CN102192508B - 沿轴向分级的预混合燃烧室 - Google Patents

沿轴向分级的预混合燃烧室 Download PDF

Info

Publication number
CN102192508B
CN102192508B CN201110043127.8A CN201110043127A CN102192508B CN 102192508 B CN102192508 B CN 102192508B CN 201110043127 A CN201110043127 A CN 201110043127A CN 102192508 B CN102192508 B CN 102192508B
Authority
CN
China
Prior art keywords
combustion chamber
nozzle
radially outer
air
central nozzle
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
CN201110043127.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102192508A (zh
Inventor
A·瓦里夫
S·A·梅斯科夫
M·哈德莱
S·怀德纳
G·迈尔斯
V·A·米特罗发诺夫
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 CN102192508A publication Critical patent/CN102192508A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102192508B publication Critical patent/CN102192508B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/46—Combustion chambers comprising an annular arrangement of several essentially tubular flame tubes within a common annular casing or within individual casings
    • 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

Landscapes

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

Abstract

本发明涉及沿轴向分级的预混合燃烧室。一种用于燃气轮机的燃烧器(10)包括布置成环形阵列的多个径向外部喷嘴(26)，各个径向外部喷嘴具有定位成以便对第一燃烧室(32)供应燃料和/或空气的出口端。中心喷嘴(28)具有位于径向外部喷嘴的出口端的轴向上游的出口端，并且构造和布置成以便对在第一燃烧室的轴向上游的第二燃烧室(36)供应燃料和空气。第二燃烧室(36)通向第一燃烧室(32)，并且具有足以保持中心喷嘴火焰限制在第二燃烧室中的长度。

Description

沿轴向分级的预混合燃烧室
技术领域
本发明涉及燃气轮机技术，并且更具体而言，涉及促进增强的CO烧除的沿轴向分级的燃气轮机燃烧器喷嘴构造。
背景技术
目前，由于包含在燃烧气体中的CO的量的原因，对于以别的方式合乎需要地降低燃烧气体的出口温度存在限制。换句话说，燃烧器出口温度必须保持相对较高，以便确保CO烧除满足CO的所需的排放水平。为了保持燃烧器出口温度足够高，以在低负荷或无负荷状态下保持低的CO水平，即使是在低动力要求的时期期间，用户必须或者使涡轮停机，或者保持涡轮“联机”，从而提高了消耗的燃料的量。
因此，存在对于这样一种机械装置的需要：通过该机械装置，可降低燃气轮机中的燃烧所产生的CO量，使得用户的调低能力可得到提高。更具体而言，如果可在燃烧器在低负荷或无负荷状态下降低CO水平，则用户将在电需求降低的时间期间使用更少燃料。这继而可产生直接的燃料节省，而不必使涡轮停机以及然后在需求恢复时重新启动涡轮，从而还产生了可靠性的增强。
发明内容
在第一个示例性但非限制性的实施例中，本发明涉及一种用于燃气轮机的燃烧器，包括：布置成基本环形的阵列的多个径向外部喷嘴，各个径向外部喷嘴具有定位成以便对第一燃烧室供应燃料和/或空气的出口端；至少中心喷嘴，其具有位于径向外部喷嘴的出口端的轴向上游的出口端，构造和布置成以便对在第一燃烧室的轴向上游的第二燃烧室供应燃料和空气，第二燃烧室通向第一燃烧室，并且具有足以保持中心喷嘴火焰限制在第二燃烧室中的长度。
在另一个示例性方面，本发明涉及一种用于燃气轮机的燃烧器，包括：布置成基本环形的阵列的多个喷嘴，各个喷嘴具有定位成以便对第一燃烧室供应燃料和/或空气的出口端；中心喷嘴和该多个喷嘴中的至少一个，具有位于该多个喷嘴中的其余喷嘴的出口端的轴向上游的出口端，构造和布置成以便对在第一燃烧室的轴向上游的第二燃烧室供应燃料和空气，第二初级燃烧室通向第一燃烧室，并且具有足以保持中心喷嘴火焰和该多个喷嘴中的该至少一个的火焰限制在第二燃烧室中的长度。
在又一个示例性方面，本发明提供了一种操作燃气轮机的方法，该燃气轮机具有至少一个燃烧器，通过多个喷嘴来对该至少一个燃烧器供应燃料和/或空气，多个喷嘴包括包围中心喷嘴的外部喷嘴阵列，该方法包括(a)在无负荷或低负荷状态下，对中心喷嘴供应燃料和空气，以及对外部喷嘴阵列供应仅空气，同时使中心喷嘴产生的火焰与流过外部喷嘴阵列的空气隔离开；以及(b)在更高的负荷状态下，通过外部喷嘴阵列和中心喷嘴两者来供应燃料/空气混合物，使得外部喷嘴阵列产生的火焰保持在第一燃烧室中，并且中心喷嘴产生的火焰保持在第一燃烧室的上游的第二燃烧室中。
现在将结合下面标示的图来对本发明进行更加详细的描述。
附图说明
图1是根据本发明的第一个示例性但非限制性的实施例的、通过燃气轮机燃烧器的截面；
图2是图1所示的燃烧器的局部的放大透视图；
图3是图2所示的燃烧器的部分剖开的透视图；以及
图4是根据另一个示例性但非限制性的实施例的燃烧器构造的示意图。
部件列表
10燃烧器
12环形通道
14过渡件
16燃烧室衬套
18、20流动套管
22、24冷却孔
26、126外部喷嘴
28、128中心喷嘴
30、50器件
32第一燃烧室
34单个喷嘴叶片
36、136第二燃烧室
38燃烧器帽
40壳体壁
42管状部件
44环形板
46外部喷嘴管
48中心喷嘴管
50旋流器入口
52孔口
具体实施方式
现在参照图1-3，示出了根据本发明的一个示例性但非限制性的实施例的燃气轮机燃烧器10。将理解，燃烧器10与在燃气轮机壳体周围布置成环形阵列的若干个其它类似的燃烧器典型地结合在一起，各个燃烧器对涡轮的第一级供应燃烧气体。各个燃烧器10均供有来自压缩机(未显示)的空气。使压缩机空气反向流动(如由流箭头所示)而进入环形通道12中，环形通道12位于在径向内部且沿轴向对准的过渡件14和燃烧室衬套16(一方面)与在径向外部且沿轴向对准的流动套管18和20(另一方面)之间。压缩机空气12通过相应的流动套管18和20中的冲击冷却孔22、24流到通道12中，从而在燃烧器的入口端处的反向流动之前，还对过渡件和燃烧器衬套提供冷却。大体上，而且在某些运行条件下，空气将流到与多个六个径向外部喷嘴26中的各个和中心喷嘴28(燃烧器中的喷嘴数量典型地在6和8之间变化)相关联的空气喷射器中，在空气喷射器中，空气与通过燃烧器端盖30供应到喷嘴的燃料预混合。来自径向外部喷嘴28的空气/燃料混合物喷射到燃烧区或主燃烧室32中。通过火花塞(未显示)连同联焰管(也未显示)来实现点火，联焰管连接相邻的燃烧器。热的燃烧气体从燃烧室32流到过渡件14中，然后流到燃气轮机的第一级，第一级由单个喷嘴叶片34表示。至此，所描述的燃烧器是大体众所周知的，而本发明在此处涉及中心喷嘴28相对于径向外部喷嘴26和30的位置，以及涉及在第一(或主)燃烧室32的上游建立第二(或初级)燃烧室36。
更具体而言，以及尤其是继续参照图2和3，中心喷嘴28在上游方向上内凹(相对于各图中从左到右的燃烧气体的流向)。换句话说，中心喷嘴28沿轴向位于径向外部的周围喷嘴26的出口的后面。燃烧器帽38支承外部喷嘴的出口端，但是构造和安装成以便允许压缩机空气在该帽和壳体壁40(图1)之间流动。基本圆柱形的管状部件42从帽38向后延伸到中心喷嘴28的出口端，从而形成初级燃烧室36，初级燃烧室36在帽38的最前面的板44处通向主燃烧室32。将室36的长度确定为以便足以允许CO完全燃烧，同时保护中心喷嘴火焰不受通过径向外部喷嘴26流到主室32中的周围的冷空气的影响。
燃料如上所述通过端盖30供应到径向外部喷嘴管(在46处显示了两个(图1))，以及供应到中心喷嘴管48，而空气则在以传统的方式构造的预混合旋流器入口50(在图3中显示了两个)处供应到径向外部喷嘴26，以及经由径向导叶54中的孔口52通过预混合旋流器入口供应到中心喷嘴28。
在低负荷状态直到全速无负荷(FSNL)时，燃料仅供应到中心喷嘴28，而空气则流过径向外部喷嘴26。通过将中心喷嘴火焰限制在初级燃烧室36中，保护了其不受通过径向外部喷嘴26供应的冷空气的影响，且从而不会经受不合需要的温度下降。因此，通过使中心喷嘴火焰保持在高温处，以及使中心喷嘴28有足够的燃料量，中心喷嘴火焰将烧除残余的CO。继而，在动力要求低时，CO水平的降低将允许涡轮操作员甚至进一步以负荷降低的燃料消耗来小心地使燃气轮机减速。
当负荷增大时，就出现燃烧所需的燃料的量大于中心喷嘴28可供应的状况。然后将径向外部喷嘴26引入使用，燃料供应到径向外部喷嘴，与压缩机供应的燃烧空气混合，如上所述。与外部喷嘴26相关联的燃烧火焰锚定在初级燃烧室36的下游、主燃烧室32内。径向外部喷嘴26可同时或按某个预定的顺序(或者例如2或3个一组地同时)“点着”或点燃，如针对特定的燃烧器应用的燃烧优化所规定的那样。
无论如何，在FSFL时，中心喷嘴火焰保持锚定在初级燃烧室36中，而外部喷嘴火焰则保持锚定在主燃烧室32中、初级燃烧室36的下游。因为限定初级燃烧室36的管状部件42直接暴露于中心喷嘴火焰，所以管状部件42必须由任何适当的器件冷却，诸如，例如应用隔热涂层、冲击冷却、添加湍流器或以上的任何组合。
在本发明的对特定的涡轮模型的优化应用中，燃烧空气的三分之一(1/3)将流过中心喷嘴，三分之二(2/3)通过外部喷嘴阵列，phi比为大约0.6(phi是定义为实际燃料/空气比与化学计量值的比的当量比)。典型的phi值的范围从0.50至0.65。
在一个备选的操作模式中，在FSFL时，中心喷嘴28中的火焰可熄灭相对短的时间，然后重新对其供应燃料，使得火焰在初级燃烧室36的下游重新点燃(并且保持)。通过在主燃烧室40中重新点燃中心喷嘴火焰且将其保持在初级燃烧室36之外，管状部件42的温度将会更冷，而且供应到中心喷嘴28的燃料和空气的混合区被延长，从而产生更好的混合和更低的NOx排放。在这个备选的FSFL操作模式中，可能有利的是使管状部件42的壁沿下游方向向内渐缩。燃料/空气混合物以更高的速度运动通过减小的截面会防止中心喷嘴火焰向上游运动而回到初级燃烧室中。注意，在决定在初级燃烧室36内重新点燃火焰的情况下，在该室中提供火花塞或其它点火器是必要的。
在又一个示例性但非限制性实施例中，在FSNL时，可保护不止一个喷嘴不受流过周围或附近的喷嘴的冷空气的影响。例如，中心喷嘴和在外部阵列中的一个或两个其它的喷嘴可以以与以上关于中心喷嘴28所描述的相同的方式内凹。另外，该一个或两个额外的喷嘴可位于单个长形、椭圆形或其它形状的燃烧室中，也就是说，室形状将由内凹的喷嘴的数量和位置规定。在图4中显示了一个这种布置，在该布置中，中心喷嘴128和周围的径向外部喷嘴126阵列中的一个凹入由长形的管状部件142限定的第二燃烧室136内。
因此，这种开发出的多级燃烧器能够通过在内凹的燃烧室(初级燃烧室36)中建立燃烧区，使供有燃料的喷嘴(例如中心喷嘴28)反应火焰与离开相邻的未供有燃料的喷嘴(例如在部分负荷或无负荷状态时的径向外部喷嘴26)的过度地冷的周围空气隔离开，以便在该室的末端处完成CO烧除。

Claims (13)

1.一种用于燃气轮机的燃烧器(10)，包括：
布置成基本环形的阵列的多个径向外部喷嘴(26)，所述径向外部喷嘴设置在轴向延伸的外部喷嘴管(46)的轴向下游端，所述径向外部喷嘴中的各个具有定位成以便对第一燃烧室(32)供应燃料和/或空气的出口端，所述径向外部喷嘴的所述出口端终止于界定所述第一燃烧室的上游端的环形板(44)中；
至少一个中心喷嘴(28)，其具有位于所述径向外部喷嘴的所述出口端、所述环形板、和所述第一燃烧室的轴向上游的出口端，所述中心喷嘴设置在轴向延伸的中心喷嘴管(48)的轴向下游端、并且构造和布置成以便对在所述第一燃烧室(32)的轴向上游的第二燃烧室(36)供应燃料和空气，所述第二燃烧室(36)轴向位于所述第一燃烧室的上游、并且从所述中心喷嘴的出口端延伸并通向所述第一燃烧室的所述上游端，并且所述第二燃烧室经配置成将中心喷嘴火焰限制在所述第二燃烧室以使得所述中心喷嘴火焰不被通过所述径向外部喷嘴向下游流到第一燃烧室中的冷空气熄灭；
所述多个径向外部喷嘴的所述出口端支承在所述环形板内，并且其中，限定所述第二燃烧室的管状部件(42)自所述环形板(44)沿上游方向延伸。
2.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，提供器件(30,50)，以对所述多个径向外部喷嘴供应仅空气，或者供应空气和燃料。
3.根据权利要求2所述的燃烧器，其特征在于，提供器件(30)，以对所述中心喷嘴供应燃料和空气。
4.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，除了所述中心喷嘴(128)之外，所述多个径向外部喷嘴(126)中的一个或多个具有在所述多个径向外部喷嘴中的其余径向外部喷嘴的上游的出口端。
5.根据权利要求4所述的燃烧器，其特征在于，所述多个径向外部喷嘴(126)中的所述一个或多个构造和布置成以便对所述第二燃烧室(136)供应燃料和空气。
6.一种用于燃气轮机的燃烧器(10)，包括：
布置成基本环形的阵列的多个径向外部喷嘴(26)，所述径向外部喷嘴设置在轴向延伸的外部喷嘴管(46)的轴向下游端，所述径向外部喷嘴中的各个具有定位成以便对第一燃烧室(32)供应燃料和/或空气的出口端，所述径向外部喷嘴的所述出口端终止于界定所述第一燃烧室的上游端的环形板(44)中；
设置在轴向延伸的中心喷嘴管(48)的轴向下游端的中心喷嘴(128)和所述多个喷嘴(126)中的至少一个，具有位于所述多个喷嘴中的其余喷嘴的所述出口端的轴向上游的出口端，构造和布置成以便对在所述第一燃烧室(32)的轴向上游的第二燃烧室(36)供应燃料和空气，所述第二燃烧室(36)的下游端通向所述第一燃烧室(32)的所述上游端，并且所述第二燃烧室经配置成将中心喷嘴火焰和所述多个喷嘴中的所述至少一个喷嘴的火焰限制在所述第二燃烧室以使得所述中心喷嘴火焰不被通过所述径向外部喷嘴向下游流到第一燃烧室中的冷空气熄灭；
除了所述多个喷嘴中的所述至少一个之外，所述径向外部喷嘴(126)的所述出口端支承在环形板(44)中，并且其中，限定所述第二燃烧室的管状部件(42)自所述环形板沿上游方向延伸。
7.根据权利要求6所述的燃烧器，其特征在于，提供器件(30,50)，以对所述多个径向外部喷嘴供应仅空气，或者供应空气和燃料。
8.根据权利要求7所述的燃烧器，其特征在于，提供器件(30)，以对所述中心喷嘴供应燃料和空气。
9.一种操作燃气轮机的方法，所述燃气轮机具有至少一个根据权利要求1所述的燃烧器(10)，所述方法包括：
a.在无负荷或低负荷状态下，对所述中心喷嘴(28)供应燃料和空气，以及对所述外部喷嘴(26)阵列供应仅空气，同时使所述中心喷嘴(28)产生的火焰与流过所述外部喷嘴(26)阵列的空气隔离开；以及
b.在更高负荷状态下，通过所述外部喷嘴(26)阵列和所述中心喷嘴(28)两者来供应燃料/空气混合物，使得所述外部喷嘴阵列产生的火焰保持在第一燃烧室(32)中，并且所述中心喷嘴产生的火焰保持在所述第一燃烧室的上游的第二燃烧室(36)中。
10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括：
c.使所述中心喷嘴(28)产生的所述火焰熄灭；以及
d.用所述第一燃烧室(32)再次点燃所述中心喷嘴(28)产生的新火焰。
11.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，所述第一燃烧室(32)具有足以在低负荷水平或无负荷水平处烧除CO的长度。
12.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，所述方法包括冷却限定所述第二燃烧室(36)的管状部件(42)。
13.根据权利要求12所述的方法，其特征在于，通过冲击冷却、隔热涂层、湍流器或它们的任何组合中的任何一个来实现所述冷却。
CN201110043127.8A 2010-02-16 2011-02-16 沿轴向分级的预混合燃烧室 Expired - Fee Related CN102192508B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010105138/06A RU2534189C2 (ru) 2010-02-16 2010-02-16 Камера сгорания для газовой турбины(варианты) и способ эксплуатации газовой турбины
RU2010105138 2010-02-16

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102192508A CN102192508A (zh) 2011-09-21
CN102192508B true CN102192508B (zh) 2015-11-25

Family

ID=44317404

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201110043127.8A Expired - Fee Related CN102192508B (zh) 2010-02-16 2011-02-16 沿轴向分级的预混合燃烧室

Country Status (6)

Country Link
US (1) US20110197591A1 (zh)
JP (1) JP5775319B2 (zh)
CN (1) CN102192508B (zh)
CH (1) CH702737B1 (zh)
DE (1) DE102011000589A1 (zh)
RU (1) RU2534189C2 (zh)

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8161750B2 (en) * 2009-01-16 2012-04-24 General Electric Company Fuel nozzle for a turbomachine
US20130081397A1 (en) * 2011-10-04 2013-04-04 Brandon Taylor Overby Forward casing with a circumferential sloped surface and a combustor assembly including same
US9404655B2 (en) * 2012-01-20 2016-08-02 General Electric Company Process of fabricating a fuel nozzle assembly
AU2013219140B2 (en) 2012-08-24 2015-10-08 Ansaldo Energia Switzerland AG Method for mixing a dilution air in a sequential combustion system of a gas turbine
US9650959B2 (en) 2013-03-12 2017-05-16 General Electric Company Fuel-air mixing system with mixing chambers of various lengths for gas turbine system
US9765973B2 (en) 2013-03-12 2017-09-19 General Electric Company System and method for tube level air flow conditioning
US9671112B2 (en) 2013-03-12 2017-06-06 General Electric Company Air diffuser for a head end of a combustor
US9759425B2 (en) * 2013-03-12 2017-09-12 General Electric Company System and method having multi-tube fuel nozzle with multiple fuel injectors
US9528444B2 (en) 2013-03-12 2016-12-27 General Electric Company System having multi-tube fuel nozzle with floating arrangement of mixing tubes
US9651259B2 (en) 2013-03-12 2017-05-16 General Electric Company Multi-injector micromixing system
US9534787B2 (en) 2013-03-12 2017-01-03 General Electric Company Micromixing cap assembly
EP2796789B1 (en) 2013-04-26 2017-03-01 General Electric Technology GmbH Can combustor for a can-annular combustor arrangement in a gas turbine
WO2019012559A1 (en) * 2017-07-12 2019-01-17 Bharat Forge Limited ADDITIVE FABRICATION PROCESS FOR COMBUSTION CHAMBER

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4058977A (en) * 1974-12-18 1977-11-22 United Technologies Corporation Low emission combustion chamber
CN1080383A (zh) * 1992-03-30 1994-01-05 通用电气公司 降低成本的干燥的低氧化氮燃烧室罩子的主要组件
US5836164A (en) * 1995-01-30 1998-11-17 Hitachi, Ltd. Gas turbine combustor

Family Cites Families (48)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3788065A (en) * 1970-10-26 1974-01-29 United Aircraft Corp Annular combustion chamber for dissimilar fluids in swirling flow relationship
FR2221621B1 (zh) * 1973-03-13 1976-09-10 Snecma
US3919840A (en) * 1973-04-18 1975-11-18 United Technologies Corp Combustion chamber for dissimilar fluids in swirling flow relationship
US3872664A (en) * 1973-10-15 1975-03-25 United Aircraft Corp Swirl combustor with vortex burning and mixing
US4052844A (en) * 1975-06-02 1977-10-11 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation Gas turbine combustion chambers
US4112676A (en) * 1977-04-05 1978-09-12 Westinghouse Electric Corp. Hybrid combustor with staged injection of pre-mixed fuel
JPS5414028A (en) * 1977-07-01 1979-02-01 Chugai Ro Kogyo Kaisha Ltd Low nox burner
US4257763A (en) * 1978-06-19 1981-03-24 John Zink Company Low NOx burner
US4253301A (en) * 1978-10-13 1981-03-03 General Electric Company Fuel injection staged sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas
US4498288A (en) * 1978-10-13 1985-02-12 General Electric Company Fuel injection staged sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas
GB2098720B (en) * 1979-01-12 1983-04-27 Gen Electric Stationary gas turbine combustor arrangements
US4420929A (en) * 1979-01-12 1983-12-20 General Electric Company Dual stage-dual mode low emission gas turbine combustion system
US4292801A (en) * 1979-07-11 1981-10-06 General Electric Company Dual stage-dual mode low nox combustor
DE2937631A1 (de) * 1979-09-18 1981-04-02 Daimler-Benz Ag, 7000 Stuttgart Brennkammer fuer gasturbinen
EP0076036B1 (en) * 1981-09-28 1987-04-29 John Zink Company Method and apparatus for burning fuel in stages
US4505666A (en) * 1981-09-28 1985-03-19 John Zink Company Staged fuel and air for low NOx burner
JPS61195214A (ja) * 1985-02-22 1986-08-29 Hitachi Ltd ガスタ−ビン燃焼器の空気流量調整機構
US4784600A (en) * 1986-10-08 1988-11-15 Prutech Ii Low NOx staged combustor with swirl suppression
CH672366A5 (zh) * 1986-12-09 1989-11-15 Bbc Brown Boveri & Cie
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
JPH03144216A (ja) * 1989-10-30 1991-06-19 Mitsui Eng & Shipbuild Co Ltd ガスタービン燃焼器
US5749219A (en) * 1989-11-30 1998-05-12 United Technologies Corporation Combustor with first and second zones
JPH04203808A (ja) * 1990-11-30 1992-07-24 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器の制御方法およびその装置
JP2894861B2 (ja) * 1991-04-18 1999-05-24 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器の制御装置
JP3581372B2 (ja) * 1992-06-03 2004-10-27 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
US5406799A (en) * 1992-06-12 1995-04-18 United Technologies Corporation Combustion chamber
US5237812A (en) * 1992-10-07 1993-08-24 Westinghouse Electric Corp. Auto-ignition system for premixed gas turbine combustors
RU2062405C1 (ru) * 1992-10-23 1996-06-20 Владимир Алексеевич Маев Камера сгорания
JPH06249442A (ja) * 1993-02-26 1994-09-06 Toshiba Corp ガスタービン燃焼器
CA2124069A1 (en) * 1993-05-24 1994-11-25 Boris M. Kramnik Low emission, fixed geometry gas turbine combustor
JP3335713B2 (ja) * 1993-06-28 2002-10-21 株式会社東芝 ガスタービン燃焼器
JP3435833B2 (ja) * 1993-09-17 2003-08-11 株式会社日立製作所 燃焼器
US5394688A (en) * 1993-10-27 1995-03-07 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine combustor swirl vane arrangement
GB2284884B (en) * 1993-12-16 1997-12-10 Rolls Royce Plc A gas turbine engine combustion chamber
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
JPH07248117A (ja) * 1994-03-10 1995-09-26 Hitachi Ltd ガスタービン予混合燃焼器の燃焼方法
US5491970A (en) * 1994-06-10 1996-02-20 General Electric Co. Method for staging fuel in a turbine between diffusion and premixed operations
DE59605505D1 (de) * 1995-03-08 2000-08-03 Rolls Royce Deutschland Axial gestufte doppelring-brennkammer einer gasturbine
EP0936406B1 (en) * 1998-02-10 2004-05-06 General Electric Company Burner with uniform fuel/air premixing for low emissions combustion
GB9818160D0 (en) * 1998-08-21 1998-10-14 Rolls Royce Plc A combustion chamber
US6598383B1 (en) * 1999-12-08 2003-07-29 General Electric Co. Fuel system configuration and method for staging fuel for gas turbines utilizing both gaseous and liquid fuels
US7284378B2 (en) * 2004-06-04 2007-10-23 General Electric Company Methods and apparatus for low emission gas turbine energy generation
US7185494B2 (en) * 2004-04-12 2007-03-06 General Electric Company Reduced center burner in multi-burner combustor and method for operating the combustor
US7631499B2 (en) * 2006-08-03 2009-12-15 Siemens Energy, Inc. Axially staged combustion system for a gas turbine engine
US7827797B2 (en) * 2006-09-05 2010-11-09 General Electric Company Injection assembly for a combustor
US7578130B1 (en) * 2008-05-20 2009-08-25 General Electric Company Methods and systems for combustion dynamics reduction

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4058977A (en) * 1974-12-18 1977-11-22 United Technologies Corporation Low emission combustion chamber
CN1080383A (zh) * 1992-03-30 1994-01-05 通用电气公司 降低成本的干燥的低氧化氮燃烧室罩子的主要组件
US5836164A (en) * 1995-01-30 1998-11-17 Hitachi, Ltd. Gas turbine combustor

Also Published As

Publication number Publication date
CN102192508A (zh) 2011-09-21
RU2534189C2 (ru) 2014-11-27
RU2010105138A (ru) 2011-08-27
JP2011169575A (ja) 2011-09-01
DE102011000589A1 (de) 2011-08-18
US20110197591A1 (en) 2011-08-18
JP5775319B2 (ja) 2015-09-09
CH702737B1 (de) 2016-02-15
CH702737A2 (de) 2011-08-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102192508B (zh) 沿轴向分级的预混合燃烧室
CN106537042B (zh) 燃气涡轮发动机的燃烧装置
CN106461211B (zh) 燃气涡轮发动机的燃烧装置
EP2306090B1 (en) Gas turbine combustor
AU2009201256B2 (en) Combustor nozzle
JP4578800B2 (ja) タービン内蔵システム及びそのインジェクタ
CN102313299B (zh) 用于涡轮机的喷嘴
EP2685172B1 (en) Can-annular gas turbine unit with staged premix-combustion
RU2632073C2 (ru) Узел впрыска топлива и установка, содержащая узел впрыска топлива
US20120282558A1 (en) Combustor nozzle and method for supplying fuel to a combustor
CN101182928A (zh) 三环形反向旋转涡漩器
CN102901124B (zh) 用于涡轮机的燃烧器部分和运行涡轮机的方法
JP2006112776A (ja) 低コスト二元燃料燃焼器及び関連する方法
US9803867B2 (en) Premix pilot nozzle
CN104870902A (zh) 适合多种燃料的燃气轮机燃烧器
JP2009047415A (ja) タービンエンジン燃料送給装置及びシステム
JP2011141109A (ja) 燃焼生成物をパージ空気と混合するタービンエンジン用の燃焼器アセンブリ
CN106287814B (zh) 一种轴向进气的地面燃气轮机单管燃烧室
JP4961415B2 (ja) ガスタービン燃焼器
CN107687651A (zh) 一种轴向分级贫油直混低污染燃烧室
CN103727534B (zh) 用于延迟贫油喷射燃烧器系统的空气管理装置以及输送空气流的方法
RU97479U1 (ru) Малоэмиссионная камера сгорания газотурбинного двигателя
JP2017180267A (ja) ガスタービン
JP2014526030A (ja) ガス・タービン・エンジンで使用するための予め混合された接線方向の燃料空気のノズルを備えた環状筒型燃焼器
US20150121879A1 (en) Gas Turbine 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
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20151125

Termination date: 20160216