CN103542427A - 燃气涡轮燃烧系统 - Google Patents

燃气涡轮燃烧系统 Download PDF

Info

Publication number
CN103542427A
CN103542427A CN201310286007.XA CN201310286007A CN103542427A CN 103542427 A CN103542427 A CN 103542427A CN 201310286007 A CN201310286007 A CN 201310286007A CN 103542427 A CN103542427 A CN 103542427A
Authority
CN
China
Prior art keywords
premix
stove
gas turbine
fuel
tubular 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.)
Granted
Application number
CN201310286007.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN103542427B (zh
Inventor
F.M.根恩
N.阿鲁里
J.塞尔尼
A.埃罗格鲁
E.帕斯夸洛托
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.)
Energy Resources Switzerland AG
Original Assignee
Alstom Technology 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 Alstom Technology AG filed Critical Alstom Technology AG
Publication of CN103542427A publication Critical patent/CN103542427A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN103542427B publication Critical patent/CN103542427B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/003—Gas-turbine plants with heaters between turbine stages
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C6/00—Combustion apparatus characterised by the combination of two or more combustion chambers or combustion zones, e.g. for staged combustion
    • F23C6/04—Combustion apparatus characterised by the combination of two or more combustion chambers or combustion zones, e.g. for staged combustion in series connection
    • F23C6/045—Combustion apparatus characterised by the combination of two or more combustion chambers or combustion zones, e.g. for staged combustion in series connection with staged combustion in a single enclosure
    • F23C6/047—Combustion apparatus characterised by the combination of two or more combustion chambers or combustion zones, e.g. for staged combustion in series connection with staged combustion in a single enclosure with fuel supply in stages
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23M—CASINGS, LININGS, WALLS OR DOORS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION CHAMBERS, e.g. FIREBRIDGES; DEVICES FOR DEFLECTING AIR, FLAMES OR COMBUSTION PRODUCTS IN COMBUSTION CHAMBERS; SAFETY ARRANGEMENTS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION APPARATUS; DETAILS OF COMBUSTION CHAMBERS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F23M20/00—Details of combustion chambers, not otherwise provided for, e.g. means for storing heat from flames
    • F23M20/005—Noise absorbing means
    • 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
    • F23R3/346—Feeding into different combustion zones for staged 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
    • F23R3/42—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
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C2201/00—Staged combustion
    • F23C2201/30—Staged fuel supply
    • F23C2201/301—Staged fuel supply with different fuels in stages
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C2201/00—Staged combustion
    • F23C2201/40—Intermediate treatments between stages
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C2900/00—Special features of, or arrangements for combustion apparatus using fluid fuels or solid fuels suspended in air; Combustion processes therefor
    • F23C2900/07002—Premix burners with air inlet slots obtained between offset curved wall surfaces, e.g. double cone burners
    • 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00014—Reducing thermo-acoustic vibrations by passive means, e.g. by Helmholtz resonators
    • 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03341—Sequential combustion chambers or burners

Landscapes

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

Abstract

本发明涉及燃气涡轮燃烧系统，其中该燃气涡轮包括：至少一个压缩机；用于产生工作气体的至少一个燃烧室，其中，该燃烧室连接成从压缩机接收压缩空气；至少一个涡轮，其连接成从该燃烧室接收工作气体。燃烧室由单独的筒形燃烧器构成或者包括布置成环形筒式架构的一些筒形燃烧器，其中，筒形燃烧器具有至少一个预混炉。混合物的点火在预混炉出口处开始，并且火焰借助回流区在预混炉出口的区域中稳定。筒形燃烧器包括在筒形燃烧器内均匀地布置或分成至少两组的一些预混炉。

Description

燃气涡轮燃烧系统
技术领域
本发明涉及根据权利要求1和2所述的燃气涡轮燃烧系统。本发明另外涉及用于操作带有筒形燃烧器的涡轮的方法，该筒形燃烧器包括根据本说明书的多个预混炉。
背景技术
US 6935116 B1公开了一种用于降低污染排放(例如NOx和CO)同时能够在较低负载条件下提供稳定燃烧的燃气涡轮燃烧系统。该燃烧系统包括具有中心轴线的壳体，其与发动机压缩机流体连通，以及固定至该壳体的端盖。在优选实施例中，端盖包括绕端盖以第一阵列布置的多个第一喷射器以及绕端盖以第二阵列布置的多个第二喷射器，其中第二阵列在第一阵列的径向外部。第一旋流器(也称为旋流产生器)位于端盖附近，其具有定向为大致垂直于壳体中心轴线的多个通道，以用于将旋流大致径向向内引导至压缩空气的第一部分。喷射穿过第一和第二喷射器的燃料在通过圆顶段进入衬套之前与来自第一旋流器的压缩空气的第一部分混合。还通过位于尾部喷射器组件的歧管中的多个第三喷射器将额外的燃料引入到压缩空气的第二部分。第三喷射器被分成多个周向部段，以允许多种燃料围绕尾部喷射器组件周向地分级。为了增强在来自第三喷射器的燃料与压缩空气的第二部分之间的混合，第二旋流器定位在尾部喷射器组件附近以用于赋予旋流至压缩空气的第二部分。该燃料和空气在进入衬套并与来自第一旋流器区域的燃料和压缩空气的第一部分混合之前在位于衬套的第一部分与圆顶之间的第二通道中混合。在进入衬套后，来自第二通道的预混合物必须经历流动方向的完全逆转，这在衬套的前端处导致强再循环区。这些再循环区通过提供一个区域而帮助增加燃烧器稳定性，在该区域，热燃烧气体的一部分可被夹带并再循环以提供连续的点火至进入的预混合燃料和压缩空气。进到第一组、第二组和第三组喷射器中的每组喷射器的燃料流被独立控制，以允许遍及各种负载条件的燃料分级，以控制在每种负载设定下的NOx和CO排放。
US 5577378公开了一种燃气涡轮组，其包括至少一个压缩机单元、用于产生工作气体的第一燃烧室，其中，第一燃烧室连接成从压缩机单元接收压缩空气。此外，第一燃烧室是具有多个预混炉的环形燃烧室。第一涡轮连接成从第一燃烧室接收工作气体。第二燃烧室连接成从第一涡轮接收排放的工作气体并将工作气体传送至第二涡轮。第二燃烧室包括：环形管道，其形成沿流动方向从第一涡轮的出口延伸到第二涡轮的入口的燃烧空间；用于将燃料引入第二燃烧室中以用于燃料自燃的装置。多个涡流产生元件在用于引入燃料的装置的上游被安装在第二燃烧室中；并且，单个转子轴由不多于两个轴承支撑，该至少一个压缩机单元，其中第一涡轮和第二涡轮连接在转子轴上，其中压缩机单元由至少一个压缩机构成。环形燃烧室包括多个单独的管状单元，其限定关于转子轴沿周向设置的燃烧空间。第一涡轮配置为用于使工作气体部分膨胀，使得从第一涡轮排出的工作气体具有足以用于第二燃烧室中的燃料自燃的温度。第二燃烧室中的涡流产生器被成形且定位成各自在流中产生涡流。因此，现有技术的燃烧系统(其利用根据文献EP 0321809 A1和/或EP 0704657 A1的预混炉)是筒仓或环形设计类型，其中这些文件形成本说明书的一体部分。
那些预混炉中的一个由组成完整本体的中空部分锥形体构成，其具有切向进气口槽以及用于气态燃料和液体燃料的进给通道，其中，中空部分锥形体的中心轴线具有沿流动方向增加的锥角并在纵向方向上彼此偏置而排布。燃料喷嘴(其燃料喷射位于部分锥形体的彼此偏置中心轴线的连接线的中部)在部分锥形体所形成的锥形内部中被放置在预混炉头部处。
另一预混炉基本由旋流产生器构成，该旋流产生器基本由组成完整本体的中空部分锥形体构成，其具有切向进气口槽以及用于气态燃料和液体燃料的进给通道。中空部分锥形体的中心轴线具有沿流动方向增加的锥角并在纵向方向上彼此偏置而排布，其中，燃料喷嘴(其燃料喷射位于部分锥形体的彼此偏置中心轴线的连接线的中部)在部分锥形体所形成的锥形内部中被放置在预混炉头部处。混合路径设置在所述旋流产生器的下游，其中所述混合路径包括过渡管道，其沿流动方向在路径的第一部分内延伸，以用于将形成于所述旋流产生器中的流传送到所述混合路径的流的截面(其接合所述过渡管道的下游)中。
与环形类型的设计相比，技术现状不提供不受局限的较高服务能力。由于相邻预混炉的操作干扰，沿周向方向分布的多个预混炉并不给予针对每种预混炉负载和燃料类型调整最佳燃烧的可能性。
EP 1055879 A1公开了一种燃烧室组件，其包括为管状燃烧室的筒形燃烧器(参见第8栏第35行)。由燃料喷射器和混合管道构成的燃烧器装置沿着该管状燃烧室的轴线设置，其在筒形燃烧器内部的第一燃烧区内供应燃料-空气混合物。两个另外的装置沿着筒形燃烧器的侧壁设置，其中每一个将燃料-空气混合物喷射到筒形燃烧器中。该文献并不包含其中公开术语“预混炉”的任何段落。燃烧区从二级及三级燃料和空气混合管道明显间隔开。因此，以下推测是显而易见的：本文献中所公开的燃烧器是一种所谓的扩散炉装置。
EP 1752709 A2公开了燃气涡轮系统中的再热燃烧。主要方面涉及再热装置，其布置在第一涡轮的下游，又一燃料流被喷射到该第一涡轮中，这增强了部分膨胀的工作气体流的温度上升。本文献在燃烧器的形状和实施例方面沉默，而且没有关于预混炉使用的公开。
发明内容
本发明基于以下目的：提出一个实施例和一种用于操作燃气涡轮的方法，其包括带有低污染排放(例如NOx和CO)的单个或顺序的燃烧，并且能够在整个操作范围内提供稳定的燃烧，包括在气态燃料和液体燃料下的较低负载条件，这允许以减少的CO排放操作。
燃气涡轮系统的至少一个燃烧路径利用至少一个筒形燃烧器腔室，并且每个筒形燃烧器利用至少一个预混炉。
术语“筒形燃烧器”是公知的技术术语，其指自包含的圆柱形或半圆柱形的燃烧室(管状燃烧空间)，其可形成有不同的截面面积。
燃烧室可由单个或一些单独的或彼此互相依赖的筒形燃烧器构成，其以水平、倾斜、螺旋等形式围绕转子轴线布置成环。
第一预混炉由组成完整本体的中空部分锥形体构成，其具有切向进气口槽以及用于气态燃料和液体燃料的进给通道，其中，中空部分锥形体的中心轴线具有沿流动方向增加的锥角且在纵向方向上彼此偏置而排布。根据文献EP 0321809 A1(其中该文献形成本说明书的一体部分)，燃料喷嘴在部分锥形体所形成的锥形内部中放置在预混炉头部处，其中燃料喷射位于部分锥形体的彼此偏置中心轴线的连接线的中部。
用于热产生器的另一预混炉装置基本由以下装置构成：旋流产生器(基本根据EP 0321809 A1)以用于燃烧空气流；用于燃料喷射的装置，以及设置在所述旋流产生器下游的混合管，其中所述混合管包括过渡管道，其沿流动方向在混合管的第一部分内延伸，以用于将形成于所述旋流产生器中的流传送到接合所述过渡管道下游的所述混合管的流的截面中，根据EP 0704657 A1，其中该文献形成本说明书的一体部分。
另外的燃烧炉包括不同类型的锥形特征以用于预混燃烧，即：无旋流炉，带有至少一个轴向、径向或锥形旋流器的炉，或者其组合，以用于不同的流通道。
至少根据上面确认的预混炉，筒形燃烧器可由不同预混炉的组合构成。
预混炉的混合管可与锥形旋流器或与筒形燃烧器的前面结合。锥形旋流器和混合管的连接中的间隙被设计成允许小空气流进入混合管并创建闪回保护空气边界层。混合管在出口处是直的或成形为用以在到筒形燃烧器的出口处创建期望的流场。
因此，根据使用什么类型的燃料喷管来优化锥形旋流器。
主预混气体喷射器被放置在锥形旋流器的优化空气槽中(参见EP 0321809 A1)。二级气体预混喷射器可放置在燃料喷管上。气体导向喷射器可放置在混合管的出口环上或喷管上。拆卸的导向气体喷射器可放置在预混炉之间。
主燃油喷射器放置在喷管上或在锥形旋流器的顶部中。导向燃油喷射器放置在混合管的出口环上或燃料喷管上。拆卸的导向燃油喷射器可放置在预混炉之间。
所有炉可具有旋流器的相同旋转方向，或者其可为两个炉组的组合，一组共同旋转且第二组反向旋转旋流方向。
所描述的多个喷射点和在不同轴向位置中的不同类型的喷射器(其一起在两个预混炉组之间带有可能的轴向距离)以及方位分级的预混炉提供对于筒形燃烧器在整个操作范围内的最佳操作的条件。
此外，燃烧系统包括承压壳体，其被安装在涡轮壳体上并与发动机压缩机处于流体互连。燃烧系统的输出与涡轮流体连通。
此外，燃烧系统由各自带有限定的精确功能的构件构成。热燃烧器衬套包含燃烧室，并将热气体通过出口喷嘴传送至涡轮。衬套的热侧有利地由热障涂层热保护。通过壳和/或通过燃烧系统本身的壳体在燃烧器衬套的外侧形成冷却通道。燃烧空气流动通过该通道并冷却热燃烧器衬套。为了提高冷却效率，衬套的表面设置有湍流器，其也被称为涡流产生器(参见DE 10330023 A1，其中该文献形成本说明书的一体部分)，并且通道的高度被选择为在尽可能低的压降下创建充分冷却所需的最佳空气流速。还建议在涡流产生器处或附近以针对性方式使用冷却孔以用于引入额外的轴向脉冲。这可通过以如下方式修改部分冷却孔实现：增加的轴向脉冲被引入波状涡流的核心流中。为此目的，出口开口的几何形状相应地配置，例如相对于其定向和/或吞吐量。
为了动压的恢复，到预混炉罩的冷却通道的出口有利地成形为扩散器。预混炉中的气流场的均衡可能与带有围绕罩的孔的优化分布的滤器有关。在备选设计中，若需要，则在每个单独预混炉的入口处由单独的筛来代替。
根据上述确认的实施例带有锥形旋流器的安装的预混炉的数量优选地被选择用于燃烧系统的所需功率输出和考虑到整个操作范围内的燃烧稳定性以及污染排放所需的概念。
预混炉的总数(绝对的或相对于每个筒形燃烧器)可被分成在空气侧上(单独罩)和燃烧尺寸上彼此分离的两个独立组，带有不相互作用的火焰。
此外，筒形燃烧器的帽盖设计用于容易通往预混炉和友好地服务系统操纵。锥形旋流器和燃料喷管可结合以用于与帽盖拆开，而混合管与前面结合。在带有与混合管结合的锥形旋流器(参见EP 0704657 A1)并最终带有筛的设计的情况下，每个单独的预混炉可被单独拆卸。在此情境下，燃料喷管始终设计成用于单独拆除。
此外，筒形燃烧器的前面可在开放的冷却回路中冷却，其中，冷却空气旁通消音衬套节段中的锥形旋流器。在闭合的冷却回路中，冷却空气在燃烧器前面的背侧的冲击冷却之后返回到罩，并到旋流器。
本发明的设计提供了多种装置以用于燃烧动态的控制，以进一步改进筒形燃烧室操作性。如有必要，则通过附连至燃烧器衬套周边的消音衬套的节段或通过消音前面板来控制高频燃烧动态。
若有必要，则通过赫姆霍兹型阻尼器控制低频动态。取决于炉子间隔，阻尼器被有利地指定为独立的圆柱形赫姆霍兹腔和颈部，或为在混合管之间的自由空间中的赫姆霍兹腔，其被分为部段以防止气体吸入并允许单独调节。
此外，可通过针对每个炉子单独地调节混合管的长度而进一步改进燃烧动态。
本发明的设计的主要优点如下，其中顺序并不反映等级：
- 与另一设计相比，高的可维护性，其中，环形设计与筒式架构结合可提高有利的可维护性。
- 减少的开发时间和成本，这是由于在将其实现于发动机中之前完全的“室内”开发的可能性。
- 对于带有锥形旋流器和成形混合管的下一代预混炉，燃烧系统的定制。
- 尺寸相对较小的筒形燃烧器允许具成本效益的金属板设计。鉴于筒形燃烧器的成本和寿命被适当优化的事实，可降低发动机使用时间和成本。
- 紧凑的尺寸允许带有有限数量的磨损和撕裂部件的设计，并因此对于燃烧动态允许低灵敏度。
- 可能地对于轴向、径向、方位分级的冲击，预混炉在两个或更多位置中的分组，共旋或混合共旋和反向旋流的炉子。
- 在较宽操作范围内实现用于低排放和受控燃烧动态的消音和其它被动阻尼装置。
- 鉴于其模块化设计，筒形燃烧器可覆盖宽范围的发动机尺寸。燃烧系统的尺寸仅由可接近的高压燃烧试验场的尺寸限制。发动机用的筒形燃烧器的数量基于发动机尺寸而选择。
- 筒形燃烧器架构帮助降低涡轮入口处的周向温度梯度。这些益处增加涡轮部件的寿命。
- 对于筒形燃烧器架构而言在CO排放方面，单独筒形燃烧器之间的相互作用最小或不存在。再加上分割面处的这种泄漏(其对于环形概念而言公知为影响CO)，对于筒形燃烧器发动机而言将不会影响CO，因为对于该架构，进到燃烧器中的分割线泄漏仅存在于过渡件的最末端。
基于这些发现，该概念可预期工作用于发动机，其以筒式架构在顺序燃烧(带有或不带有中间高压涡轮)下运行，但不是唯一。
基本上，包括一些预混炉的单个筒形燃烧器可操作为单个燃烧室。
参照顺序燃烧，两个主燃烧器(燃烧室)的组合可设置如下。
- 主实施例：至少一个燃烧室配置为环形筒式燃烧器架构，带有至少一个操作涡轮。
- 主实施例：第一燃烧室和第二燃烧室均配置为顺序的筒形燃烧器架构，带有至少一个操作涡轮。
- 主实施例：第一燃烧室和第二燃烧室均配置为顺序的筒形燃烧器架构，在第一和第二燃烧室之间至少带有一个中间操作涡轮。
- 进一步的实施例：第一主燃烧器配置为环形燃烧室且第二主燃烧器建立为筒形配置，带有至少一个操作涡轮。
- 进一步的实施例：第一主燃烧器配置为筒式架构且第二主燃烧器配置为环形燃烧室，带有至少一个操作涡轮。
- 进一步的实施例：两个主燃烧器、第一燃烧器和第二燃烧器均配置为环形燃烧室，带有至少一个操作涡轮。
- 进一步的实施例：两个主燃烧器、第一燃烧器和第二燃烧器均配置为环形燃烧室，带有中间操作涡轮。
附图说明
本发明基于示例性实施例在图1至图5中示意性地示出。
示意性地，在图中：
图1、图1a显示了包括5个可移除预混炉的单独筒形燃烧器；
图2、图2a显示了包括7个可移除预混炉的单独筒形燃烧器；
图3、图3a、图3b显示了包括轴向分级的2×3个可移除预混炉的筒形燃烧器；
图4、图4a显示了包括7个可移除预混炉的筒形燃烧器，其中一个中央炉沿轴向缩回以避免与其余炉相互作用；以及
图5、图5a显示了带有与帽盖结合且带有结合的消音前部的6个预混炉的筒式燃烧系统。
具体实施方式
图1示出了筒形燃烧器100，其允许单独的燃烧操作，并且其在燃烧操作期间不会对其它单独的筒形燃烧器产生有害的相互作用。筒形燃烧器100包括一些可移除预混炉10。因此，根据图1的筒形架构包括布置在筒形燃烧器前面15上的多个预混炉10，其允许单独的燃烧操作。
预混炉10(例如根据EP 0704657 A1)由以下装置构成：基本根据EP 0321809 A1的旋流产生器以用于燃烧空气流；用于燃料喷射的装置；以及由混合管形成的混合路径，其设置在所述旋流产生器下游，其中，所述混合路径包括过渡管道，其沿流动方向在路径的第一部分内延伸以用于将形成于所述旋流产生器中的流传送到接合所述过渡管道下游的所述混合路径的流的截面中。
根据EP 0321809 A1的旋流产生器由组成完整本体的中空部分锥形体构成，其具有切向进气口槽以及用于气态燃料和液体燃料的进给通道，其中，中空部分锥形体的中心轴线具有沿流动方向增加的锥角并在纵向方向上彼此偏置而排布。燃料喷嘴(其燃料喷射位于部分锥形体的彼此偏置中心轴线的连接线的中部)在部分锥形体所形成的锥形内部中被放置在炉头部处。
旋流产生器中的旋流强度和旋流方向以这样的方式经由其几何形状而选择：涡流破坏不发生在混合管中，而是更下游在燃烧室入口处。混合管的长度被选择成使得获得对于所有类型的燃料足够的混合质量。在混合管中，轴向速度分布在轴线上具有显著的最大值，由此防止该区域中的闪回。轴向速度朝着壁减小。为了也在该区域中防止闪回，采取了各种措施：一方面，例如，整体速度水平可通过使用具有足够小直径的混合管而提高。涡流破坏高度依赖于燃烧室在接合混合管端部的截面中具有跳变的设计。燃料/空气混合物的点火在预混炉出口处开始，并且火焰借助回流区在预混炉出口的区域中稳定。
文献EP 0321809 A1和/或EP 0704657 A1形成本说明书的一体部分。
特别地，所述预混炉可用所有种类的液体和/或气态燃料操作。因此，可能容易在单独的筒内提供不同的燃料。这也意味着，预混炉10还可用不同的燃料同时操作。
消音前面板13放置在筒形燃烧器前面15上。在每个预混炉10的上游，它们主动地连接至空气室14以用于随后的高效预混操作。
燃气涡轮系统实质包括至少一个压缩机、连接至压缩机下游的第一主燃烧器。第一主燃烧器的热气体至少被允许到中间涡轮或者直接或间接地到第二主燃烧器。第二燃烧室的热气体被允许到另一涡轮或者直接或间接地到能量回收，例如到蒸汽产生器。
因此，实现顺序的燃烧路径，第一和/或第二燃烧室的操作的筒形燃烧器总体被设计和设置为环形筒式架构。
另外，图1a显示了在筒形燃烧器100的预混炉装置内对于赫姆霍兹阻尼器11和对于导向喷嘴12的放置。此外，通过前面板13中的开口放置多个赫姆霍兹阻尼器11，以用于连接至燃烧室的低频压力振荡的减弱。
单个筒形燃烧器100内的预混炉装置的组合由此提供了在燃气涡轮系统的各种负载条件下产生低排放燃烧的机会。此外，在每个筒形燃烧器100的预混炉装置内对于赫姆霍兹阻尼器11和对于导向喷嘴12的优化放置另外提供了用于降低污染排放(例如NOx和CO)同时能够在较低负载条件下提供稳定燃烧的机会。预混炉系统可在出口环上或燃料喷管上的炉出口处配备有非预混或部分预混的导向喷嘴12，以用于在部分负载下的点火和贫油熄火温度的降低。备选地，一些部分负载导向喷嘴放置在预混炉10之间。
图2示出了筒形燃烧器110，其允许单独的燃烧操作且其在燃烧操作期间不对其它单独的筒形燃烧器具有有害的相互作用。筒形燃烧器110包括一些可移除预混炉10。因此，根据图2的筒形架构包括布置在筒形燃烧器前面15上的多个预混炉10，其允许单独的燃烧操作。
预混炉10(例如根据EP 0704657 A1)由以下装置构成：基本根据EP 0321809 A1的旋流产生器以用于燃烧空气流；用于燃料喷射的装置；以及由混合管形成的混合路径，其设置在所述旋流产生器的下游，其中所述混合路径包括过渡管道，其沿流动方向在通路的第一部分内延伸以用于将形成于所述旋流产生器中的流传送到接合所述过渡管道下游的所述混合路径的流的截面中。
根据EP 0321809 A1的旋流产生器由组成完整本体的中空部分锥形体构成，其具有切向进气口槽以及用于气态燃料和液体燃料的进给通道，其中，中空部分锥形体的中心轴线具有沿流动方向增加的锥角并在纵向方向上彼此偏置而排布。燃料喷嘴(其燃料喷射位于部分锥形体的彼此偏置中心轴线的连接线的中部)在部分锥形体所形成的锥形内部中被放置在炉头部处。
旋流产生器中的旋流强度以这样的方式经由其几何形状而选择：涡流破坏不发生在混合管中，而是更下游在燃烧室入口处。混合管的长度被选择成使得获得对于所有类型的燃料足够的混合质量。在混合管中，轴向速度分布在轴线上具有显著的最大值，由此防止该区域中的闪回。轴向速度朝着壁减小。为了也在该区域中防止闪回，采取各种措施：一方面，例如，整体速度水平可通过使用具有足够小直径的混合管而提高。涡流破坏高度依赖于燃烧室在接合混合管端部的截面中具有跳变的设计。中央回流区在此形成火焰保留挡板的那些性质。
文献EP 0321809 A1和/或EP 0704657 A1形成本说明书的一体部分。
特别地，所述预混炉可用所有种类的液体和/或气态燃料操作。因此，可能容易在单独的筒内提供不同的燃料。这也意味着，预混炉10还可用不同的燃料同时操作。
消音衬套的多达6个节段放置在预混炉10之间。在每个预混炉10的上游，它们主动地连接至空气室14以用于随后的高效预混操作。
燃气涡轮系统实质包括至少一个压缩机、连接至压缩机下游的第一主燃烧器。第一燃烧室的热气体至少被允许到中间涡轮或者直接或间接地到第二燃烧室。第二燃烧室的热气体被允许到另一涡轮或者直接或间接地到能量回收，例如到蒸汽产生器。
因此，实现顺序的燃烧路径，第一和/或第二燃烧室的操作的筒形燃烧器总体被设计和设置为环形筒式架构。
另外，图2a显示了在筒形燃烧器110的预混炉装置内对于赫姆霍兹阻尼器11和对于导向喷嘴12的放置。一方面，可能通过筒形燃烧器10的前部中的开口放置多个赫姆霍兹阻尼器11，以用于连接至燃烧室的低频压力振荡的减弱。关于图2，可能靠近燃烧器前面15设置连续或分段的消音衬套16，其被优化以用于高频声压振荡的减弱。图2a与图2结合显示了封闭的冷却回路17，其中，冷却空气流至歧管并被分配至冲击腔，并且在筒形燃烧器前面18的背侧的冲击冷却之后返回到罩(hood)并进入炉旋流产生器19。对此过程，用于闭合冷却回路的冷却空气从带有比图2所示的罩中的压力更高的静压力的空气源进给。
单个筒形燃烧器110内的预混炉装置的组合由此提供了在燃气涡轮系统的各种负载条件下产生低排放燃烧的机会。此外，在每个筒形燃烧器110的预混炉装置内对于赫姆霍兹阻尼器11和对于导向喷嘴12(如图1和图1a中所示)或者连续或分段的消音衬套16的优化放置另外提供了用于降低污染排放(例如NOx和CO)同时能够在较低负载条件下提供稳定燃烧的机会。
此外，关于图2的筒形燃烧器可包括已在前面的图1中描述的所有特征。
图3显示了包括轴向分级的2×3个可移除燃烧嘴10的筒形燃烧器120，其带有根据图2的封闭冷却。筒形燃烧器的预混炉被分为两组(图3a和图3b)，每组带有一个或多个预混炉。第一组(图3a)定位在燃烧器面15中；第二组(图3b)在轴向位置中定位于第一组的下游，其中第一组(图3a)的再循环区的堵塞中止。第二组(图3b)的预混炉10相对于筒形燃烧器120的轴向延伸在倾斜位置中操作。因此，第一组(图3a)的尺寸相对于炉子直径和炉子数量被选择为使得其可在低排放的较低燃气涡轮部分负载下稳定操作，而不受来自部分负载的非燃烧的第二组预混炉(图3b)的冷气流干扰。
在单个筒形燃烧器120内顺序操作的至少两组预混炉的组合由此提供了在燃气涡轮系统的各种负载条件下产生低排放燃烧的机会。此外，在每个筒形燃烧器120的预混炉装置内对于赫姆霍兹阻尼器11或者连续或分段的消音衬套16的优化放置另外提供了用于降低污染排放(例如NOx和CO)同时能够在较低负载条件下提供稳定燃烧的机会。
此外，关于图3的筒形燃烧器可包括已在前面的图中描述的所有特征。
图4、图4a显示了包括7个可移除预混炉的筒形燃烧器，其中一个中央炉20沿轴向缩回以避免与其余炉30相互作用。
全部预混炉被分为两组。第一组由至少一个预混炉构成，该预混炉轴向地缩回到其再循环区不与第二组的再循环区相互作用的位置。第一组20的尺寸关于炉子直径或炉子的数量被选择为使得其可在低排放的较低燃气涡轮部分负载下稳定操作，而不受来自部分负载的非燃烧的第二组预混炉30的冷气流干扰。
此外，关于图4的筒形燃烧器可包括已在前面的图中描述的所有特征。
图5和图5a显示了筒形燃烧器140，其包括与帽盖44结合的带有锥形旋流器和长喷管47的6个预混炉40。因此，锥形旋流器和燃料喷管是筒形燃烧器40的一部分。若需要，则通过围绕锥形旋流器定位的筛或通过滤器41支持空气到各个预混炉40的均匀分布，以用于接近锥形旋流器的气流场的均衡。锥形旋流器和燃料喷管可与帽盖44结合。混合管42与消音前面板43结合。分段的赫姆霍兹腔45与消音前面板43结合。预混炉40在炉的出口处配备有预混或非预混或部分预混的导向喷嘴12(参见图5a)，以用于在部分负载操作下的点火或贫油熄火温度的降低。备选地，一些部分负载导向喷嘴放置在预混炉40之间。消音前面板43可分段且节段被调节以控制各种筒形燃烧器高频压力振荡并冷却前面板43的面。罩中的分段方位引导的赫姆霍兹腔定位在混合管之间。腔的节段由其颈部46单独地连接至燃烧室，并且被单独调节以控制各种筒形燃烧器低频压力振荡。
此外，关于图5的筒形燃烧器可包括已在前面的图中描述的所有特征。
显然，鉴于上述教导，本发明的众多修改和变型是可能的。因此要理解，在所附权利要求的范围内，本发明可以不同于文中具体描述的方式实施。

Claims (13)

1. 一种燃气涡轮燃烧系统，其中，所述燃气涡轮包括：至少一个压缩机；用于产生工作气体的至少一个燃烧室，其中所述燃烧室连接成从所述压缩机接收压缩空气；至少一个涡轮，其连接成从所述燃烧室接收工作气体，其中所述燃烧室由单个筒形燃烧器构成或者包括布置成环形筒式架构的一些单独的或相互依赖的筒形燃烧器，其中所述筒形燃烧器具有至少一个预混炉，其中混合物的点火在所述预混炉出口处开始且火焰借助回流区在所述预混炉出口的区域中稳定，其中所述筒形燃烧器包括在所述筒形燃烧器内均匀地布置或分成至少两组的一些预混炉。
2. 一种燃气涡轮燃烧系统，其中，所述燃气涡轮包括：至少一个压缩机；用于产生工作气体的第一燃烧室，其中所述第一燃烧室连接成从所述压缩机接收压缩空气，其中所述第一燃烧室的热气体至少被允许到中间涡轮或者直接或间接地到第二燃烧室，其中，所述第二燃烧器的热气体被允许到另一涡轮或者直接或间接地到能量回收，其中所述第一和/或第二燃烧室由单个筒形燃烧器构成或者包括布置成环形筒式架构的一些单独的或相互依赖的筒形燃烧器，其中所述筒形燃烧器具有至少一个预混炉，其中混合物的点火在所述预混炉出口处开始且火焰借助回流区在所述预混炉出口的区域中稳定，并且其中，所述筒形燃烧器包括在所述筒形燃烧器内均匀地布置或分成至少两组的一些预混炉。
3. 根据权利要求1至2中的一项所述的燃气涡轮燃烧系统，其特征在于，至少一个预混炉相对于其余预混炉沿轴向缩回。
4. 根据权利要求1至2中的一项所述的燃气涡轮燃烧系统，其特征在于，所述筒形燃烧器的预混炉被分为两组，每组带有一个或多个预混炉，其中第一组定位在所述筒形燃烧器面中且第二组在轴向位置中定位在所述第一组的下游，其中，所述第二组预混炉相对于所述筒形燃烧器的轴向延伸在倾斜位置中操作。
5. 根据权利要求1至4中的一项所述的燃气涡轮燃烧系统，其特征在于，所述预混炉基本由旋流产生器构成，所述旋流产生器基本由组成完整本体的中空部分锥形体构成，其具有切向空气入口槽以及用于气态燃料和液体燃料的进给通道，其中所述中空部分锥形体的中心轴线具有沿流动方向增加的锥角且在纵向方向上彼此偏置而排布，其中燃料喷嘴在由所述部分锥形体形成的锥形内部中被放置在所述炉头部处，其中燃料喷射位于所述部分锥形体的彼此偏置中心轴线的连接线的中部，并且混合管设置在所述旋流产生器的下游，其中所述混合管包括过渡管道，其沿所述流动方向在所述路径的第一部分内延伸，以用于将形成于所述旋流产生器中的流传送到接合所述过渡管道下游的所述混合管的流的截面中。
6. 根据权利要求5所述的燃气涡轮燃烧系统，其特征在于，所述旋流产生器由组成完整本体的中空部分锥形体构成，其具有切向进气口槽以及用于气态燃料和/或液体燃料的进给通道，其中，所述中空部分锥形体的中心轴线具有沿所述流动方向增加的锥角且在纵向方向上彼此偏置而排布，其中，燃料喷嘴由所述部分锥形体形成的锥形内部中被放置在所述炉头部处，其中燃料喷射位于所述部分锥形体的彼此偏置中心轴线的连接线的中部。
7. 根据权利要求5所述的燃气涡轮燃烧系统，其特征在于，所述混合管成形为沿着所述预混炉的轴线带有可变的直径和/或长度。
8. 根据权利要求1至7中的一项所述的燃气涡轮燃烧系统，其特征在于，所述预混炉配备有预混或部分预混或非预混的导向喷嘴,以用于在部分负载操作下的点火和贫油熄火温度的降低。
9. 根据权利要求5至8中的一项所述的燃气涡轮燃烧系统，其特征在于，所述导向喷嘴布置在所述预混炉的出口处，或者在所述旋流产生器的燃料喷管上，或者放置在所述预混炉之间。
10. 根据权利要求1至9中的一项所述的燃气涡轮燃烧系统，其特征在于，所述筒形燃烧器的低频动态由赫姆霍兹阻尼器控制，其中，所述赫姆霍兹阻尼器被指定为独立的圆柱形赫姆霍兹腔和颈部，或者为位于所述预混炉的混合管之间的自由空间中的赫姆霍兹腔。
11. 根据权利要求10所述的燃气涡轮燃烧系统，其特征在于，所述赫姆霍兹阻尼器被分成所述预混炉组的部段以防止低频压力振荡。
12. 根据权利要求1至11中的一项所述的燃气涡轮燃烧系统，其特征在于，所述筒形燃烧器前面被设计为消声器，以用于高频声压振荡的减弱。
13. 根据权利要求1至12所述的燃气涡轮燃烧系统，其特征在于，通过围绕所述锥形旋流产生器定位的筛或通过滤器支持压缩空气从所述压缩机到单独预混炉的分布。
CN201310286007.XA 2012-07-09 2013-07-09 燃气涡轮燃烧系统 Active CN103542427B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP12175593.8 2012-07-09
EP12175593 2012-07-09

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN103542427A true CN103542427A (zh) 2014-01-29
CN103542427B CN103542427B (zh) 2016-08-24

Family

ID=48703362

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201310286007.XA Active CN103542427B (zh) 2012-07-09 2013-07-09 燃气涡轮燃烧系统

Country Status (7)

Country Link
US (1) US9810152B2 (zh)
EP (1) EP2685172B1 (zh)
JP (1) JP5933491B2 (zh)
KR (1) KR101563526B1 (zh)
CN (1) CN103542427B (zh)
CA (1) CA2820082C (zh)
RU (1) RU2561956C2 (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105465830A (zh) * 2014-09-30 2016-04-06 阿尔斯通技术有限公司 燃烧器前面板
CN108603658A (zh) * 2016-03-15 2018-09-28 杰伊·凯勒 非预混旋流燃烧器端头和燃烧策略
CN109556136A (zh) * 2017-09-25 2019-04-02 通用电气公司 燃气涡轮组件及用于抑制其的压力脉动的方法

Families Citing this family (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9958162B2 (en) 2011-01-24 2018-05-01 United Technologies Corporation Combustor assembly for a turbine engine
EP2796789B1 (en) * 2013-04-26 2017-03-01 General Electric Technology GmbH Can combustor for a can-annular combustor arrangement in a gas turbine
EP2975326B1 (en) * 2014-07-18 2019-09-18 United Technologies Corporation Combustor assembly for a turbine engine
KR102488572B1 (ko) * 2015-05-06 2023-01-13 한화파워시스템 주식회사 제품 설계 방법 및 이 방법을 채용한 압축기 설계 방법
EP3228939B1 (en) * 2016-04-08 2020-08-05 Ansaldo Energia Switzerland AG Method for combusting a fuel, and combustion appliance
KR102063169B1 (ko) * 2017-07-04 2020-01-07 두산중공업 주식회사 연료 노즐 조립체와 이를 포함하는 연소기 및 가스 터빈
US10890329B2 (en) 2018-03-01 2021-01-12 General Electric Company Fuel injector assembly for gas turbine engine
US10935245B2 (en) 2018-11-20 2021-03-02 General Electric Company Annular concentric fuel nozzle assembly with annular depression and radial inlet ports
US11073114B2 (en) 2018-12-12 2021-07-27 General Electric Company Fuel injector assembly for a heat engine
US11286884B2 (en) 2018-12-12 2022-03-29 General Electric Company Combustion section and fuel injector assembly for a heat engine
US11156360B2 (en) 2019-02-18 2021-10-26 General Electric Company Fuel nozzle assembly
DE102019204544A1 (de) * 2019-04-01 2020-10-01 Siemens Aktiengesellschaft Rohrbrennkammersystem und Gasturbinenanlage mit einem solchen Rohrbrennkammersystem
US11174792B2 (en) 2019-05-21 2021-11-16 General Electric Company System and method for high frequency acoustic dampers with baffles
US11156164B2 (en) 2019-05-21 2021-10-26 General Electric Company System and method for high frequency accoustic dampers with caps
US11460191B2 (en) 2020-08-31 2022-10-04 General Electric Company Cooling insert for a turbomachine
US11994293B2 (en) 2020-08-31 2024-05-28 General Electric Company Impingement cooling apparatus support structure and method of manufacture
US11994292B2 (en) 2020-08-31 2024-05-28 General Electric Company Impingement cooling apparatus for turbomachine
US11614233B2 (en) 2020-08-31 2023-03-28 General Electric Company Impingement panel support structure and method of manufacture
US11371702B2 (en) 2020-08-31 2022-06-28 General Electric Company Impingement panel for a turbomachine
US11255545B1 (en) 2020-10-26 2022-02-22 General Electric Company Integrated combustion nozzle having a unified head end
US11686474B2 (en) 2021-03-04 2023-06-27 General Electric Company Damper for swirl-cup combustors
KR102583224B1 (ko) 2022-01-26 2023-09-25 두산에너빌리티 주식회사 클러스터가 구비된 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈
US11767766B1 (en) 2022-07-29 2023-09-26 General Electric Company Turbomachine airfoil having impingement cooling passages

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4910957A (en) * 1988-07-13 1990-03-27 Prutech Ii Staged lean premix low nox hot wall gas turbine combustor with improved turndown capability
CN1131737A (zh) * 1994-10-01 1996-09-25 Abb管理有限公司 燃烧器
CN1162089A (zh) * 1995-12-21 1997-10-15 Abb研究有限公司 热发生器的燃烧器
DE102004009226A1 (de) * 2003-03-07 2004-09-16 Alstom Technology Ltd Brennraum, insbesondere für eine Gasturbinenanlage, sowie Verfahren zum Betrieb
EP1055879B1 (en) * 1999-05-22 2004-12-22 Rolls-Royce Plc A combustion chamber assembly and a method of operating a combustion chamber assembly
CN1615416A (zh) * 2002-01-16 2005-05-11 阿尔斯通技术有限公司 用于燃气轮机的燃烧室
CN1912367A (zh) * 2005-08-10 2007-02-14 通用电气公司 燃气涡轮系统及其操作方法
US20100011769A1 (en) * 2008-07-16 2010-01-21 Siemens Power Generation, Inc. Forward-section resonator for high frequency dynamic damping

Family Cites Families (34)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2614385A (en) * 1946-01-14 1952-10-21 Power Jets Res & Dev Ltd Supporting structure for gas turbine power plants
US3315467A (en) * 1965-03-11 1967-04-25 Westinghouse Electric Corp Reheat gas turbine power plant with air admission to the primary combustion zone of the reheat combustion chamber structure
DE2629761A1 (de) * 1976-07-02 1978-01-05 Volkswagenwerk Ag Brennkammer fuer gasturbinen
FR2392231A1 (fr) * 1977-05-23 1978-12-22 Inst Francais Du Petrole Turbine a gaz comportant une chambre de combustion entre les etages de la turbine
CH674561A5 (zh) * 1987-12-21 1990-06-15 Bbc Brown Boveri & Cie
DE4223828A1 (de) 1992-05-27 1993-12-02 Asea Brown Boveri Verfahren zum Betrieb einer Brennkammer einer Gasturbine
DE59208831D1 (de) * 1992-06-29 1997-10-02 Abb Research Ltd Brennkammer einer Gasturbine
CH687269A5 (de) * 1993-04-08 1996-10-31 Abb Management Ag Gasturbogruppe.
CH687831A5 (de) * 1993-04-08 1997-02-28 Asea Brown Boveri Vormischbrenner.
EP0646705B1 (de) * 1993-09-06 1999-06-09 Asea Brown Boveri Ag Verfahren zur Erstellung eines Teillastbetriebes bei einer Gasturbogruppe
DE4411623A1 (de) * 1994-04-02 1995-10-05 Abb Management Ag Vormischbrenner
GB9410233D0 (en) * 1994-05-21 1994-07-06 Rolls Royce Plc A gas turbine engine combustion chamber
CH688899A5 (de) * 1994-05-26 1998-05-15 Asea Brown Boveri Verfahren zur Regelung einer Gasturbogruppe.
DE4426351B4 (de) * 1994-07-25 2006-04-06 Alstom Brennkammer für eine Gasturbine
US5943866A (en) * 1994-10-03 1999-08-31 General Electric Company Dynamically uncoupled low NOx combustor having multiple premixers with axial staging
US5644918A (en) * 1994-11-14 1997-07-08 General Electric Company Dynamics free low emissions gas turbine combustor
US5687571A (en) * 1995-02-20 1997-11-18 Asea Brown Boveri Ag Combustion chamber with two-stage combustion
JPH0988628A (ja) 1995-09-26 1997-03-31 Toshiba Corp 再熱型ガスタービンプラント
DE19537637A1 (de) * 1995-10-10 1997-04-17 Asea Brown Boveri Verfahren zum Betrieb einer Kraftwerksanlage
DE19547913A1 (de) * 1995-12-21 1997-06-26 Abb Research Ltd Brenner für einen Wärmeerzeuger
DE19615910B4 (de) * 1996-04-22 2006-09-14 Alstom Brenneranordnung
GB2319078B (en) * 1996-11-08 1999-11-03 Europ Gas Turbines Ltd Combustor arrangement
US6269646B1 (en) * 1998-01-28 2001-08-07 General Electric Company Combustors with improved dynamics
EP0935095A3 (en) * 1998-02-09 2000-07-19 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine combustor
SE9802707L (sv) * 1998-08-11 2000-02-12 Abb Ab Brännkammaranordning och förfarande för att reducera inverkan av akustiska trycksvängningar i en brännkammaranordning
JP4610796B2 (ja) * 2001-06-13 2011-01-12 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
JP4610800B2 (ja) * 2001-06-29 2011-01-12 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
DE10330023A1 (de) 2002-07-20 2004-02-05 Alstom (Switzerland) Ltd. Wirbelgenerator mit kontrollierter Nachlaufströmung
US6935116B2 (en) 2003-04-28 2005-08-30 Power Systems Mfg., Llc Flamesheet combustor
JP2009156542A (ja) 2007-12-27 2009-07-16 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンの燃焼器
US8176739B2 (en) * 2008-07-17 2012-05-15 General Electric Company Coanda injection system for axially staged low emission combustors
CH700796A1 (de) 2009-04-01 2010-10-15 Alstom Technology Ltd Verfahren zum CO-emissionsarmen Betrieb einer Gasturbine mit sequentieller Verbrennung und Gasturbine mit verbessertem Teillast- Emissionsverhalten.
RU2447304C2 (ru) * 2010-03-19 2012-04-10 Общество с ограниченной ответственностью Финансово-промышленная компания "Космос-Нефть-Газ" Газотурбинная установка
US8590311B2 (en) * 2010-04-28 2013-11-26 General Electric Company Pocketed air and fuel mixing tube

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4910957A (en) * 1988-07-13 1990-03-27 Prutech Ii Staged lean premix low nox hot wall gas turbine combustor with improved turndown capability
CN1131737A (zh) * 1994-10-01 1996-09-25 Abb管理有限公司 燃烧器
CN1162089A (zh) * 1995-12-21 1997-10-15 Abb研究有限公司 热发生器的燃烧器
EP1055879B1 (en) * 1999-05-22 2004-12-22 Rolls-Royce Plc A combustion chamber assembly and a method of operating a combustion chamber assembly
CN1615416A (zh) * 2002-01-16 2005-05-11 阿尔斯通技术有限公司 用于燃气轮机的燃烧室
DE102004009226A1 (de) * 2003-03-07 2004-09-16 Alstom Technology Ltd Brennraum, insbesondere für eine Gasturbinenanlage, sowie Verfahren zum Betrieb
CN1912367A (zh) * 2005-08-10 2007-02-14 通用电气公司 燃气涡轮系统及其操作方法
US20100011769A1 (en) * 2008-07-16 2010-01-21 Siemens Power Generation, Inc. Forward-section resonator for high frequency dynamic damping

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105465830A (zh) * 2014-09-30 2016-04-06 阿尔斯通技术有限公司 燃烧器前面板
CN105465830B (zh) * 2014-09-30 2020-06-05 安萨尔多能源瑞士股份公司 燃烧器前面板
CN108603658A (zh) * 2016-03-15 2018-09-28 杰伊·凯勒 非预混旋流燃烧器端头和燃烧策略
CN109556136A (zh) * 2017-09-25 2019-04-02 通用电气公司 燃气涡轮组件及用于抑制其的压力脉动的方法

Also Published As

Publication number Publication date
JP5933491B2 (ja) 2016-06-08
CA2820082C (en) 2016-02-23
JP2014016146A (ja) 2014-01-30
US20140007578A1 (en) 2014-01-09
EP2685172B1 (en) 2018-03-21
RU2013128796A (ru) 2014-12-27
CN103542427B (zh) 2016-08-24
CA2820082A1 (en) 2014-01-09
EP2685172A3 (en) 2014-04-16
EP2685172A2 (en) 2014-01-15
RU2561956C2 (ru) 2015-09-10
KR20140007286A (ko) 2014-01-17
KR101563526B1 (ko) 2015-10-27
US9810152B2 (en) 2017-11-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103542427B (zh) 燃气涡轮燃烧系统
JP6972004B2 (ja) 軸方向の燃料多段化を備える分割型環状燃焼システム
CN103776061B (zh) 用于减少燃烧室脉动的消声器组件
JP6894447B2 (ja) 分割型環状燃焼システムのための一体型燃焼器ノズル
CN103542428B (zh) 炉子装置
US7950233B2 (en) Combustor
US8528338B2 (en) Method for operating an air-staged diffusion nozzle
JP3703879B2 (ja) ガスタービン用の燃焼器を運転する方法
JP4681113B2 (ja) 気体燃料及び液体燃料の両方を使用するガスタービンの燃料を段階的に用いるための燃料装置構成とその方法
US7036316B2 (en) Methods and apparatus for cooling turbine engine combustor exit temperatures
CN102330978B (zh) 耐火焰副燃料喷嘴
CN1316198C (zh) 带出口环的预混合引燃燃烧器
CN104061074B (zh) 与燃气涡轮机中的下游燃料和空气喷射相关的系统和装置
CN104373961B (zh) 喷燃器布置及用于操作喷燃器布置的方法
US7506511B2 (en) Reduced exhaust emissions gas turbine engine combustor
US8522556B2 (en) Air-staged diffusion nozzle
CN105402770B (zh) 用于燃气涡轮的燃烧器的稀释气体或空气混合器
JP2009192214A (ja) ガスタービンエンジン用の燃料ノズル及びその製造方法
CN105715378B (zh) 冷却和稀释空气的分开供给
CN105258157B (zh) 带有混合器的顺序燃烧器组件
CN107091485A (zh) 用于预混合燃料喷嘴的仅气体筒状件
EP3472518B1 (en) Fuel oil axial stage combustion for improved turbine combustor performance
CN103930723A (zh) 在燃气涡轮机上使用的、具有预混合的燃料和空气的切向环形燃烧器

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
CB02 Change of applicant information

Address after: Baden, Switzerland

Applicant after: ALSTOM TECHNOLOGY LTD

Address before: Baden, Switzerland

Applicant before: Alstom Technology Ltd.

COR Change of bibliographic data
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20171207

Address after: Baden, Switzerland

Patentee after: Energy resources Switzerland AG

Address before: Baden, Switzerland

Patentee before: ALSTOM TECHNOLOGY LTD