CN102213426A - 分段式环状圈形歧管四分燃料分配器 - Google Patents

分段式环状圈形歧管四分燃料分配器 Download PDF

Info

Publication number
CN102213426A
CN102213426A CN2011100923408A CN201110092340A CN102213426A CN 102213426 A CN102213426 A CN 102213426A CN 2011100923408 A CN2011100923408 A CN 2011100923408A CN 201110092340 A CN201110092340 A CN 201110092340A CN 102213426 A CN102213426 A CN 102213426A
Authority
CN
China
Prior art keywords
fuel
section
manifold
passage
supporting member
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.)
Granted
Application number
CN2011100923408A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102213426B (zh
Inventor
K·W·麦克马汉
A·瓦利夫
吴春阳
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 PLC
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 CN102213426A publication Critical patent/CN102213426A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102213426B publication Critical patent/CN102213426B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23RGENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/286Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23RGENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34Feeding into different combustion zones

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Pre-Mixing And Non-Premixing Gas Burner (AREA)
  • Nozzles For Spraying Of Liquid Fuel (AREA)
  • Spray-Type Burners (AREA)

Abstract

本发明涉及一种分段式环状圈形歧管四分燃料分配器。提供了一种燃烧器区段10,其包括分段式环状歧管20,分段式环状歧管20安装在燃料喷嘴支承件60的上游、氧化剂所流过的通道的区段中,歧管的各个段201、202、203、204基本沿轴向对齐,并且包括用以在内部容纳燃料的主体21,主体21形成为限定了喷射孔23,燃料在燃料喷嘴支承件的上游通过喷射孔23喷射到氧化剂所流过的通道中。

Description

分段式环状圈形歧管四分燃料分配器
与相关申请的交叉引用
本申请特此与名称为“环状圈形歧管四分燃料分配器”的共同未决的申请交叉引用,该申请的全部内容通过引用而结合在本文中。
技术领域
本文公开的主题涉及燃气轮机燃烧器,并且具体而言,涉及环状圈形歧管四分燃料分配器,其用于减轻燃烧器不稳定性,以提供更好的燃料/空气混合,以及通过容纳高达总燃烧器燃料的30%的质量来改进下游燃料喷嘴的拢焰余量。
背景技术
燃烧器的现有的四分燃料桩(peg)安装成通过例如燃气轮机发动机的燃烧器的流动套管壳体内壁,并且定位在燃烧器燃料喷嘴的上游的流动套管和罩桶之间的环状空间中。它们的主要功能是将燃料喷射到空气流或燃料/空气混合物中,以及在燃烧操作期间减轻在燃烧器中和通过燃烧器的燃烧动态特性。
但是,现有的四分桩设计易受拢焰的情况的影响,拢焰指的是在燃烧器内的四分桩的直接下游出现意外火焰的现象。拢焰可导致对燃烧器硬件造成损害。现有设计还往往会产生相对不令人满意的四分燃料空气混合,这限制了容纳高的四分燃料质量份额的能力,从而导致在燃烧器燃料喷嘴的上游的不令人满意的或有限的四分燃料-空气预混合。
发明内容
根据本发明的一方面,提供了一种燃烧器区段,其包括分段式环状歧管,分段式环状歧管安装在燃料喷嘴支承件的上游、氧化剂所流过的通道的区段中,歧管的各个段基本沿轴向对齐,并且包括用以在内部容纳燃料的主体,主体形成为限定了喷射孔,燃料在燃料喷嘴支承件的上游通过喷射孔喷射到氧化剂所流过的通道中。
根据本发明的另一方面,提供了一种燃烧器,其包括壳体和罩组件,罩组件布置在壳体内而限定了环状通道,氧化剂在燃料喷嘴支承件的上游沿着环状通道而流动,环状燃料歧管包括分段式环状主体,各个主体段基本沿轴向对齐,形成为以便在其中容纳燃料,并且形成为限定了燃料喷射孔,燃料在燃料喷嘴支承件的上游通过该燃料喷射孔喷射到通道的区段中。
根据本发明的又一方面,提供了一种燃烧器的环状燃料歧管,其包括壳体和罩组件,罩组件布置在壳体内而限定了环状通道,氧化剂在燃料喷嘴支承件的上游沿着环状通道而流动,环状燃料歧管包括分段式环状主体,各个主体段基本沿轴向对齐,形成为以便在其中容纳燃料,并且形成为限定了燃料喷射孔,燃料在燃料喷嘴支承件的上游通过该燃料喷射孔喷射到通道的区段中。
根据本发明的又一方面,提供了一种燃烧器区段,其包括分段式歧管,分段式歧管安装在燃料喷嘴支承件的上游、氧化剂所流过的通道的区段中,歧管的各个段基本沿轴向对齐,并且包括用以在内部容纳燃料的主体,主体中的各个具有反映通道区段的轴向形状的形状,并且形成为限定了喷射孔,燃料在燃料喷嘴支承件的上游通过该喷射孔喷射到氧化剂所流过的通道中。
根据本发明的又一方面,提供了一种燃烧器区段,其包括:壳体;罩组件,其具有形成于其中的燃料喷嘴支承件,罩组件布置在壳体内而在壳体和罩组件之间限定了氧化剂在燃料喷嘴支承件的上游流动所沿的通道;以及分段式歧管,其安装在氧化剂流动所处的通道的区段内、燃料喷嘴支承件的上游,段中的各个基本沿轴向对齐,并且包括燃料容纳于其中的主体,主体中的各个具有反映通道区段的轴向形状的形状,并且具有喷射孔,燃料通过该喷射孔喷射到通道区段中。
根据结合附图得到的以下描述,这些和其它优点与特征将变得更加显而易见。
附图说明
在说明书结论部分处的权利要求书中特别指出且明确要求保护被视为本发明的主题。根据结合附图得到的以下详细描述,本发明的前述和其它特征与优点是显而易见的,其中:
图1是包括壳体和罩组件的燃烧器区段的下游透视图,为了清楚起见去除了端盖;
图2是图1的燃烧器的一部分的放大透视图,突出显示了四分燃料分配歧管、分段式歧管以及由壳体和罩组件形成的环状空间;
图3是分段式环状燃料歧管的主体及其内部的放大透视图;
图4是一组分段式环状燃料歧管的主体及其内部的放大透视图;
图5是联接到分段式环状燃料歧管上的燃料传输线的轴向视图;以及
图6包括燃烧器区段的一对示意性下游视图。
参照附图,以实例的方式,详细描述阐述了本发明的实施例,以及优点和特征。
部件列表
10燃烧器区段
20环状歧管
21环状主体
22燃料容纳空间
23喷射孔
24圈形壳体
25,26相对的第一侧和第二侧
201/2001、202、203和204主体段
30环状通道
31通道区段
33第一支线
34第二支线
40壳体
41、42第一壳体法兰和第二壳体法兰
43四分燃料分配歧管
50罩组件
60燃料喷嘴支承件
70隔板
80燃料线路法兰
81区段
90供应线路
210、211、212燃料传输通路
300截面形状
具体实施方式
根据本发明的各方面,一个或多个同心环状圈形歧管可安装在例如燃气轮机发动机的燃烧器内、燃烧器燃料喷嘴的上游,以促进且在结构上支持四分燃料喷射位置的基本均匀的分布,以从而改进燃料和空气的混合。这种歧管可能能够处理相对较大的四分燃料质量份额(即,基于质量,约>30%的总系统燃料),减少在下游(包括四分燃料喷射区和在下游燃烧器燃料喷嘴的附近的区域)的拢焰发生,而且可有助于降低NOx排放和燃烧不稳定性。
参照图1,提供了燃烧器区段10,其包括分段成主体段201、202、203和204的环状歧管20。各个主体段201、202、203和204安装在环状通道30内,环状通道30限定在壳体40和罩组件50之间。壳体40包括第一壳体法兰41和第二壳体法兰42以及四分燃料分配歧管43。四分燃料分配歧管43沿轴向置于第一壳体法兰41和第二壳体法兰42之间。罩组件50形成有多个燃料喷嘴支承件60,燃烧器燃料喷嘴可位于该多个燃料喷嘴支承件60中。可燃材料(下文中称为“氧化剂”)在燃料喷嘴支承件60的上游流过环状通道30。
根据实施例,主体段201、202、203和204基本沿轴向彼此对齐,但是理解到,这仅是示例性的,而且主体段也可沿轴向相对于彼此交错。环状歧管20可分段成两个或更多个主体段,其各自具有基本均匀的周向长度,并且各个主体段与相邻的一个隔开基本均匀的间距。再次,理解到此构造仅是示例性的,而且可采用更长以及更短的主体段,而且它们可彼此隔开均匀或可变的长度空间。
参照图2-4,主体段201、202、203和204中的各个包括环状主体21,在一些情况下,环状主体21可布置成沿周边围绕罩组件50。这样,主体段201、202、203和204中的各个就在通道30内产生紊流,并且附加地提供促进在燃烧器区段10的环状空间中、在燃料喷嘴支承件60的上游的基本均匀的燃料和空气混合的燃料喷射几何。
各个主体段201、202、203和204的环状主体21包括形成为由相对的第一侧25和第二侧26在其中限定了内部的圈形壳体24段,相对的第一侧25和第二侧26其中至少一个是按照进入的燃料的主导方向渐缩的,以减少后缘流分离(回流),而且在一些情况下,以便由此降低减少局部拢焰的发生的可能性。该内部用作燃料容纳空间22,燃料容纳空间22充分地足够大,从而使得主体段201、202、203和204中的各个的空间22的合计总容积容纳预定义的量的燃料。在一些情况下,这个量可高达总燃烧器燃料的按质量计约30%,容纳在主体段201、202、203和204中的各个内的量可为固定的以及为受主动控制的中的一种。各个环状主体21进一步形成为限定了喷射孔23,燃料通过喷射孔23从对应的燃料容纳空间22中喷射,且喷射到通道30的区段31中。喷射孔23沿周边排列在各个主体段201、202、203和204的周围,并且因此可能能够将四分燃料基本均匀地分配到通道30中。
壳体24的渐缩沿对应于在区段31处通过通道30的氧化剂的主导流向的方向而限定。因此,相对钝的侧26面向来流,而渐缩侧25指向下游。燃料喷射孔23可排列在壳体24上的各种位置处,并且排列成彼此有各不相同的不均匀的或基本均匀的间距。根据另外的实施例,燃料喷射孔23可形成为紧邻渐缩侧25且在沿径向面向内部和沿径向面向外部的表面上,从而使得燃料沿基本沿径向向内和沿径向向外的方向喷射到区段31中。
根据另外的其它实施例,燃料喷射孔23可布置在环状主体21的径向最大和径向最小的区段处。
通道30的区段31限定为通道30的这样的部分,即,氧化剂在燃料喷嘴支承件60的上游在该部分处流动。区段31可进一步限定为通道30的这样的部分,即,氧化剂在该部分处以相对于通道30的其它区段处的相对低的但非零的流速测量的相对高的局部速度流动。根据实施例,高的流速可由各种因素造成,包括但不限于:通道30的宽度在一些区域中与其它区域相比相对较窄,其它空气动力学考虑和可能存在另外的流。
根据各实施例,区段31可沿径向置于壳体40和罩组件50之间。根据另外的实施例,罩组件50可包括隔板70,隔板70从罩组件50的边缘沿轴向延伸。在这些实施例中,区段31可沿径向置于壳体40和隔板70之间。
通道30限定有第一支线33和第二支线34,第一支线33沿径向与燃料喷嘴支承件60对齐,而第二支线34定位在燃料喷嘴支承件60的径向外部。第二支线34在第一支线33的上游,从而使得通道30大体向内转弯(hook),氧化剂沿着第一支线33和第二支线34沿相反的方向流动。通道30的区段31(氧化剂在该处以相对高的局部速度流动)可沿着第一支线33和第二支线34其中至少一个布置,或者布置在支线33和34之间的、通道30转弯所处的区域内。
如图3和4所示,主体段201、202、203和204中的各个在数量上可为单个或多个。当主体段201、202、203和204中的任何段为多个时(见图4),在一个实例中,至少一个或多个主体段201可布置在另一个主体段2001的径向外侧。根据实施例,示例性多个主体段201和2001可为基本同轴的,但是理解到这不是必要的且主体段201和2001可为沿轴向交错的。而且,可对一个或多个主体段201、2001供以燃料,或者可按别的方式彼此独立地对一个或多个主体段201、2001供应不同的燃料、稀释剂和/或蒸汽。
参照图1-4,燃烧器区段10可进一步包括布置在四分燃料分配歧管43的外表面的径向外侧的至少一个燃料源,例如一个或多个燃料线路法兰80。燃料线路法兰80可附连到四分燃料分配歧管43的区段81上。而且,一个或多个基本沿径向定向的供应线路90可形成为四分燃料分配歧管43的构件(一个或多个)。各个供应线路90可联接到燃料线路法兰80中的各个和主体段201、202、203和204中的各个上,以由此共同地或单独地将单一类型的燃料或多种类型的燃料从燃料线路法兰80供应到主体段201、202、203和204,且更具体而言,供应到它们中的相应的燃料容纳空间22中。四分燃料分配歧管43和主体段201、202、203和204可基本沿轴向彼此对齐,或者在其它实施例中,沿轴向相对于彼此交错。
如图5所示,供应线路90可从各种燃料回路中得到供给,以提供柔性燃烧器。供应线路90可联接到燃料线路法兰80中的各个和主体段201、202、203和204中的各个上,以从而形成燃料传输通路210、211和212。
作为实例,燃料传输通路210和211可限定为从燃料线路法兰80沿着供应线路90分别到达主体段201和202。在这种情况下,虽然不需要,但是燃料线路法兰80、供应线路90和对应的主体段201、202的构件将大体沿周向彼此对齐。作为备选实例,燃料传输通路212可将燃料输送到主体段203和204两者。
参照图6且根据本发明的另一方面,主体段201、202、203和204中的各个可具有反映通道区段的轴向形状的形状。也就是说,当通道区段是环状时,各个主体段的形状也为环状。相反,当通道区段具有角形或长方形截面形状300时,各个主体段的形状也具有角形或长方形截面形状。
虽然已经结合仅有限数量的实施例对本发明进行了详细的描述,但是应当容易地理解,本发明不限于这种公开的实施例。相反,可对本发明作出修改,以结合之前未描述过但与本发明的精神和范围相当的任何数量的变型、变更、替换或等效布置。另外,虽然已经对本发明的各种实施例进行了描述,但是将理解,本发明的各方面可包括所描述的实施例中的仅一些。因此,本发明不应视为受前述描述的限制,而是仅由所附权利要求书的范围限制。

Claims (10)

1.一种燃烧器区段(10),包括:
分段式环状歧管(20),安装在燃料喷嘴支承件(60)的上游、氧化剂从中流过的通道(30)的区段(31)中,
所述歧管的各个段(201,202,203,204)基本沿轴向对齐,并且包括用以在内部容纳燃料的主体(21),所述主体(21)形成为限定了喷射孔(23),燃料在所述燃料喷嘴支承件(60)的上游通过所述喷射孔(23)喷射到所述氧化剂从中流过的所述通道(30)中。
2.根据权利要求1所述的燃烧器区段(10),其特征在于,所述燃烧器区段(10)进一步包括从所述罩组件(50)沿轴向延伸的隔板(70),其中,所述通道的所述区段沿径向置于壳体和所述罩组件隔板之间。
3.根据权利要求1所述的燃烧器区段(10),其特征在于,各个段的空间的合计总容积不容纳任何可用燃料以及容纳可用燃料的按质量计直至约30%。
4.根据权利要求1所述的燃烧器区段(10),其特征在于,所述喷射孔(23)沿周边排列在各个段处。
5.根据权利要求1所述的燃烧器区段(10),其特征在于,所述主体(21)中的各个包括具有相对的第一侧和第二侧(25,26)的分段式圈形壳体,所述相对的第一侧和第二侧(25,26)中的至少一个是渐缩的。
6.根据权利要求1所述的燃烧器区段(10),其特征在于,所述段中的一个或多个在数量上是多个,并且所述多个歧管段中的至少一个在所述多个歧管段中的另一个歧管段的径向外侧。
7.根据权利要求6所述的燃烧器区段(10),其特征在于,所述段中的所述一个或多个以不同的燃料、稀释剂和/或蒸汽被独立地供以燃料。
8.一种燃烧器区段(10),包括:
壳体(40);
罩组件(50),具有形成于该罩组件中的燃料喷嘴支承件(60),所述罩组件(50)布置在所述壳体(40)内而在所述壳体(40)和所述罩组件(50)之间限定了环状通道(30),氧化剂在所述燃料喷嘴支承件(60)的上游沿着所述环状通道(30)而流动;以及
分段式环状歧管(20),安装在所述氧化剂流动所处的所述通道(30)的区段(31)内、所述燃料喷嘴支承件(60)的上游,所述段中的各个基本沿轴向对齐,并且包括主体(21)和喷射孔(23),燃料容纳于所述主体(21)中,所述燃料通过所述喷射孔(23)喷射到所述通道区段中。
9.一种燃烧器区段(10),包括:
分段式歧管(20),安装在燃料喷嘴支承件(60)的上游、氧化剂从中流过的通道(30)的区段(31)中,
所述歧管的各个段(201,202,203,204)基本沿轴向对齐,并且包括用以在内部容纳燃料的主体(21),
所述主体(21)中的各个具有反映所述通道区段的轴向形状的形状,并且形成为限定了喷射孔(23),所述燃料在所述燃料喷嘴支承件的上游通过所述喷射孔(23)喷射到所述氧化剂从中流过的所述通道中。
10.一种燃烧器区段(10),包括:
壳体(40);
罩组件(50),具有形成于该罩组件中的燃料喷嘴支承件(60),所述罩组件(50)布置在所述壳体(40)内而在所述壳体和所述罩组件之间限定了通道(30),氧化剂在所述燃料喷嘴支承件(60)的上游沿着所述通道(30)而流动;以及
分段式歧管(20),安装在所述氧化剂流动所处的所述通道(30)的区段(31)内、所述燃料喷嘴支承件的上游,所述段中的各个基本沿轴向对齐,并且包括燃料容纳于其中的主体(21),
所述主体(21)中的各个具有反映所述通道区段的轴向形状的形状,以及喷射孔,所述燃料通过所述喷射孔喷射到所述通道区段中。
CN201110092340.8A 2010-04-06 2011-04-06 分段式环状圈形歧管四分燃料分配器 Active CN102213426B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/754,813 US8418468B2 (en) 2010-04-06 2010-04-06 Segmented annular ring-manifold quaternary fuel distributor
US12/754813 2010-04-06

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102213426A true CN102213426A (zh) 2011-10-12
CN102213426B CN102213426B (zh) 2016-01-06

Family

ID=44202873

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201110092340.8A Active CN102213426B (zh) 2010-04-06 2011-04-06 分段式环状圈形歧管四分燃料分配器

Country Status (5)

Country Link
US (1) US8418468B2 (zh)
EP (1) EP2375163B1 (zh)
JP (1) JP5639516B2 (zh)
CN (1) CN102213426B (zh)
PL (1) PL2375163T3 (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105318354A (zh) * 2014-05-28 2016-02-10 通用电气公司 用于燃烧系统中的相干性降低的系统和方法

Families Citing this family (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101471311B1 (ko) * 2011-03-16 2014-12-09 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 가스 터빈 연소기 및 가스 터빈
US8919125B2 (en) 2011-07-06 2014-12-30 General Electric Company Apparatus and systems relating to fuel injectors and fuel passages in gas turbine engines
US20130091848A1 (en) * 2011-10-14 2013-04-18 General Electric Company Annular flow conditioning member for gas turbomachine combustor assembly
US9441835B2 (en) 2012-10-08 2016-09-13 General Electric Company System and method for fuel and steam injection within a combustor
US9677766B2 (en) * 2012-11-28 2017-06-13 General Electric Company Fuel nozzle for use in a turbine engine and method of assembly
US9541292B2 (en) 2013-03-12 2017-01-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor for gas turbine engine
US9228747B2 (en) 2013-03-12 2016-01-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor for gas turbine engine
US9958161B2 (en) 2013-03-12 2018-05-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor for gas turbine engine
US9127843B2 (en) 2013-03-12 2015-09-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor for gas turbine engine
US9366187B2 (en) 2013-03-12 2016-06-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Slinger combustor
US9267436B2 (en) * 2013-03-18 2016-02-23 General Electric Company Fuel distribution manifold for a combustor of a gas turbine
US9631812B2 (en) * 2013-03-18 2017-04-25 General Electric Company Support frame and method for assembly of a combustion module of a gas turbine
US10132244B2 (en) 2013-08-30 2018-11-20 United Technologies Corporation Fuel manifold for a gas turbine engine
EP2857658A1 (en) * 2013-10-01 2015-04-08 Alstom Technology Ltd Gas turbine with sequential combustion arrangement
AU2015265278B2 (en) 2014-05-30 2018-04-05 B&B Agema Gmbh Combustor for gas turbine engine
CA2950566A1 (en) * 2014-05-30 2015-12-03 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Combustion device for gas turbine engine
US10316746B2 (en) * 2015-02-04 2019-06-11 General Electric Company Turbine system with exhaust gas recirculation, separation and extraction
JP6840468B2 (ja) * 2016-03-29 2021-03-10 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
US11187155B2 (en) 2019-07-22 2021-11-30 Delavan Inc. Sectional fuel manifolds
US11226100B2 (en) 2019-07-22 2022-01-18 Delavan Inc. Fuel manifolds
US11828467B2 (en) 2019-12-31 2023-11-28 General Electric Company Fluid mixing apparatus using high- and low-pressure fluid streams
US11287134B2 (en) 2019-12-31 2022-03-29 General Electric Company Combustor with dual pressure premixing nozzles
US11725820B1 (en) * 2022-06-07 2023-08-15 Thomassen Energy B.V. Halo ring fuel injector for a gas turbine engine

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2552851A (en) * 1949-10-25 1951-05-15 Westinghouse Electric Corp Combustion chamber with retrorse baffles for preheating the fuelair mixture
US2720081A (en) * 1950-05-29 1955-10-11 Herbert W Tutherly Fuel vaporizing combustion apparatus for turbojet
US5231833A (en) * 1991-01-18 1993-08-03 General Electric Company Gas turbine engine fuel manifold
US5901555A (en) * 1996-02-05 1999-05-11 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine combustor having multiple burner groups and independently operable pilot fuel injection systems
US5937653A (en) * 1996-07-11 1999-08-17 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation (Snecma) Reduced pollution combustion chamber having an annular fuel injector
US20050016178A1 (en) * 2002-12-23 2005-01-27 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine can annular combustor

Family Cites Families (32)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB684670A (en) * 1947-10-21 1952-12-24 Power Jets Res & Dev Ltd Improvements in or relating to combustion apparatus
US2862359A (en) * 1952-10-28 1958-12-02 Gen Motors Corp Fuel manifold and flameholder in combustion apparatus for jet engines
US2979899A (en) * 1953-06-27 1961-04-18 Snecma Flame spreading device for combustion equipments
GB780493A (en) * 1954-07-20 1957-08-07 Rolls Royce Improvements relating to combustion equipment for gas-turbine engines
US3102392A (en) * 1959-04-21 1963-09-03 Snecma Combustion equipment for jet propulsion units
FR2122308B1 (zh) 1971-01-19 1976-03-05 Snecma Fr
US4170111A (en) 1977-11-09 1979-10-09 United Technologies Corporation Thrust augmentor
US4499735A (en) 1982-03-23 1985-02-19 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Segmented zoned fuel injection system for use with a combustor
US4862693A (en) 1987-12-10 1989-09-05 Sundstrand Corporation Fuel injector for a turbine engine
CA2056480C (en) * 1991-01-18 2000-01-04 Thomas Maclean Gas turbine engine fuel manifold
US5168698A (en) * 1991-04-22 1992-12-08 General Electric Company Fuel manifold system for gas turbine engines
US5321949A (en) * 1991-07-12 1994-06-21 General Electric Company Staged fuel delivery system with secondary distribution valve
US5259184A (en) 1992-03-30 1993-11-09 General Electric Company Dry low NOx single stage dual mode combustor construction for a gas turbine
US5303542A (en) * 1992-11-16 1994-04-19 General Electric Company Fuel supply control method for a gas turbine engine
US5361586A (en) 1993-04-15 1994-11-08 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine ultra low NOx combustor
US5359847B1 (en) 1993-06-01 1996-04-09 Westinghouse Electric Corp Dual fuel ultra-flow nox combustor
JPH0921531A (ja) * 1995-07-05 1997-01-21 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンの予混合燃焼器
US5983642A (en) 1997-10-13 1999-11-16 Siemens Westinghouse Power Corporation Combustor with two stage primary fuel tube with concentric members and flow regulating
US5927067A (en) * 1997-11-13 1999-07-27 United Technologies Corporation Self-cleaning augmentor fuel manifold
US6109038A (en) 1998-01-21 2000-08-29 Siemens Westinghouse Power Corporation Combustor with two stage primary fuel assembly
JP2001141243A (ja) * 1999-11-10 2001-05-25 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンの燃料供給機構
US6282904B1 (en) 1999-11-19 2001-09-04 Power Systems Mfg., Llc Full ring fuel distribution system for a gas turbine combustor
US6446439B1 (en) 1999-11-19 2002-09-10 Power Systems Mfg., Llc Pre-mix nozzle and full ring fuel distribution system for a gas turbine combustor
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
GB0019533D0 (en) * 2000-08-10 2000-09-27 Rolls Royce Plc A combustion chamber
US6442939B1 (en) 2000-12-22 2002-09-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Diffusion mixer
US6564555B2 (en) 2001-05-24 2003-05-20 Allison Advanced Development Company Apparatus for forming a combustion mixture in a gas turbine engine
US7249461B2 (en) 2003-08-22 2007-07-31 Siemens Power Generation, Inc. Turbine fuel ring assembly
US7137256B1 (en) 2005-02-28 2006-11-21 Peter Stuttaford Method of operating a combustion system for increased turndown capability
JP2008261605A (ja) * 2007-04-13 2008-10-30 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン燃焼器
US7966820B2 (en) 2007-08-15 2011-06-28 General Electric Company Method and apparatus for combusting fuel within a gas turbine engine
CN102686849B (zh) * 2009-09-13 2015-09-02 贫焰公司 用于燃烧设备的入口预混合器

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2552851A (en) * 1949-10-25 1951-05-15 Westinghouse Electric Corp Combustion chamber with retrorse baffles for preheating the fuelair mixture
US2720081A (en) * 1950-05-29 1955-10-11 Herbert W Tutherly Fuel vaporizing combustion apparatus for turbojet
US5231833A (en) * 1991-01-18 1993-08-03 General Electric Company Gas turbine engine fuel manifold
US5901555A (en) * 1996-02-05 1999-05-11 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine combustor having multiple burner groups and independently operable pilot fuel injection systems
US5937653A (en) * 1996-07-11 1999-08-17 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation (Snecma) Reduced pollution combustion chamber having an annular fuel injector
US20050016178A1 (en) * 2002-12-23 2005-01-27 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine can annular combustor

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105318354A (zh) * 2014-05-28 2016-02-10 通用电气公司 用于燃烧系统中的相干性降低的系统和方法

Also Published As

Publication number Publication date
US8418468B2 (en) 2013-04-16
PL2375163T3 (pl) 2020-07-13
US20110239652A1 (en) 2011-10-06
EP2375163A3 (en) 2017-11-22
JP2011220670A (ja) 2011-11-04
EP2375163A2 (en) 2011-10-12
CN102213426B (zh) 2016-01-06
EP2375163B1 (en) 2020-02-12
JP5639516B2 (ja) 2014-12-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102213426A (zh) 分段式环状圈形歧管四分燃料分配器
CN102213427B (zh) 环形圈-歧管四级燃料分配器
JP5528756B2 (ja) 二次燃料ノズル用の管状燃料噴射器
EP2589877B1 (en) Annular combustor with multipoint fuel injection arrangements
JP2011122814A (ja) 二次燃料ノズルにおける燃料噴射
US20120180487A1 (en) System for flow control in multi-tube fuel nozzle
US8752386B2 (en) Air/fuel supply system for use in a gas turbine engine
JP5380488B2 (ja) 燃焼器
US8511092B2 (en) Dimpled/grooved face on a fuel injection nozzle body for flame stabilization and related method
CN108266754B (zh) 燃料喷射器及在燃气涡轮燃烧室中的使用方法
RU2502020C2 (ru) Завихритель для смешивания топлива и воздуха
AU2007203536A1 (en) Liquid fuel enhancement for natural gas swirl stabilized nozzle and method
JPH07305848A (ja) 燃料ノズル・アセンブリ、ガスタービン装置及び低NOxガスタービン装置における燃焼不安定性を低減する方法
JP2011196681A (ja) 予混合一次燃料ノズルアセンブリを有する燃焼器
KR20160143715A (ko) 저공해 가스 터빈 연소기를 위한 공기 연료 예혼합기
US7836699B2 (en) Combustor nozzle
US20160252254A1 (en) Gas turbine burner hub with pilot burner
JP2016042014A (ja) ガスタービン燃焼器に関連するシステム及び装置
KR20160071792A (ko) 스월러 어셈블리
CN107631323B (zh) 燃气轮机的喷嘴
CN107620979B (zh) 燃气轮机
CN107631324B (zh) 燃料空气混合器
CN210425014U (zh) 燃烧器
CN103797217A (zh) 用于在燃气涡轮中喷射蒸汽的方法和设备

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
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20240111

Address after: Swiss Baden

Patentee after: GENERAL ELECTRIC CO. LTD.

Address before: New York, United States

Patentee before: General Electric Co.

TR01 Transfer of patent right