CN101688670B - 燃气轮机燃烧器 - Google Patents

燃气轮机燃烧器 Download PDF

Info

Publication number
CN101688670B
CN101688670B CN200880024086.4A CN200880024086A CN101688670B CN 101688670 B CN101688670 B CN 101688670B CN 200880024086 A CN200880024086 A CN 200880024086A CN 101688670 B CN101688670 B CN 101688670B
Authority
CN
China
Prior art keywords
vortex generator
main vortex
gas turbine
burner
radially
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
CN200880024086.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN101688670A (zh
Inventor
马赛厄斯·哈斯
迈克尔·胡思
罗伯特·安杰尔
德鲁·埃勒特
詹姆斯·马歇尔
耶夫吉内伊·施泰曼
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 CN101688670A publication Critical patent/CN101688670A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN101688670B publication Critical patent/CN101688670B/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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • 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
    • 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
    • F23D—BURNERS
    • F23D2900/00—Special features of, or arrangements for burners using fluid fuels or solid fuels suspended in a carrier gas
    • F23D2900/00008—Burner assemblies with diffusion and premix modes, i.e. dual mode burners
    • 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
    • F23D2900/14—Special features of gas burners
    • F23D2900/14701—Swirling means inside the mixing tube or chamber to improve premixing

Landscapes

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

Abstract

本发明涉及一种燃气轮机燃烧器(2、44)，包括多个主涡流发生器(10)，它们分别有一个由主涡流发生器边缘(30)构成的入流口(28)。为了达到燃烧空气能均匀地通过主涡流发生器(10)流动，建议燃气轮机燃烧器(2、44)包括一个有导流面(40、48)的流入导流装置(36、38、46)，导流面从其中一个入流口(28)延伸到一个相邻的入流口(28)，与构成入流口(28)的主涡流发生器边缘(30)连接并从那里沿径向向外扩张。

Description

燃气轮机燃烧器
本发明涉及一种燃气轮机燃烧器，包括多个主涡流发生器，它们分别有一个由主涡流发生器边缘构成的入流口。 
在燃气轮机中通常燃烧空气在一个多级压气机内压缩，然后导向多个燃气轮机燃烧器，后者排列在一个例如环形地绕涡轮轴延伸的燃烧管旁。在燃气轮机内的燃烧力求尽可能低NOX地实施，业已证实所谓的DLN系统(drylow NOX：干式低氮氧化物)是适用的。在这种系统中，每个燃气轮机燃烧器绕一个引燃锥体排列多个主涡流发生器，它们也可称为主涡旋发生器，燃料，通常天然气，在该引燃锥体中通过空气强烈涡旋，以产生稳定的引燃火焰。压缩空气通过主涡流发生器流动，在主涡流发生器内与燃料混合并在主涡流发生器之外的下游在燃烧管中燃烧。通过燃烧加热后的燃气接着导入工作涡轮机，通过膨胀作功产生功率。 
为了保持紧凑的燃气轮机燃烧器部分，在压气机内压缩的燃烧空气通常如此导向沿径向更靠外的燃气轮机燃烧器，亦即使压缩空气逆流动方向在外部沿燃气轮机燃烧器或沿其燃烧器外套导入主涡流发生器内。为了能流入主涡流发生器的入流口中，压缩的燃烧空气流必须反向，并在这种情况下绕流燃烧器外套和/或主涡流发生器背对燃烧管的转向边。 
反向和绕流转向边可能导致在主涡流发生器与燃烧器外套之间出现回流，这种回流甚至可能一直延续到主涡流发生器内部小的范围内。空气流在转向边或从转向边的分离可导致同样的效果。由此造成流动通过主涡流发生器的不均匀分布，其中，主涡流发生器就沿径向在内部的引燃锥体而言的径向外部区是最成问题的区域。由于不均匀的空气质量流和由此引起的在所述问题区内低的流速，当燃料喷入这些区域内时造成极浓的混合气，对这些区存在高的回火危险。此外，通过还经常伴随有一种瞬态特性的回流区，增大燃烧室热声学振荡的倾向。 
US4689961介绍了一种燃烧室装置，包括涡流发生器和带有一个其中安装喷射器、涡流发生器及入流装置的通孔的花萼状鼓突。 
US2003/0110774A1公开了一种有一些主涡流发生器的燃气轮机，主涡 流发生器有一个入流口。 
为解决所述问题，人们尝试在主涡流发生器内部的问题区内供给更多燃烧空气，以稀释浓混合气区。与之类似，在问题区内只供入较少份额的燃料，其结果是导致不良混合并因而造成更高的NOX排放。 
本发明的目的是提供一种燃气轮机燃烧器，它在主涡流发生器内有均匀的气流。 
此目的通过前言所述类型的燃气轮机燃烧器达到，它包括一个有导流面的流入导流装置，导流面从其中一个入流口延伸到一个相邻的入流口，与构成入流口的主涡流发生器边缘连接并从那里沿径向向外扩张。通过导流面连接在入流口上，压缩燃烧空气的反向可以在入流口前沿导流面导引，从而在那里减少涡流的形成。由此可以将有助于在主涡流发生器内部产生回流的负压区保持为较小。其结果是导致主涡流发生器内流动更均匀地分布，从而可以显著减小或甚至避免回流。此外，通过更均匀的入流，对于预混合孔的布局设计具有更大的灵活性，需要较少的冲洗空气，以及降低主涡流发生器内和流动转向装置处的压力损失。 
流入导流装置的导流面连接在主涡流发生器构成入流口的主涡流发生器边缘上，在这里为此不需要与主涡流发生器边缘直接毗连，而是可以保留一个小的装配间隙，用于在燃气轮机燃烧器内顺序装入主涡流发生器和流入导流装置。通过流入导流装置从一个入流口延伸到一个相邻的入流口，尤其通过连续延伸，可以抑制在主涡流发生器之间燃烧空气发生涡旋。通过沿径向扩展导流面，可以堵塞沿径向在主涡流发生器外部的区域，以减小或避免涡旋。在这里，径向是相对于多个主涡流发生器围绕其径向排列的那个中心而言的。 
恰当地，导流面沿着朝向绕流的燃烧空气的方向拱曲，所以朝入流口方向被导引反向的燃烧空气沿此弯曲的导流面被弧线导引。 
有利地，导流面平行于主涡流发生器的主涡流发生管的走向连接在主涡流发生管上。通过所述连接的平行性，可以避免在导流面与主涡流发生管之间的边缘上导引空气时方向的突变。在这里，连接不一定在最外部的主涡流发生器边缘上，而是也可以处于主涡流发生器边缘沿径向的内部。 
多个主涡流发生器围绕一个引燃燃烧器中心对称地排列，以及导流面沿径向在主涡流发生器外部延伸。沿径向从外部流入燃气轮机燃烧器主涡流发 生器内的燃烧空气流，沿径向在主涡流发生器外部的关键区内可以低涡旋地导引。所述中心对称可以是圆对称，此时主涡流发生器排列成圆形。例如也可以考虑中心对称的多边形或玫瑰花形几何结构。 
按本发明另一种有利的实施形式，导流面在沿径向的外部区有中心对称 
 按本发明另一种有利的实施形式，导流面在沿径向的外部区有中心对称 
性，以及在沿径向更靠里的区域没有中心对称性并与主涡流发生器边缘的形状相配。通过这种从中心对称性到各个主涡流发生器或主涡流发生器边缘对称性的对称性变换，可以围绕全部主涡流发生器边缘达到至少低涡旋的流动。 
恰当地，导流面围绕主涡流发生器环形，尤其圆环形地连续导引，由此可以达到从所有侧均匀地流入燃气轮机燃烧器内。 
为了达到在反向区内燃烧空气低涡旋地被导引，有利地，所述导流面呈隆凸状地沿入流方向布置在主涡流发生器前。所述隆凸可以成形为U形弯曲的形状，带有就主涡流发生器内的流动方向而言设置在下游的边。 
按本发明一种有利的进一步发展，导流面从一个沿径向面朝外的区段，延伸到一个沿径向面向内的位于入流口的区段。流动因而在整个反向期间可以受导流面导引。 
若面朝外的区段构成一个中心对称面，尤其环面，而面向内的区段有一个与主涡流发生器的环形匹配的面，则可以达到一种在多个主涡流发生器周围低涡旋地导引的绕流。 
恰当地，导流面以至少基本上均匀的曲率从面朝外的区段延伸到面向内的区段。由此，其方向相反的燃烧空气，至少基本上完全从其沿径向在主涡流发生器外部回流的方向，导引至其沿径向在主涡流发生器内部的流动方向。在这里均匀的曲率通过导流面与沿径向定向的平面之间的圆形交截线规定，其中，所述的径向涉及主涡流发生器绕其排列的那个中心。并不必须在沿径向的任何平面内均存在均匀的曲率。均匀的曲率在单个沿径向定向的平面内实现，例如在一个通过上述中心并通过主涡流发生器之间延伸的平面内实现便够了。符合目的是，曲率在每个通过各个主涡流发生器之间延伸的平面内是均匀的。 
按本发明另一项有利的设计，流入导流装置连接围绕主涡流发生器延伸的燃烧器外套与主涡流发生器。通过沿径向在燃气轮机燃烧器外部的燃烧空气沿燃烧器外套流动，在此区域内已经是低涡旋的流动。通过借助流入导流装置，尤其借助导流面，连接燃烧器外套与主涡流发生器，至少基本上直至主涡流发生器可以保持无涡旋。在这里所述的连接有利地直接在主涡流发生器边缘或在邻近或在入流口构成。 
若流入导流装置封闭在围绕主涡流发生器延伸的燃烧器外套与主涡流 发生器之间的间隙，则可以避免燃烧器外套与主涡流发生器之间产生不希望的回流。在这里可以保留燃烧器外套与主涡流发生器之间小的装配间隙，例如有间隙宽度至2mm。 
有利地，导流面在主涡流发生器之间导引。以此方式还可以至少部分封闭在主涡流发生器之间或主涡流发生器边缘之间的间隙。 
在各个主涡流发生器之间的区域内，导流面从沿径向面朝外的区段直至沿径向面向内的区段的曲率恰当地也是均匀的。 
有利地，导流面在主涡流发生器之间一直导引到主涡流发生器的主涡流发生器轴线的径向深度。由此可以完全(必要时除装配间隙外)封闭主涡流发生器之间的间隙。 
若流入导流装置在其沿径向内部的区段内，沿径向在外部经过主涡流发生器边缘旁导引，则可以实现流入导流装置与主涡流发生器的易装配性。恰当地，流入导流装置邻近主涡流发生器边缘沿轴向定向，所以主涡流发生器或流入导流装置在装配时可以简单地沿轴向插入。 
此外还建议，燃气轮机燃烧器有一个外部的和一个内部的分别围绕主涡流发生器的燃烧器外套，流入导流装置沿外套方向与这两个外套连接。除了通过流入导流装置的这种设计可达到的高稳定性外，燃烧空气可以沿导流面大的曲率半径导引，从而可以防止沿其绕流时造成大的负压。在这里外套方向是外套在连接点的延伸走向并尤其是燃气轮机燃烧器的轴向，所以导流面在与至少外部的燃烧器外套的连接处，恰当地在与两个燃烧器外套的连接处沿轴向定向。 
若流入导流装置有两个朝流动方向的边，它们在入流口的下游尤其平行地聚合，则可以获得流入导流装置的一种稳定的结构和易装配性。 
为了在流入导流装置易于制造和装配的同时，能够支持燃气轮机燃烧器简便地导引穿过所述流入导流装置，该流入导流装置在导流面的区域内恰当地设计为沿切向分成多个部分。 
下面借助在附图中表示的实施例详细说明本发明。其中： 
图1表示通过燃气轮机燃烧器的剖视图，它包括八个绕中央引燃锥体排列的主涡流发生器： 
图2表示略有修改的燃气轮机燃烧器局部图，它包括一个略有修改的流入导流装置； 
图3表示另一种隆凸状成型的流入导流装置的透视详图； 
图4在燃气轮机燃烧器透视总图中表示按图3的流入导流装置； 
图5表示流入导流装置纵剖面；以及 
图6表示流入导流装置导流面的局部俯视图。 
图1表示有燃烧管4的燃气轮机燃烧器2纵剖面。燃气轮机燃烧器2包括一个具有引燃锥体8的引燃燃烧器，八个主涡流发生器10围绕引燃锥体8环形地排列。每个主涡流发生器10有一个主涡流发生管12，在其内部设有一个预混合轮叶14，包括多个沿径向向外定向的叶翼。在每个叶翼内延伸导引燃料的预混合通道16，它与图中未表示的预混合孔连接，燃料通过预混合孔压入主涡流发生管12内腔。燃料通过输入装置18导向每个主涡流发生器10，并在主涡流发生管12内部与压缩的燃料空气混合。 
借助实线箭头20表示绕流燃气轮机燃烧器2的燃烧空气的流动过程。燃烧空气首先逆流动方向22绕流燃气轮机燃烧器2，流动方向22涉及主涡流发生器10内部的预混合流。燃烧空气沿围绕燃气轮机燃烧器2全部主涡流发生器10的燃烧器外套24流动，然后沿弧线绕燃烧器外套24的棱边26朝每个主涡流发生器10入流口28的方向流动。入流口28被相应的主涡流发生器10背对燃烧管4的主涡流发生器边缘30围绕。 
由于燃烧空气流动的转向，在主涡流发生器边缘30的相对于引燃锥体沿径向处于外部的那部分区域内形成负压区，由此产生吸力并因而造成在主涡流发生器10与燃烧器外套24之间的回流，图中借助虚线箭头表示这种回流。回流32可能一直延续至在主涡流发生器10内部的另一个回流34，它在那里造成少量供气并因而导致富燃料混合气。 
为防止这种回流32、34，按本发明的一种简单的实施形式，燃气轮机燃烧器2设有一个流入导流装置36，它在燃烧器外套24内部环形地绕所有主涡流发生器10延伸，以及基本上平行地连接在主涡流发生器10的主涡流发生器边缘30上。因此，在外部的回流32可以至少基本上消除，由此还可以显著减小内部回流34并因而使通过主涡流发生器10的流动均匀化。 
图2表示本发明的一种更加有效的实施形式。后面对下列实施例的说明主要限于与图1所示实施例的区别，涉及保持相同的特征和功能可以参见图1所示实施例。基本上相同的结构部分原则上标示同样的附图标记。 
流入导流装置38有拱曲的导流面40，它在入流口28的区域内基本上 平行地连接在主涡流发生管12上。导流面40沿径向向外扩张并与燃烧器外套24连接，从而将主涡流发生器10与燃烧器外套24相连接。此外导流面40弯曲为，使它在燃烧器外套24的区域内沿径向定向，以及在入流口28基本上轴向定向。此外流入导流装置38封闭主涡流发生器10与燃烧器外套24之间的间隙42，为此，如针对图3至6所示实施例详细说明的那样，流入导流装置38在主涡流发生器10或它们的主涡流发生器边缘30之间延伸。然而为了更便于装配，可以在主涡流发生管12与流入导流装置38之间保留一个小的间隙。 
图3至6表示另一种具有非常有效的流入导流装置46的燃气轮机燃烧器44。图4表示燃气轮机燃烧器44和流入导流装置46的透视俯视图，图3和图5表示流入导流装置沿燃气轮机燃烧器44轴向实施的剖面，以及图6表示流入导流装置46沿轴向或流动方向22的局部俯视图。 
流入导流装置46有一个隆凸状的、沿入流方向22设在主涡流发生器10前的导流面48，它连接主涡流发生器10的主涡流发生器边缘30与在外面的燃烧器外套50，后者同样围绕着主涡流发生器10。沿径向在外部的燃烧器外套50，用于将燃烧空气在内燃烧器外套24的外部导引一段距离，以形成一个对流动转向而言并非过分狭小的弯度。导流面48在沿轴向延伸的外燃烧器外套50上的连接沿外套方向或沿轴向，所以流动导引从外燃烧器外套50基本上无过渡区地转入导流面48。在继续的流动过程中，压缩空气从一个沿径向面朝外的区段52，到一个沿径向面向内终止在入流口28的区段54，通过在此流动过程中设计有基本上均匀曲率的导流面48，无涡旋地一直导引到入流口28。 
在这里如图4所示，流入导流装置46绕所有的主涡流发生器10环形延伸，以及沿径向向内扣夹在主涡流发生器10或它们的主涡流发生器边缘30之间，以便不仅能封闭外燃烧器外套50与主涡流发生管12之间的间隙58，而且也能封闭内燃烧器外套24与主涡流发生管12之间的间隙42。因此至少基本上避免燃烧空气通过这些间隙42、58朝入流口28方向回流，在这种情况下允许保留主涡流发生管12与流入导流装置46之间小的装配间隙。 
由图3、4和6可以看出，导流面48在主涡流发生器10之间沿径向向内延伸，而且一直延伸到主涡流发生器10的主涡流发生器轴线56的高度，为的是能阻止燃烧空气在主涡流发生器10之间流动。 
为了能更方便地装配，流入导流装置46将其沿径向在内部的区段54沿径向在外部经过主涡流发生器边缘30旁导引并在那里沿轴向延伸，从而使主涡流发生器10在装配时可以插入燃气轮机燃烧器44内。类似地，沿径向在外部的区段52沿径向在外燃烧器外套52的内部导引，并在那里同样沿外套方向或沿轴向延伸，所以流入导流装置46可以插入燃烧器外套50内。在继续延伸时，流入导流装置46包括一个内边62和一个外边64，它们沿流动方向22平行地聚合在内燃烧器外套24上并固定在此内燃烧器外套24上。 
为了将燃气轮机燃烧器44固定在燃气轮机内，燃气轮机燃烧器44包括一个带固定件68的支架66，固定件穿过导流面48并与燃燃烧器外套24、50固定在一起。为使于生产及装配所述流入导流装置46，将其分成多个扇形段70，在它们之间分别穿过一个固定件68。 

Claims (12)

1.一种燃气轮机燃烧器(2、44)，包括多个主涡流发生器(10)，它们分别有一个由主涡流发生器边缘(30)构成的入流口(28)，其中，设有一带有导流面(40、48)的流入导流装置(36、38、46)，导流面从其中一个入流口(28)延伸到一个相邻的入流口(28)，与构成入流口(28)的主涡流发生器边缘(30)连接并从那里沿径向向外扩张，其中，所述主涡流发生器(10)围绕一个引燃燃烧器(8)中心对称地排列，以及导流面(40、48)沿径向在所述主涡流发生器(10)外部延伸，其中，所述导流面(40、48)从一个沿径向面朝外的区段(52)延伸到一个沿径向面向内的位于入流口(28)的区段(54)，并且所述面朝外的区段(52)构成一个中心对称面，而面向内的区段(54)有一个与主涡流发生器(10)的环形匹配的面。
2.按照权利要求1所述的燃气轮机燃烧器(2、44)，其特征为，所述导流面(40、48)在沿径向的外部区有中心对称性，而在沿径向更靠里的区域没有中心对称性并与主涡流发生器边缘(30)的形状相配。
3.按照权利要求1或2所述的燃气轮机燃烧器(2、44)，其特征为，所述导流面(40、48)围绕主涡流发生器(10)环形地连续导引。
4.按照权利要求1或2所述的燃气轮机燃烧器(2、44)，其特征为，所述导流面(48)呈隆凸状地沿入流方向(22)布置在主涡流发生器(10)前。
5.按照权利要求1或2所述的燃气轮机燃烧器(2、44)，其特征为，所述导流面(40、48)以至少基本上均匀的曲率从面朝外的区段(52)延伸到面向内的区段(54)。
6.按照权利要求1或2所述的燃气轮机燃烧器(2、44)，其特征为，所述流入导流装置(36、38、46)连接围绕主涡流发生器(10)延伸的燃烧器外套(24、50)与主涡流发生器(10)。
7.按照权利要求6所述的燃气轮机燃烧器(2、44)，其特征为，所述流入导流装置(36、38、46)封闭在围绕主涡流发生器(10)延伸的燃烧器外套(24、50)与主涡流发生器(10)之间的间隙(42、58)。
8.按照权利要求1或2所述的燃气轮机燃烧器(2、44)，其特征为，所述导流面(40、48)在主涡流发生器(10)之间导引。
9.按照权利要求1或2所述的燃气轮机燃烧器(44)，其特征为，所述流入导流装置(46)在其沿径向的内部区段(54)内，沿径向在外部经过所述主涡流发生器边缘(30)旁导引。
10.按照权利要求1或2所述的燃气轮机燃烧器(44)，其特征在于一个外部的和一个内部的分别围绕所述主涡流发生器的燃烧器外套(24、50)，所述流入导流装置(46)分别沿外套方向与它们连接。
11.按照权利要求1或2所述的燃气轮机燃烧器(44)，其特征为，所述流入导流装置(46)有两个沿流动方向(22)指向的边(62、64)，它们在入流口(28)的下游尤其平行地聚合。
12.按照权利要求1或2所述的燃气轮机燃烧器(44)，其特征为，所述流入导流装置(46)在导流面(48)的区域内沿切向设计为分成多个部分。
CN200880024086.4A 2007-07-09 2008-07-02 燃气轮机燃烧器 Expired - Fee Related CN101688670B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US95882207P 2007-07-09 2007-07-09
US60/958,822 2007-07-09
PCT/EP2008/058491 WO2009007283A2 (de) 2007-07-09 2008-07-02 Gasturbinenbrenner

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN101688670A CN101688670A (zh) 2010-03-31
CN101688670B true CN101688670B (zh) 2013-05-15

Family

ID=40229140

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN200880024086.4A Expired - Fee Related CN101688670B (zh) 2007-07-09 2008-07-02 燃气轮机燃烧器

Country Status (7)

Country Link
US (2) US8387394B2 (zh)
EP (1) EP2162681B1 (zh)
JP (1) JP5064562B2 (zh)
KR (1) KR101493256B1 (zh)
CN (1) CN101688670B (zh)
RU (1) RU2478877C2 (zh)
WO (1) WO2009007283A2 (zh)

Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8387394B2 (en) * 2007-07-09 2013-03-05 Siemens Aktiengesellschaft Gas-turbine burner
US8371123B2 (en) * 2009-10-28 2013-02-12 General Electric Company Apparatus for conditioning airflow through a nozzle
US8904797B2 (en) * 2011-07-29 2014-12-09 General Electric Company Sector nozzle mounting systems
US20130025285A1 (en) * 2011-07-29 2013-01-31 General Electric Company System for conditioning air flow into a multi-nozzle assembly
US9291102B2 (en) * 2011-09-07 2016-03-22 Siemens Energy, Inc. Interface ring for gas turbine fuel nozzle assemblies
JP5984445B2 (ja) * 2012-03-23 2016-09-06 三菱日立パワーシステムズ株式会社 燃焼器
JP6318443B2 (ja) * 2013-01-22 2018-05-09 三菱日立パワーシステムズ株式会社 燃焼器、及び回転機械
WO2014137412A1 (en) * 2013-03-05 2014-09-12 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine fuel air mixer
US9328664B2 (en) 2013-11-08 2016-05-03 Siemens Energy, Inc. Transition support system for combustion transition ducts for turbine engines
JP6602004B2 (ja) * 2014-09-29 2019-11-06 川崎重工業株式会社 燃料噴射器及びガスタービン
KR101906080B1 (ko) 2014-10-06 2018-10-08 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 연소기 및 가스 터빈
CN107575889B (zh) * 2017-09-05 2023-05-16 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 燃气轮机的燃料喷嘴
CN107726313B (zh) * 2017-09-28 2019-05-24 上海交通大学 可拆卸式可控排气组分的预混柴油燃烧器
DE102018205874A1 (de) 2018-04-18 2019-10-24 Siemens Aktiengesellschaft Brenner mit selektiver Anpassung des Bohrungsmusters für die Gaseindüsung
KR102340397B1 (ko) * 2020-05-07 2021-12-15 두산중공업 주식회사 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4689961A (en) * 1984-02-29 1987-09-01 Lucas Industries Public Limited Company Combustion equipment
EP1103767A1 (en) * 1999-06-09 2001-05-30 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine and gas turbine combustor
CN1395667A (zh) * 2000-01-28 2003-02-05 西门子公司 用于热气通过的部件、尤其用于燃汽轮机结构部件的热防护装置
CN1464959A (zh) * 2001-06-07 2003-12-31 三菱重工业株式会社 燃烧器

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB741836A (en) * 1953-03-05 1955-12-14 Lucas Industries Ltd Combustion chambers for jet-propulsion engines, gas turbines or other prime movers
GB1594463A (en) * 1978-02-07 1981-07-30 Rolls Royce Combustion equipment
JPS6213932A (ja) 1985-07-10 1987-01-22 Hitachi Ltd ガスタ−ビン燃焼器
FR2585770B1 (fr) 1985-08-02 1989-07-13 Snecma Dispositif d'injection a bol elargi pour chambre de combustion de turbomachine
JP2564022B2 (ja) 1990-06-07 1996-12-18 川崎重工業株式会社 ガスタービンの燃焼器
JPH0482557A (ja) 1990-07-26 1992-03-16 Sanden Corp カーボネーターの殺菌洗浄機構
JP2942336B2 (ja) 1990-09-26 1999-08-30 株式会社日立製作所 燃焼器および燃焼設備
RU2083926C1 (ru) * 1993-04-13 1997-07-10 Виноградов Евгений Дмитриевич Фронтовое устройство камеры сгорания
US5359847B1 (en) * 1993-06-01 1996-04-09 Westinghouse Electric Corp Dual fuel ultra-flow nox combustor
IT1273369B (it) 1994-03-04 1997-07-08 Nuovo Pignone Spa Sistema perfezionato combustione a basse emissioni inquinanti per turbine a gas
RU2157954C2 (ru) * 1995-09-05 2000-10-20 Открытое акционерное общество "Самарский научно-технический комплекс им. Н.Д.Кузнецова" Топливовоздушная горелка
JP3697093B2 (ja) * 1998-12-08 2005-09-21 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
JP3986348B2 (ja) * 2001-06-29 2007-10-03 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器の燃料供給ノズルおよびガスタービン燃焼器並びにガスタービン
US7540152B2 (en) * 2006-02-27 2009-06-02 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Combustor
US8387394B2 (en) * 2007-07-09 2013-03-05 Siemens Aktiengesellschaft Gas-turbine burner

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4689961A (en) * 1984-02-29 1987-09-01 Lucas Industries Public Limited Company Combustion equipment
EP1103767A1 (en) * 1999-06-09 2001-05-30 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine and gas turbine combustor
CN1395667A (zh) * 2000-01-28 2003-02-05 西门子公司 用于热气通过的部件、尤其用于燃汽轮机结构部件的热防护装置
CN1464959A (zh) * 2001-06-07 2003-12-31 三菱重工业株式会社 燃烧器

Also Published As

Publication number Publication date
US20130269352A1 (en) 2013-10-17
RU2010104444A (ru) 2011-08-20
JP5064562B2 (ja) 2012-10-31
EP2162681A2 (de) 2010-03-17
WO2009007283A2 (de) 2009-01-15
JP2010532860A (ja) 2010-10-14
KR20100047239A (ko) 2010-05-07
EP2162681B1 (de) 2016-08-31
CN101688670A (zh) 2010-03-31
US20100275605A1 (en) 2010-11-04
US8387394B2 (en) 2013-03-05
RU2478877C2 (ru) 2013-04-10
US8973369B2 (en) 2015-03-10
WO2009007283A3 (de) 2009-04-30
KR101493256B1 (ko) 2015-02-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101688670B (zh) 燃气轮机燃烧器
CN102135034B (zh) 用于燃气轮机的放出式扩散器供送型次级燃烧系统
JP6335903B2 (ja) 火炎シート燃焼器ドーム
US5640851A (en) Gas turbine engine combustion chamber
US6631614B2 (en) Gas turbine combustor
CN101886808A (zh) 带预混合直接喷射辅助燃料喷嘴的干式低NOx燃烧系统
US11421882B2 (en) Swirler, combustor assembly, and gas turbine with improved fuel/air mixing
JP2011242123A (ja) 遅延希薄噴射用噴射器
CN104373961A (zh) 喷燃器布置及用于操作喷燃器布置的方法
US10458655B2 (en) Fuel nozzle assembly
US11846425B2 (en) Dual fuel gas turbine engine pilot nozzles
CN107466354A (zh) 用于燃气涡轮发动机的旋流器、燃烧器和燃烧装置
KR20140007765A (ko) 특히 가스 터빈용 연소기 장치
CN107750322A (zh) 具有预混合火焰稳定器的燃料喷嘴组件
CN105452769B (zh) 旋流器
WO2018082538A1 (en) Method of optimizing premix fuel nozzles for a gas turbine
CN102947650B (zh) 透平燃烧器
KR102010646B1 (ko) 터닝 가이드, 연료 노즐, 연료 노즐 조립체 및 이를 포함하는 가스 터빈
US11708973B2 (en) Combustor
CA2859658A1 (en) Can annular combustion arrangement with flow tripping device
CN102692036A (zh) 具有带有人字形肋的燃料喷嘴衬套的燃烧器
CN1080142C (zh) 双流切向进入式喷嘴
JPH11515089A (ja) 燃焼装置用の燃料噴射装置
CN107525096B (zh) 多管延迟贫喷射器
EP3545236B1 (en) Combustor

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: 20130515

Termination date: 20190702

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee