，进一步包括以下步骤：
在点火后，将导引燃烧室中的火焰(35)调节成当量比大于1的富油火焰。
5.根据权利要求1所述的方法，进一步包括以下步骤：
在点火后，将导引燃烧室中的火焰(35)调节成当量比在1.4和1.6之间的富油火焰。
6.根据权利要求2-5中任一项所述的方法，进一步包括以下步骤：
提供冷却空气(26)，以冷却导引燃烧室(5)的壁(21)，
通过冷却所述壁(21)，将所述冷却空气(26)预热到超过750℃的温度，
向所述冷却空气中加入燃料，加入的燃料量对应于高达大于3的当量比，用于产生所述第一混合燃料和空气的旋流。
CN200980111287.2A 2008-04-01 2009-03-26 燃烧器中的燃料分级 Expired - Fee Related CN102099628B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP08006661A EP2107313A1 (en) 2008-04-01 2008-04-01 Fuel staging in a burner
EP08006661.6 2008-04-01
PCT/EP2009/053562 WO2009121779A1 (en) 2008-04-01 2009-03-26 Fuel staging in a burner

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102099628A CN102099628A (zh) 2011-06-15
CN102099628B true CN102099628B (zh) 2014-02-05

Family

ID=39865686

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN200980111287.2A Expired - Fee Related CN102099628B (zh) 2008-04-01 2009-03-26 燃烧器中的燃料分级

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20110033806A1 (zh)
EP (2) EP2107313A1 (zh)
CN (1) CN102099628B (zh)
RU (1) RU2468298C2 (zh)
WO (1) WO2009121779A1 (zh)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2312215A1 (de) 2008-10-01 2011-04-20 Siemens Aktiengesellschaft Brenner und Verfahren zum Betrieb eines Brenners
IT1397215B1 (it) * 2009-12-29 2013-01-04 Ansaldo Energia Spa Assieme bruciatore per un impianto a turbina a gas e impianto a turbina a gas comprendente detto assieme bruciatore
EP2434221A1 (en) * 2010-09-22 2012-03-28 Siemens Aktiengesellschaft Method and arrangement for injecting an emulsion into a flame
US20150159877A1 (en) * 2013-12-06 2015-06-11 General Electric Company Late lean injection manifold mixing system
EP2894405B1 (en) * 2014-01-10 2016-11-23 General Electric Technology GmbH Sequential combustion arrangement with dilution gas
US20150285502A1 (en) * 2014-04-08 2015-10-08 General Electric Company Fuel nozzle shroud and method of manufacturing the shroud
EP3056814A1 (en) * 2015-02-13 2016-08-17 General Electric Technology GmbH Method of controlling the fuel distribution among different stages of a gas turbine combustion chamber
US10815893B2 (en) * 2018-01-04 2020-10-27 Woodward, Inc. Combustor assembly with primary and auxiliary injector fuel control
US11156164B2 (en) 2019-05-21 2021-10-26 General Electric Company System and method for high frequency accoustic dampers with caps
US11174792B2 (en) 2019-05-21 2021-11-16 General Electric Company System and method for high frequency acoustic dampers with baffles
CN111594875B (zh) * 2020-04-21 2021-08-06 南京航空航天大学 一种燃烧室头部多点燃油喷射智能控制系统及工作方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5321948A (en) * 1991-09-27 1994-06-21 General Electric Company Fuel staged premixed dry low NOx combustor
CN1118408A (zh) * 1994-06-07 1996-03-13 西屋电气公司 用催化剂的顺序分级燃烧的方法与装置
EP1659339A1 (de) * 2004-11-18 2006-05-24 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Anfahren eines Brenners
CN101000145A (zh) * 2006-01-12 2007-07-18 中国科学院工程热物理研究所 燃用天然气的双预混通道微型燃气轮机燃烧室

Family Cites Families (48)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1150640A (fr) * 1956-05-18 1958-01-16 Perfectionnements aux chambres de combustion notamment pour aéronefs
US3811277A (en) * 1970-10-26 1974-05-21 United Aircraft Corp Annular combustion chamber for dissimilar fluids in swirling flow relationship
JPS5129726A (zh) * 1974-09-06 1976-03-13 Mitsubishi Heavy Ind Ltd
US3958416A (en) * 1974-12-12 1976-05-25 General Motors Corporation Combustion apparatus
US4052844A (en) * 1975-06-02 1977-10-11 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation Gas turbine combustion chambers
US4496306A (en) * 1978-06-09 1985-01-29 Hitachi Shipbuilding & Engineering Co., Ltd. Multi-stage combustion method for inhibiting formation of nitrogen oxides
US4388062A (en) * 1980-08-15 1983-06-14 Exxon Research And Engineering Co. Multi-stage process for combusting fuels containing fixed-nitrogen species
DE3545524C2 (de) * 1985-12-20 1996-02-29 Siemens Ag Mehrstufenbrennkammer für die Verbrennung von stickstoffhaltigem Gas mit verringerter NO¶x¶-Emission und Verfahren zu ihrem Betrieb
US4784600A (en) * 1986-10-08 1988-11-15 Prutech Ii Low NOx staged combustor with swirl suppression
US5193346A (en) * 1986-11-25 1993-03-16 General Electric Company Premixed secondary fuel nozzle with integral swirler
US4982570A (en) * 1986-11-25 1991-01-08 General Electric Company Premixed pilot nozzle for dry low Nox combustor
JP2644745B2 (ja) * 1987-03-06 1997-08-25 株式会社日立製作所 ガスタービン用燃焼器
JPH0684817B2 (ja) * 1988-08-08 1994-10-26 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器及びその運転方法
JPH0772616B2 (ja) * 1989-05-24 1995-08-02 株式会社日立製作所 燃焼器及びその運転方法
GB9023004D0 (en) * 1990-10-23 1990-12-05 Rolls Royce Plc A gas turbine engine combustion chamber and a method of operating a gas turbine engine combustion chamber
JP2758301B2 (ja) * 1991-11-29 1998-05-28 株式会社東芝 ガスタービン燃焼器
JPH05203148A (ja) * 1992-01-13 1993-08-10 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼装置及びその制御方法
US5345768A (en) * 1993-04-07 1994-09-13 General Electric Company Dual-fuel pre-mixing burner assembly
DE4316474A1 (de) * 1993-05-17 1994-11-24 Abb Management Ag Vormischbrenner zum Betrieb einer Brennkraftmaschine, einer Brennkammer einer Gasturbogruppe oder Feuerungsanlage
US5359847B1 (en) * 1993-06-01 1996-04-09 Westinghouse Electric Corp Dual fuel ultra-flow nox combustor
JP3335713B2 (ja) * 1993-06-28 2002-10-21 株式会社東芝 ガスタービン燃焼器
US5350293A (en) * 1993-07-20 1994-09-27 Institute Of Gas Technology Method for two-stage combustion utilizing forced internal recirculation
US5394688A (en) * 1993-10-27 1995-03-07 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine combustor swirl vane arrangement
GB9325708D0 (en) * 1993-12-16 1994-02-16 Rolls Royce Plc A gas turbine engine combustion chamber
JP2950720B2 (ja) * 1994-02-24 1999-09-20 株式会社東芝 ガスタービン燃焼装置およびその燃焼制御方法
JP3673009B2 (ja) * 1996-03-28 2005-07-20 株式会社東芝 ガスタービン燃焼器
GB2311596B (en) * 1996-03-29 2000-07-12 Europ Gas Turbines Ltd Combustor for gas - or liquid - fuelled turbine
EP0925470B1 (de) * 1996-09-09 2000-03-08 Siemens Aktiengesellschaft Vorrichtung und verfahren zur verbrennung eines brennstoffs in luft
CA2225263A1 (en) * 1997-12-19 1999-06-19 Rolls-Royce Plc Fluid manifold
GB2333832A (en) * 1998-01-31 1999-08-04 Europ Gas Turbines Ltd Multi-fuel gas turbine engine combustor
EP0935095A3 (en) * 1998-02-09 2000-07-19 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine combustor
US6082111A (en) * 1998-06-11 2000-07-04 Siemens Westinghouse Power Corporation Annular premix section for dry low-NOx combustors
US6272840B1 (en) * 2000-01-13 2001-08-14 Cfd Research Corporation Piloted airblast lean direct fuel injector
US6374615B1 (en) * 2000-01-28 2002-04-23 Alliedsignal, Inc Low cost, low emissions natural gas combustor
GB0019533D0 (en) * 2000-08-10 2000-09-27 Rolls Royce Plc A combustion chamber
US6546732B1 (en) * 2001-04-27 2003-04-15 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine combustors
GB0111788D0 (en) * 2001-05-15 2001-07-04 Rolls Royce Plc A combustion chamber
EP1279898B1 (de) * 2001-07-26 2008-09-10 ALSTOM Technology Ltd Vormischbrenner mit hoher Flammenstabilität
RU2227247C2 (ru) * 2001-12-28 2004-04-20 Государственное дочернее предприятие Научно-испытательный центр Центрального института авиационного моторостроения Устройство для сжигания топлива
DK3078909T3 (da) * 2002-10-10 2022-08-15 Lpp Comb Llc Metode til fordampning af flydende brændstoffer til forbrænding
US6986255B2 (en) * 2002-10-24 2006-01-17 Rolls-Royce Plc Piloted airblast lean direct fuel injector with modified air splitter
GB2398375A (en) * 2003-02-14 2004-08-18 Alstom A mixer for two fluids having a venturi shape
DE10326720A1 (de) * 2003-06-06 2004-12-23 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brenner für eine Gasturbinenbrennkammer
US20050106520A1 (en) * 2003-09-05 2005-05-19 Michael Cornwell Device for stabilizing combustion in gas turbine engines
EP1614967B1 (de) * 2004-07-09 2016-03-16 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren und Vormischverbrennungssystem
CN101243287B (zh) * 2004-12-23 2013-03-27 阿尔斯托姆科技有限公司 具有混合段的预混燃烧器
RU2285865C1 (ru) * 2005-04-21 2006-10-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Фронтовое устройство камеры сгорания и способ организации рабочего процесса в ней
US20070089427A1 (en) * 2005-10-24 2007-04-26 Thomas Scarinci Two-branch mixing passage and method to control combustor pulsations

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5321948A (en) * 1991-09-27 1994-06-21 General Electric Company Fuel staged premixed dry low NOx combustor
CN1118408A (zh) * 1994-06-07 1996-03-13 西屋电气公司 用催化剂的顺序分级燃烧的方法与装置
EP1659339A1 (de) * 2004-11-18 2006-05-24 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Anfahren eines Brenners
CN101000145A (zh) * 2006-01-12 2007-07-18 中国科学院工程热物理研究所 燃用天然气的双预混通道微型燃气轮机燃烧室

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
JP特开平9-264536A 1997.10.07

Also Published As

Publication number Publication date
RU2010144537A (ru) 2012-05-10
RU2468298C2 (ru) 2012-11-27
US20110033806A1 (en) 2011-02-10
CN102099628A (zh) 2011-06-15
WO2009121779A1 (en) 2009-10-08
EP2107313A1 (en) 2009-10-07
EP2263045A1 (en) 2010-12-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101983305B (zh) 燃烧器
CN101981380B (zh) 燃烧器中的导引燃烧室
CN102099628B (zh) 燃烧器中的燃料分级
CN101981374B (zh) 燃烧器
CN101981378B (zh) 燃烧器中的燃道
CN101981375A (zh) 带有气体喷射器的旋流器
CN101981379B (zh) 燃烧器的尺寸缩放

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20140205

Termination date: 20150326

EXPY Termination of patent right or utility model