CN101818907B - 用于抑制涡轮机中燃烧不稳定性的系统 - Google Patents

用于抑制涡轮机中燃烧不稳定性的系统 Download PDF

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Abstract

本发明涉及用于抑制涡轮机中燃烧不稳定性的系统，具体而言，一种用于抑制涡轮机(2)中的燃烧不稳定性的系统包括操作地连接在涡轮机(2)上的至少一个燃烧室(48)，和安装在该至少一个燃烧室(48)上的至少一个预混合器(80-85)。该至少一个预混合器(80-85)构造成接收一定数量的燃料和一定数量的空气，该燃料和空气被混合并排入该至少一个燃烧室(48)中。另外，涡轮机(2)包括操作地与至少一个预混合器(80-85)相关联的燃烧不稳定性抑制系统(90)。该燃烧不稳定性抑制系统(90)构造成产生燃烧不对称性。燃烧不对称性促进涡轮机(2)中的燃烧不稳定性抑制。

Description

用于抑制涡轮机中燃烧不稳定性的系统
技术领域
本文公开的主题涉及涡轮机领域，且更具体地，涉及一种用于抑制涡轮机中的燃烧不稳定性/动态(dynamics)的系统。 
背景技术
燃烧不稳定性/动态是利用贫预混合燃烧的涡轮机中的一种现象。根据燃烧室模式的激励特性，燃烧不稳定性可以是低频率/高频率的。低频燃烧动态场由轴向模式的激励造成，而高频动态场通常由旋流火焰激励燃烧室的径向和方位角模式而造成，并且通常被称为振荡燃烧(screech)。所产生的动态场包括在燃烧期间沿着燃烧器传递的燃烧场分量和声学分量。在某些运行条件下，燃烧分量和声学分量结合以产生高频和/或低频动态场，该动态场对各种涡轮机构件具有负面影响，并可能导致硬件损伤。从燃烧器传递的动态场可能将下游涡轮机构件的模式激励成能够导致灾难性的损伤。 
为了解决这个问题，涡轮机在低于最佳水平下运转，即避免某些运行条件，以避免导致燃烧不稳定性的情况。虽然这在抑制燃烧不稳定性方面是有效的，但是避免这些运行条件限制了涡轮机的整体运行范围。 
对燃烧不稳定性问题的另一方法是更改燃烧器输入条件。更具体地说，已知燃料-空气比的波动造成导致燃烧不稳定性的燃烧动态。通过改变燃料流率而产生燃料-空气混合物中的扰动可使燃烧场与声场分离，从而抑制燃烧不稳定性。虽然上面两种方法在抑制燃烧不稳定性方面都是有效的，但是避免各种运行条件限制了涡轮机的整体运行范围，而操纵燃料-空气比需要复杂的控制机制，并可能导致低效率的 燃烧。 
发明内容
根据本发明的一个方面，用于抑制涡轮机中的燃烧不稳定性的一种系统包括至少一个燃烧器，该燃烧器具有操作地连接在涡轮机上的燃烧室和安装在该燃烧室处的至少一个预混合器。该至少一个预混合器构造成接收一定数量的燃料和一定数量的空气，其被混合并排入该燃烧室中。另外，该涡轮机包括操作上与该至少一个预混合器相关联的燃烧不稳定性抑制系统。该燃烧不稳定性抑制系统构造成产生燃烧不对称性。燃烧不对称性有利于涡轮机中的燃烧不稳定性抑制。 
根据本发明的另一方面，抑制涡轮机中的燃烧不稳定性的一种方法包括引导燃料-空气混合物穿过至少一个预混合器而进入至少一个燃烧室中，并在涡轮机中形成燃烧混合物不对称性。燃烧不对称性抑制了涡轮机中的燃烧不稳定性。 
从结合附图的以下描述，这些及其它优点和特征将变得更为明显。 
附图说明
在说明书所附的权利要求中特别指出并明确要求保护被认为是本发明的主题。从结合附图的以下具体实施方式中将明晰本发明的前述及其它特征和优点，附图中： 
图1是包括根据本发明的示范性实施例的用于抑制燃烧不稳定性的系统的涡轮机的横截面侧视图； 
图2是图1的涡轮机的燃烧器部分的横截面视图； 
图3是根据本发明的示范性实施例而构造的涡轮机的燃烧器部分的示意性横截面视图； 
图4是根据本发明的示范性实施例而构造的多个燃烧器的示意性的横截面视图； 
图5是根据本发明的示范性实施例而构造的燃烧器的透视图；以及 
图6是根据本发明的示范性实施例的燃烧器喷嘴的示意性的横截面视图。 
具体实施方式将参照附图通过示例解释本发明的实施例以及优点和特征。 
部件列表 
2     涡轮机 
4     压缩机 
5     燃烧器组件 
6     燃烧器 
8     燃料喷嘴/喷射组件外壳 
10    涡轮 
12    压缩机/涡轮轴 
22    扩散器 
24    压缩机排气室 
30    端盖 
34    封盖部件 
35    第一表面(34) 
36    第二表面(34) 
44    燃烧器外壳 
46    燃烧器衬里 
48    燃烧室 
55    过渡件 
62    第一级涡轮喷嘴 
64    内壁(55) 
65    外壁(55) 
66     多个开口(65) 
68     环形通道 
72     导向腔 
80     喷嘴组件 
81     喷嘴组件 
82     喷嘴组件 
83     喷嘴组件 
84     喷嘴组件 
85     喷嘴组件 
90     燃烧不稳定性抑制系统 
104    出口部件 
105    出口部件 
106    出口部件 
107    出口部件 
108    出口部件 
109    出口部件 
114    定向构件 
115    定向构件 
116    定向构件 
117    定向构件 
118    定向构件 
119    定向构件 
140    燃烧振荡抑制系统 
141    燃烧器 
142    燃烧器 
145    预混合器或喷嘴组件 
146    预混合器或喷嘴组件 
147    预混合器或喷嘴组件 
148    预混合器或喷嘴组件 
149    预混合器或喷嘴组件 
150    预混合器或喷嘴组件 
155    预混合器/喷嘴组件 
156    预混合器/喷嘴组件 
157    预混合器/喷嘴组件 
158    预混合器/喷嘴组件 
159    预混合器/喷嘴组件 
160    预混合器/喷嘴组件 
165    预混合器/喷嘴组件 
166    预混合器/喷嘴组件 
167    预混合器/喷嘴组件 
168    预混合器/喷嘴组件 
169    预混合器/喷嘴组件 
170    预混合器/喷嘴组件 
185    导管 
186    第一末端部分 
187    第二末端部分 
195    导管 
196    第一末端部分 
197    第二末端部分 
205    燃烧振荡抑制系统 
210    封盖部件 
212    第一分段 
213    第二分段 
214    第三分段 
215    第四分段 
216    第五分段 
217    第六分段 
218    第七分段 
229    第一喷嘴组件 
230    第二喷嘴组件 
231    第三喷嘴组件 
232    第四喷嘴组件 
233    第五喷嘴组件 
234    第六喷嘴组件 
235    第七喷嘴组件 
239    第一出口部分 
240    第二出口部分 
242    第一角形截面 
243    第二角形截面 
具体实施方式
首先参照图1，一般地以2标示了根据本发明的示范性实施例而构造的涡轮机。涡轮机2包括压缩机4和燃烧器组件5，该燃烧器组件具有多个燃烧器，其中一个以6标示。在所示的示范性实施例中，燃烧器6装备有燃料喷嘴或喷射器组件外壳8。涡轮机2还包括涡轮10和公共压缩机/涡轮轴12。在一个实施例中，涡轮机2是商业上可从南卡罗莱纳州格林维尔市通用电气公司得到的PG93719FBA重型燃气涡轮发动机。注意本发明并不局限于任何一款特定的发动机，并且可结合其它燃气涡轮发动机一起使用。 
如图2中最佳地所示，燃烧器6与压缩机4及涡轮10成流动连通联接。压缩机4包括彼此成流动连通联接的扩散器22和压缩机排气室24。燃烧器6还包括定位在其第一端处的端盖30以及封盖部件34。燃烧器6还包括燃烧器外壳44和燃烧器衬里46。如图所示，燃烧器衬里46定位成由燃烧器外壳44径向向内，从而限定燃烧室48。 在燃烧器外壳44和燃烧器衬里46之间限定了环形的燃烧室冷却通道49。过渡件55将燃烧器6联接到涡轮10上。过渡件55向下游朝着第一级涡轮喷嘴62引导燃烧室48中所产生的燃烧气体。为此过渡件55包括内壁64和外壁65。外壁65包括多个开口66，这些开口通向在内壁64和外壁65之间限定的环形通道68。内壁64限定了在燃烧室48和涡轮10之间延伸的导向腔72。 
如以下将更完整地讨论的，燃烧器6包括多个预混合器或喷嘴组件80-85(也参见图3)，其将可燃混合物引入燃烧室48。更具体地说，在运行期间，空气流过压缩机4，并将压缩空气供给燃烧器6。燃料在喷嘴组件80-85中与压缩空气混合，以形成可燃混合物。该可燃混合物从喷嘴组件80-85排入燃烧室48，并被点燃以形成燃烧气体。然后将燃烧气体引导至涡轮10。涡轮10将来自燃烧气体的热能转换成被用来驱动轴12的机械旋转能量。 
更具体地说，涡轮10通过轴12驱动压缩机4(图1中所示)。当压缩机4旋转时，压缩空气如相关箭头所示被排入扩散器22。在该示范性实施例中，从压缩机4排出的压缩空气的大部分通过压缩机排气室24被向燃烧器6引导。任何剩余的压缩空气被引导用于冷却发动机构件。排气室24中的压缩空气通过外壁开口66而被引导进过渡件55，并进入环形通道68。然后从环形通道68引导空气穿过环形的燃烧室冷却通道49，并引向喷嘴组件80-85。燃料和空气进行混合以形成可燃混合物，该可燃混合物在燃烧室48中被点燃产生燃烧气体。燃烧器外壳44有利于将燃烧室48及其相关联的燃烧过程从外部环境(例如周围的涡轮机构件)屏蔽开。从燃烧室48引导燃烧气体穿过导向腔72，并引向第一级涡轮喷嘴62。冲击第一级涡轮喷嘴62的热气体产生旋转力，该旋转力最终从涡轮机2产生功。 
在这点上，应该懂得，上述结构是为了更完整地理解本发明的示范性实施例而呈现的，本发明指向一种燃烧不稳定性抑制系统90。按照以下将变得更为完全清晰的方式，燃烧不稳定性抑制系统90构造 成在与涡轮机2相关联的至少一个燃烧器中产生不对称。根据一个示范性实施例，燃烧不稳定性抑制系统90通过改变来自各个喷嘴组件80-85的可燃混合物的出口几何形状而在燃烧室48内产生不对称。 
如图3中最佳地所示，各个喷嘴组件80-85均包括相应的出口部件104-109，出口部件具有相关联的定向构件114-119。离开各个喷嘴组件80-85的可燃混合物在进入燃烧室48之前经过相关联的定向构件114-119。以这种方式，从各个喷嘴80-85通过的可燃混合物被赋予了旋流或旋转。通过将喷嘴80-85布置在不同的方向上，使得例如喷嘴80的定向构件114赋予与喷嘴81的定向构件115所赋予的相反的旋流或旋转，从而产生干涉。该干涉使动态场的燃烧场分量与声学分量分离，从而最小化燃烧器48内的任何燃烧不稳定性。 
现在将参照图4来描述根据本发明的另一示范性实施例而构造的燃烧不稳定性抑制系统140。在所示的该示范性实施例中，涡轮机2包括布置成罐状-环形阵列的多个燃烧器。更具体地说，涡轮机2至少包括具有燃烧室48的第一燃烧器6、具有燃烧室(没有单独标出)的第二燃烧器141、以及具有燃烧室(也没有单独标出)的燃烧器142。除了所示的三个燃烧器之外，涡轮机2包括多个另外的燃烧器，其数量可从例如8至高达例如12个变化。燃烧器6包括多个预混合器或喷嘴组件145-150。各个喷嘴组件145-150构造成排出具有特殊属性的可燃混合物。也就是说，例如喷嘴组件146将喷射具有第一组态(configuration)的可燃混合物，喷嘴组件147将喷射具有第二组态的可燃混合物，而喷嘴组件149将喷射具有第三组态的可燃混合物。各种组态例如可构成特定的空气燃料混合物、包括特殊稀释剂的可燃混合物等。类似地，燃烧器141包括多个预混合器或喷嘴组件155-160，它们各构造成排出具有特定组态的可燃混合物。同样地，燃烧器142包括多个预混合器或喷嘴组件165-170，它们也各构造成喷射具有特定组态的可燃混合物。 
在所示的该示范性实施例中，燃烧器6通过交火管(cross-fire tube) 或导管185而连接在燃烧器141上，交火管或导管185具有第一末端部分186和第二末端部分187。更具体地说，第一末端部分186流体地连接在燃烧器6上，而第二末端部分187流体地连接在第二燃烧器141上。类似地，第二燃烧器141通过交火管或导管195而流体地连接在第三燃烧器142上，交火管或导管195具有延伸至第二末端部分197的第一末端部分196。第一末端部分196流体地连接在燃烧器141上，而第二末端部分197流体地连接在燃烧器142上。利用此布置，当例如燃烧器6内的可燃混合物被点燃时，相关联的火焰前缘穿过导管185和195，点燃相邻燃烧器141和142中的可燃混合物。 
进一步根据所示的该示范性实施例，各个燃烧器6，141和142内的喷嘴组件的特定定向布置成有特殊性，以便在燃烧器之间产生燃烧不对称性。更具体地说，燃烧器6中的喷嘴组件146构造成喷射具有第一组态的可燃混合物，并且定位在导管185的第一末端部分186附近。相反，喷嘴组件159构造成以不同于第一组态的第二组态喷射燃料空气混合物，并且布置在导管185的第二末端部分187附近。利用此布置，燃烧不稳定性抑制系统140在燃烧器6和141之间产生不对称。通过在燃烧器6和141之间产生不对称，使动态场的燃烧场分量与声学分量分离，从而抑制涡轮机2所产生的燃烧不稳定性。 
再进一步根据所示的该示范性实施例，燃烧不稳定性抑制系统140在燃烧器141和燃烧器142之间产生不对称。更具体地说，喷嘴组件156构造成喷射具有第三组态的可燃混合物，并布置在导管195的第一末端部分196附近。相反，喷嘴组件169构造成喷射具有第一组态的可燃混合物，并布置在导管195的第二末端部分197附近。通过在导管195的任一端处布置以不同的组态喷射可燃混合物的喷嘴组件，燃烧不稳定性抑制系统140在燃烧器141和142之间产生附加的不对称，以使燃烧场分量与声学分量分离，从而进一步降低燃烧不稳定性。 
现在将参照图5和图6来描述根据本发明的另一示范性实施例而 构造的燃烧不稳定性抑制系统205。如图所示，燃烧不稳定性抑制系统205包括封盖部件210，该封盖部件210具有以相对于中心线轴线A的第一角度布置的第一分段212、以相对于中心线轴线A的第二角度布置的第二分段213、以相对于中心线轴线A的第三角度布置的第三分段214、以相对于中心线轴线A的第四角度布置的第四分段215、以相对于中心线轴线A的第五角度布置的第五分段216、具有相对于中心线轴线A的第六角度的第六分段217以及以相对于中心线轴线A的第七角度布置的第七分段218。 
如图5中进一步所示，第一喷嘴组件229布置在第一分段212内，第二喷嘴组件230布置在第二分段213内，第三喷嘴组件231布置在第三分段214内，第四喷嘴组件232布置在第四分段215内，第五喷嘴组件233布置在第五分段216内，第六喷嘴组件234布置在第六分段217内，并且第七喷嘴235布置在第七分段218内。 
根据本发明的示范性实施例，第七喷嘴组件235构造成沿着中心线轴线A喷射可燃混合物，而喷嘴组件229-234构造成以相对于彼此的和相对于中心线轴线A的角度喷射可燃混合物。利用此布置，燃烧不稳定性抑制系统205在燃烧室48内产生不对称，从而使燃烧场分量与声学分量分离，以最小化或基本上消除任何燃烧不稳定性。 
因为各个喷嘴组件229-235是大体上类似地构造的，所以在认为其余喷嘴组件230-235包括相应结构的前提下，以下将参照喷嘴组件229进行详细描述。如图6中所示，喷嘴组件229包括具有第一中心线轴线X的第一出口部分239和具有中心线轴线Y的第二出口部分240。根据该示范性实施例，第二出口部分240相对于中心线轴线X偏置，从而有助于燃烧室48内的燃烧不对称性。另外，第一出口部分239包括第一角形截面242，而第二出口部分240包括第二角形截面243。各个角形截面242，243与第一分段212的角度相对应。 
在这点上，应该懂得，本发明的示范性实施例在涡轮机燃烧器内产生燃烧不对称性和/或在相邻的燃烧器之间产生燃烧不对称性，从而 使燃烧场分量与声学分量分离，以便抑制涡轮机内的燃烧不稳定性。通过在源头处，即在预混合器和燃烧器处而不是在其下游抑制燃烧不稳定性，动态场没有机会增长并通过涡轮机的各种构件传播。 
虽然已经结合仅有限数量的实施例详细描述了本发明，但是应该容易懂得，本发明并不局限于此类公开的实施例。相反，可修改本发明以结合迄今尚未描述过但与本发明的精神和范围相称的许多变体、改型、替代或等效装置。另外，虽然已经描述了本发明的各种实施例，但是应该懂得本发明的各方面可仅包括其中一些所述实施例。因此，本发明不应被视为局限于前面的描述，而只是受到所附权利要求的范围限制。 

Claims (9)

1.一种用于抑制涡轮机(2)中的燃烧不稳定性的系统，包括： 
至少一个燃烧器，其具有操作地连接到所述涡轮机(2)上的燃烧室(48)； 
至少一个预混合器(80-85)，其安装在所述至少一个燃烧室(48)处，所述至少一个预混合器(80-85)构造成接收一定数量的燃料和一定数量的空气，该燃料和空气被混合并排入所述至少一个燃烧室(48)；以及 
燃烧不稳定性抑制系统(90)，其操作地与所述至少一个预混合器(80-85)相关联，所述燃烧不稳定性抑制系统(90)构造成产生燃烧不对称性，所述燃烧不对称性促进所述涡轮机中的燃烧不稳定性抑制； 
所述燃烧不稳定性抑制系统(90)包括设于所述至少一个预混合器(80-85)上的出口部件(104-109)，所述出口部件(104-109)包括定向构件(114-119)，所述定向构件(114-119)给排入所述燃烧室(48)中的燃料-空气混合物赋予一角度，所述燃料-空气混合物的所述角度产生抑制所述涡轮机(2)中的燃烧不稳定性的所述燃烧不对称性。 
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述燃烧不稳定性抑制系统(90)在所述燃烧室(48)内产生燃烧不对称性。 
3.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，该系统包括多个燃烧器，各燃烧器具有相关联的燃烧室，所述燃烧不稳定性抑制系统(90)在所述多个燃烧器(6，141，142)的相邻燃烧器之间、在所述相关联 的燃烧室内产生所述燃烧不对称性。 
4.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述至少一个预混合器(80-85)包括第一预混合器(80)和第二预混合器(81)，所述第一预混合器(80)具有包括第一定向构件(114)的第一出口部件(104)，并且所述第二预混合器(81)具有带有第二定向构件(115)的第二出口部件(105)，所述第一定向构件(114)定位成以第一角度引导所述燃料-空气混合物，而所述第二定向构件(115)定位成以第二角度引导所述燃料-空气混合物，所述第一角度不同于所述第二角度。 
5.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，该系统包括第一燃烧器(6)和第二燃烧器(141)，所述第一燃烧器(6)和所述第二燃烧器(141)通过导管(185)而流体地连接，所述导管(185)具有通向所述第一燃烧器(6)的第一末端部分(186)和通向所述第二燃烧器(141)的第二末端部分(187)，所述第一燃烧器(6)包括排出第一燃料-空气混合物的第一预混合器(145)，而所述第二燃烧器(141)包括排出第二燃料-空气混合物的第二预混合器(155)，所述第一预混合器(145)以相对于所述导管(185)的所述第一末端部分(186)的第一方向布置，而所述第二预混合器(155)以相对于所述导管(185)的所述第二末端部分(187)的第二方向布置，所述第一方向不同于所述第二方向。 
6.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述燃烧不稳定性抑制系统(90)包括封盖部件(210)，所述封盖部件(210)具有以第一角度形成的至少一个分段(212)，和布置在所述至少一个分段处的至少一个预混合器，所述至少一个预混合器(229)包括具有第一纵向轴线 的第一出口部分(239)和具有第二纵向轴线的第二出口部分(240)，所述第一纵向轴线偏离所述第二纵向轴线。 
7.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述第一出口部分(239)包括第一角形截面(242)。 
8.根据权利要求7所述的系统，其特征在于，所述第一角形截面(242)对应于所述第一角度。 
9.根据权利要求7所述的系统，其特征在于，所述第二出口部分(240)包括第二角形截面(243)。 
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2506499C2 (ru) * 2009-11-09 2014-02-10 Дженерал Электрик Компани Топливные форсунки газовой турбины с противоположными направлениями завихрения
US8875516B2 (en) * 2011-02-04 2014-11-04 General Electric Company Turbine combustor configured for high-frequency dynamics mitigation and related method
CN102788367B (zh) * 2011-05-18 2015-04-22 中国科学院工程热物理研究所 燃气轮机柔和燃烧室及实现方法
US8826667B2 (en) 2011-05-24 2014-09-09 General Electric Company System and method for flow control in gas turbine engine
EP2644997A1 (en) * 2012-03-26 2013-10-02 Alstom Technology Ltd Mixing arrangement for mixing fuel with a stream of oxygen containing gas
US20140083103A1 (en) * 2012-09-25 2014-03-27 United Technologies Corporation Gas turbine asymmetric nozzle guide vanes
US9546601B2 (en) 2012-11-20 2017-01-17 General Electric Company Clocked combustor can array
US10088165B2 (en) 2015-04-07 2018-10-02 General Electric Company System and method for tuning resonators
EP2796789B1 (en) * 2013-04-26 2017-03-01 General Electric Technology GmbH Can combustor for a can-annular combustor arrangement in a gas turbine
US20140345287A1 (en) * 2013-05-21 2014-11-27 General Electric Company Method and system for combustion control between multiple combustors of gas turbine engine
US9689574B2 (en) 2014-02-03 2017-06-27 General Electric Company System and method for reducing modal coupling of combustion dynamics
US9644845B2 (en) 2014-02-03 2017-05-09 General Electric Company System and method for reducing modal coupling of combustion dynamics
US9964045B2 (en) 2014-02-03 2018-05-08 General Electric Company Methods and systems for detecting lean blowout in gas turbine systems
US9709279B2 (en) 2014-02-27 2017-07-18 General Electric Company System and method for control of combustion dynamics in combustion system
US9709278B2 (en) 2014-03-12 2017-07-18 General Electric Company System and method for control of combustion dynamics in combustion system
US9644846B2 (en) 2014-04-08 2017-05-09 General Electric Company Systems and methods for control of combustion dynamics and modal coupling in gas turbine engine
US9845956B2 (en) 2014-04-09 2017-12-19 General Electric Company System and method for control of combustion dynamics in combustion system
JP6236149B2 (ja) * 2014-05-23 2017-11-22 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン燃焼器及びガスタービン
US20150345794A1 (en) * 2014-05-28 2015-12-03 General Electric Company Systems and methods for coherence reduction in combustion system
US9845732B2 (en) 2014-05-28 2017-12-19 General Electric Company Systems and methods for variation of injectors for coherence reduction in combustion system
US9551283B2 (en) 2014-06-26 2017-01-24 General Electric Company Systems and methods for a fuel pressure oscillation device for reduction of coherence
JP6325930B2 (ja) * 2014-07-24 2018-05-16 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン燃焼器
US9982604B2 (en) 2015-01-20 2018-05-29 United Technologies Corporation Multi-stage inter shaft ring seal
US10113747B2 (en) 2015-04-15 2018-10-30 General Electric Company Systems and methods for control of combustion dynamics in combustion system
JP6822868B2 (ja) * 2017-02-21 2021-01-27 三菱重工業株式会社 燃焼器及びガスタービン

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5596873A (en) * 1994-09-14 1997-01-28 General Electric Company Gas turbine combustor with a plurality of circumferentially spaced pre-mixers
US5647215A (en) * 1995-11-07 1997-07-15 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine combustor with turbulence enhanced mixing fuel injectors
US5791137A (en) * 1995-11-13 1998-08-11 United Technologies Corporation Radial inflow dual fuel injector
US6430930B1 (en) * 1998-08-11 2002-08-13 Abb Ab Arrangement for reduction of acoustic vibrations in a combustion chamber
CN1505745A (zh) * 2001-04-27 2004-06-16 带有组合的罐状环形燃烧室的燃气轮机及操纵该燃气轮机的方法

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4563875A (en) * 1974-07-24 1986-01-14 Howald Werner E Combustion apparatus including an air-fuel premixing chamber
EP0019417B1 (en) * 1979-05-18 1983-01-12 Rolls-Royce Plc Combustion apparatus for gas turbine engines
US4539811A (en) * 1982-01-27 1985-09-10 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Multi-port dump combustor
US4991398A (en) * 1989-01-12 1991-02-12 United Technologies Corporation Combustor fuel nozzle arrangement
US5943866A (en) * 1994-10-03 1999-08-31 General Electric Company Dynamically uncoupled low NOx combustor having multiple premixers with axial staging
US5687571A (en) * 1995-02-20 1997-11-18 Asea Brown Boveri Ag Combustion chamber with two-stage combustion
JPH08303779A (ja) * 1995-05-12 1996-11-22 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器
US5722230A (en) * 1995-08-08 1998-03-03 General Electric Co. Center burner in a multi-burner combustor
DE19615910B4 (de) * 1996-04-22 2006-09-14 Alstom Brenneranordnung
EP1255074B1 (de) * 2001-05-01 2005-11-23 Alstom Technology Ltd Schwingungsreduktion in einer Brennkammer
DE10160997A1 (de) * 2001-12-12 2003-07-03 Rolls Royce Deutschland Magervormischbrenner für eine Gasturbine sowie Verfahren zum Betrieb eines Magervormischbrenners
US7827797B2 (en) * 2006-09-05 2010-11-09 General Electric Company Injection assembly for a combustor
JP4727548B2 (ja) * 2006-10-13 2011-07-20 三菱重工業株式会社 燃焼器
US20090061369A1 (en) * 2007-08-28 2009-03-05 Gas Technology Institute Multi-response time burner system for controlling combustion driven pulsation
GB2454247A (en) * 2007-11-02 2009-05-06 Siemens Ag A Combustor for a Gas-Turbine Engine Has a Burner Head with Fuel Delivered at a Compound Angle

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5596873A (en) * 1994-09-14 1997-01-28 General Electric Company Gas turbine combustor with a plurality of circumferentially spaced pre-mixers
US5647215A (en) * 1995-11-07 1997-07-15 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine combustor with turbulence enhanced mixing fuel injectors
US5791137A (en) * 1995-11-13 1998-08-11 United Technologies Corporation Radial inflow dual fuel injector
US6430930B1 (en) * 1998-08-11 2002-08-13 Abb Ab Arrangement for reduction of acoustic vibrations in a combustion chamber
CN1505745A (zh) * 2001-04-27 2004-06-16 带有组合的罐状环形燃烧室的燃气轮机及操纵该燃气轮机的方法

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