CN109312927A - 燃气涡轮燃烧器 - Google Patents

燃气涡轮燃烧器 Download PDF

Info

Publication number
CN109312927A
CN109312927A CN201780034863.2A CN201780034863A CN109312927A CN 109312927 A CN109312927 A CN 109312927A CN 201780034863 A CN201780034863 A CN 201780034863A CN 109312927 A CN109312927 A CN 109312927A
Authority
CN
China
Prior art keywords
pipeline
burner
liner
aftercombustion
fuel
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.)
Pending
Application number
CN201780034863.2A
Other languages
English (en)
Inventor
绪方正裕
小田刚生
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.)
Kawasaki Motors Ltd
Original Assignee
Kawasaki Jukogyo KK
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 Kawasaki Jukogyo KK filed Critical Kawasaki Jukogyo KK
Publication of CN109312927A publication Critical patent/CN109312927A/zh
Pending legal-status Critical Current

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
    • F23R3/28—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
    • 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
    • F02C3/20—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products
    • F02C3/22—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products the fuel or oxidant being gaseous at standard temperature and pressure
    • 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
    • F02C3/20—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products
    • F02C3/30—Adding water, steam or other fluids for influencing combustion, e.g. to obtain cleaner exhaust gases
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D14/00—Burners for combustion of a gas, e.g. of a gas stored under pressure as a liquid
    • F23D14/02—Premix gas burners, i.e. in which gaseous fuel is mixed with combustion air upstream of the combustion zone
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D14/00—Burners for combustion of a gas, e.g. of a gas stored under pressure as a liquid
    • F23D14/46—Details, e.g. noise reduction means
    • F23D14/48—Nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D14/00—Burners for combustion of a gas, e.g. of a gas stored under pressure as a liquid
    • F23D14/46—Details, e.g. noise reduction means
    • F23D14/62—Mixing devices; Mixing tubes
    • 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
    • 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
    • F23R3/30—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply comprising fuel prevapourising 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
    • 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 
    • F23C2900/00—Special features of, or arrangements for combustion apparatus using fluid fuels or solid fuels suspended in air; Combustion processes therefor
    • F23C2900/9901—Combustion process using hydrogen, hydrogen peroxide water or brown gas as fuel
    • 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
    • F23D2900/00015—Pilot burners specially adapted for low load or transient conditions, e.g. for increasing stability
    • 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
    • F23R2900/00002—Gas turbine combustors adapted for fuels having low heating value [LHV]

Landscapes

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

Abstract

燃气涡轮燃烧器具备：外壳，其与主壳体结合；内衬，其在内部形成有在轴向上延伸的燃烧室，所述内衬的包括头部的上游侧部分被容纳在外壳内，所述内衬的比上游侧部分靠下游侧的下游侧部分被容纳在主壳体内；主燃烧嘴，其被设置在内衬的头部；补充燃烧用燃烧嘴，其具有位于内衬与外壳之间的空气通路处的喷出口，喷出混合气，所述混合气是从内衬与外壳之间取入的压缩空气与含有氢的补充燃烧用燃料混合而成的；和管道，其具有与补充燃烧用燃烧嘴的喷出口连接的入口和向燃烧室内开口的出口，该管道的从入口到出口为止的部分中的至少一部分在轴向上延伸。

Description

燃气涡轮燃烧器
技术领域
本发明涉及燃烧器(燃气涡轮燃烧器)的结构，所述燃烧器被安装于燃气涡轮发动机。
背景技术
作为燃气涡轮发动机的燃烧器，已知具备：主燃烧嘴，其向燃烧室的上游侧的一次燃烧区域提供燃料(或预混合气)；引燃嘴，其同样地向一次燃烧区域提供燃料；和向燃烧室的比一次燃烧区域靠下游侧的二次燃烧区域提供燃料(或预混合气)的补充燃烧用燃烧嘴的、多级燃烧嘴结构。在专利文献1中公开了这种燃气涡轮燃烧器。
现有技术文献
专利文献
专利文献1：国际公开WO2015/037295号公报
发明内容
发明要解决的课题
然而，近年来，要求有效地使用由化学设备产生的氢气作为燃气涡轮燃烧器的燃料。在专利文献1中，也使用了含有氢的气体作为燃料。但是，由于氢在燃料气体中非常轻且快，因此，含有氢的气体不易与压缩空气混合。若含有氢的燃料气体与空气不被充分地混合就从燃烧嘴喷出，则有可能在发动机负载低的条件下燃烧效率降低，并有可能在发动机负载高的条件下NOx(氮氧化物)排出量增大。
燃气涡轮燃烧器通常是长筒状的内衬与覆盖该内衬的长筒状的外壳这样的双层结构，外壳的基端部以从燃气涡轮主体的主壳体伸出的方式被固定于该主壳体。在上述专利文献1所述的燃气涡轮燃烧器中，补充燃烧用燃烧嘴以贯通外壳和内衬的周壁的方式设置，用于向补充燃烧用燃烧嘴提供燃料的配管与补充燃烧用燃烧嘴在外壳的外周处被连接起来。在该燃气涡轮燃烧器中，在促进从补充燃烧用燃烧嘴喷出的含氢的燃料气体与压缩气体的预混合方面留有改进的余地。
因此，在本发明中，通过具备可促进从补充燃烧用燃烧嘴喷出的含氢的燃料气体与压缩空气的预混合的结构，因此，提出适合用于将含氢的燃料气体用作补充燃烧用燃烧嘴的燃料的燃气涡轮燃烧器的结构。
用于解决课题的手段
本发明的一个方式的燃气涡轮燃烧器是利用从压缩机提供的压缩空气使燃料燃烧而提供至涡轮的燃气涡轮燃烧器，其中，所述燃气涡轮燃烧器具备：
外壳，其与所述涡轮的主壳体结合；
内衬，其在内部形成有在所述燃气涡轮燃烧器的轴向上延伸的燃烧室，所述内衬的包括头部的上游侧部分被容纳在所述外壳内，所述内衬的比所述上游侧部分靠下游侧的下游侧部分被容纳在所述主壳体内；
主燃烧嘴，其被设置在所述内衬的所述头部；
补充燃烧用燃烧嘴，其具有位于所述内衬与所述外壳之间的喷出口，喷出混合气，所述混合气是从所述内衬与所述外壳之间取入的所述压缩空气与含有氢的补充燃烧用燃料混合而成的；和
管道，其具有与所述补充燃烧用燃烧嘴的所述喷出口连接的入口和向所述燃烧室内开口的出口，所述管道的从所述入口到所述出口为止的部分中的至少一部分与所述轴向平行地延伸。
根据上述结构的燃气涡轮燃烧器，从补充燃烧用燃烧嘴的喷出口喷出的补充燃烧用燃料通过管道从管道的出口向燃烧室喷出。作为促进补充燃烧用燃料与压缩空气的混合的方法，最容易的方法是延长预混合通路，能够利用该管道充分地确保补充燃烧用燃料与压缩空气的混合气的预混合通路。这些充分地被混合的混合气向燃烧室喷出，能够有助于补充燃烧用燃烧嘴的燃烧效率的提高和NOx排出量的减少。
然而，在上述专利文献1所述的燃气涡轮燃烧器中，在一次燃烧区域的下游侧规定了二次燃烧区域，使得被提供至一次燃烧区域的燃料充分地燃烧后该燃烧气体被导入至二次燃烧区域。因此，引燃嘴和主燃烧嘴与补充燃烧用燃烧嘴向燃烧室的上游侧和下游侧充分地分离配置。并且，由于补充燃烧用燃烧嘴必须被配置在燃气涡轮主体的主壳体的外部，因此，存在燃烧器的外壳从主壳体的突出量增大的倾向。随着燃烧器的外壳的燃气涡轮主体从主壳体的突出量增大，外壳的重量增大，外壳与主壳体的结合部要求高的牢固性，不仅费用增多，操作也较难。
为了解决这样的课题，在上述燃气涡轮燃烧器中，也可以这样：上述管道的所述出口在所述内衬的所述下游侧部分处向所述燃烧室内开口。
根据上述燃气涡轮燃烧器，与以往同样地从内衬的头部到补充燃烧用燃烧嘴的喷出口的轴向上的区域被外壳覆盖，但由于利用管道使燃烧室中的补充燃烧用燃料的喷出位置从补充燃烧用燃烧嘴的喷出口向轴向分离，因此，能够确保预混合通路的长度，并能够抑制燃烧器的外壳的燃气涡轮主体从主壳体的突出量。
在上述燃气涡轮燃烧器中，也可以这样：所述管道在所述出口的附近具有将所述内衬与所述外壳之间的空间和内部连通的空气导入口。
根据上述结构的燃气涡轮燃烧器，压缩空气通过空气导入口而从空气通路被导入到管道内。由于被导入到管道内的压缩空气沿着管道的内壁与管道内的气体流实质上平行地流动，因此，管道的内壁表面的流体的流速增大。由此，能够防止在管道出口处的回火。
在上述燃气涡轮燃烧器中，也可以这样：所述补充燃烧用燃烧嘴被支承于所述外壳的周壁，所述喷出口与跟所述轴向正交的半径方向平行地开口，所述管道的所述出口与所述半径方向平行地开口。
根据这样的补充燃烧用燃烧嘴的布置，容易避开主燃烧嘴等其它要素而对补充燃烧用燃烧嘴进行配管。
或者，在上述燃气涡轮燃烧器中，也可以这样：所述补充燃烧用燃烧嘴被支承于所述外壳的周壁，所述喷出口与所述轴向平行地开口，所述管道的所述出口与跟所述轴向正交的半径方向平行地开口。
根据这样的补充燃烧用燃烧嘴的布置，容易避开主燃烧嘴等其它要素而对补充燃烧用燃烧嘴进行配管。并且，由于能够使用弯管少的J字形状的管道，因此，能够抑制压损。
或者，在上述燃气涡轮燃烧器中，也可以这样：所述补充燃烧用燃烧嘴被配置在所述主燃烧嘴的周围，所述喷出口与所述轴向平行地开口，所述管道的所述出口与跟所述轴向正交的半径方向平行地开口。
根据这样的补充燃烧用燃烧嘴的配置，能够将管道的配管长度取得较长，能够确保补充燃烧用燃料的预混合通路。
在上述燃气涡轮燃烧器中，也可以这样：所述管道的入口侧端部被固定于所述补充燃烧用燃烧嘴，所述管道的出口侧端部宽松地被插入到设置于所述内衬的贯通孔中。
根据上述燃气涡轮燃烧器，由于管道与内衬的连接部未被固定，因此，能够防止由于管道与内衬的热变形量的差使热应力集中于管道。
或者，在上述燃气涡轮燃烧器中，也可以这样：所述管道的所述入口被配置成与所述补充燃烧用燃烧嘴的所述喷出口对置，所述管道的出口侧端部宽松地被插入到设置于所述内衬的贯通孔中，所述管道的所述入口与所述出口之间的至少一部分被保持于保持片，所述保持片被设置于所述内衬。
根据上述燃气涡轮燃烧器，由于补充燃烧用燃烧嘴与管道、以及管道与内衬分别未被固定，因此，能够防止由于管道与内衬的热变形量的差使热应力集中于管道。
发明效果
根据本发明，能够提供适合用于将含氢的燃料气体用作补充燃烧用燃烧嘴的燃料的燃气涡轮燃烧器的结构。
附图说明
图1是示出使用本发明的一个实施方式的燃气涡轮燃烧器的燃气涡轮发电系统的概略结构的图。
图2是示出本发明的一个实施方式的燃气涡轮燃烧器的概略结构的纵剖视图。
图3是补充燃烧用燃烧嘴的放大剖视图。
图4是补充燃烧用燃烧嘴的图3的IV-IV线剖视图。
图5是管道的出口侧端部的放大纵剖视图。
图6是说明燃烧器的装配的流程的图，(a)是将管道插入到外壳中的情况；(b)将内衬插入到外壳中的情况；(c)是示出了将燃烧嘴单元与内衬结合起来的情况。
图7是示出补充燃烧用燃烧嘴的配置的变形例1的图。
图8是示出补充燃烧用燃烧嘴的配置的变形例2的图。
图9是示出管道的支承结构的变形例的图。
具体实施方式
下面，参照附图对本发明的实施方式进行说明。图1示出了使用本发明的一个实施方式的燃气涡轮燃烧器(下面，简称为“燃烧器2”)的燃气涡轮发电系统的概略结构。在该图中，燃气涡轮发动机GT具备压缩机11、燃烧器2和涡轮13(也称为“涡轮主体”)作为主要的构成要素。利用燃烧器2使从压缩机11提供的压缩空气A与燃料F1、F2燃烧，并向涡轮13提供由此产生的高温高压的燃烧气体G以驱动该涡轮13。压缩机11经旋转轴17而由涡轮13驱动，该涡轮13又经减速器18而驱动发电机19这样的负载。
图2是示出本发明的一个实施方式的燃烧器2的概略结构的纵剖视图。在该图中，除了燃烧器2以外还示出了对燃烧器2的燃料供给系统。如图2所示，本实施方式的燃烧器2具备：圆筒状的外壳8，其在燃烧器2的轴向X上延伸；大致圆筒状的内衬9(燃烧筒)，其同样在轴向X上延伸；主燃烧嘴5；引燃嘴6；和补充燃烧用燃烧嘴7。外壳8的轴向X上的一个端部与涡轮13的主壳体H紧固。
内衬9呈同心状地被贯穿插入到外壳8中。在外壳8的内壁与内衬9的外壁之间形成有在轴向X上延伸的环状的空气通路22。来自压缩机11的压缩空气被导入到空气通路22中。
在内衬9的内部形成有在轴向X上延伸的燃烧室10。本实施方式的燃烧器2构成为供被导入到空气通路22内的压缩空气A和燃烧气体G在燃烧器2内彼此向相反方向流动的逆流罐型。这里，根据燃烧室10中的燃烧气体G的流动规定“上游”和“下游”。
在燃烧室10内，从上游侧起顺次地大致规定了从主燃烧嘴5喷出的燃料的燃烧区域即一次燃烧区域S1、从补充燃烧用燃烧嘴7喷出的燃料的燃烧区域即二次燃烧区域S2及其下游区域。一次燃烧区域S1的流路截面积大于二次燃烧区域S2的流路截面积，内衬9在一次燃烧区域S1与二次燃烧区域S2的大致边界具有缩径部9a。
内衬9的包括轴向X上的一个端部即头部的上游侧部分901被容纳在外壳8内，比上游侧部分901靠下游侧的下游侧部分902被容纳在涡轮13的主壳体H中。在本实施方式中，内衬9的头部到大致缩径部9a包括在上游侧部分901中，内衬9的大致比缩径部9a靠下游侧包括在下游侧部分902中。并且，在内衬9的下游侧部分902形成有供后述的管道92的出口侧端部922插入的贯通孔90。
在内衬9的头部设置有主燃烧嘴5与引燃嘴6单元化而成的燃烧嘴单元20。主燃烧嘴5使第一预混合气M1向燃烧室10内的一次燃烧区域S1喷射而燃烧。第一预混合气M1是主燃料与压缩空气A的混合气。引燃嘴6使引燃燃料向一次燃烧区域S1直接喷射而扩散燃烧。
在本实施方式中，主燃料和引燃燃料均是从第一燃料源24提供的第一燃料F1。第一燃料F1也可以是含有例如60体积％以上的碳化氢的碳化氢类的燃料。在这样的碳化氢类燃料中有天然气、通气甲烷(VAM)、混合有低于5％的氢的天然气、混合有低于5％的氢的通气甲烷、或者煤油或轻油这样的液体燃料等，可选择性地使用这些。
引燃嘴6具备引燃燃料喷嘴61，引燃燃料喷嘴61的出口是引燃燃料喷射口6a。引燃燃料喷射口6a被设置在穿过圆筒状的内衬9的大致轴心的位置上。引燃燃料喷嘴61经燃料供给管62而与第一燃料源24(或者未图示的引燃燃料源)连接。在燃料供给管62设置有对从引燃嘴6喷出的引燃燃料的流量进行调整的流量控制阀63。在引燃燃料喷嘴61的周围形成有用于将空气通路22的燃烧用空气向燃烧室10喷出的空气喷嘴64。
对于上述结构的引燃嘴6，在流量控制阀63打开时从第一燃料源24向引燃燃料喷嘴61通过燃料供给管62提供引燃燃料(第一燃料F1)，引燃燃料从引燃燃料喷嘴61的引燃燃料喷射口6a向燃烧室10喷出。
主燃烧嘴5具备：流路部件52，其形成预混合通路51；旋流器54，其被设置于在预混合通路51的上游侧开口的空气入口53；和主燃料喷嘴55，其具有朝向空气入口53喷射第一燃料F1的喷射孔。预混合通路51的出口是燃料喷射口5a。主燃烧嘴5的多个燃料喷射口5a在引燃燃料喷射口6a的周围形成环状的喷射口列。主燃料喷嘴55经燃料供给管57而与第一燃料源24连接。在燃料供给管57设置有对第一燃料F1的流量进行调整的流量控制阀58。
在上述结构的主燃烧嘴5中，当流量控制阀58被打开时，从第一燃料源24通过燃料供给管57向主燃料喷嘴55提供第一燃料F1。从主燃料喷嘴55的喷射孔朝向空气入口53喷射的第一燃料F1与空气通路22的压缩空气A一边借助于旋流器54回转一边通过空气入口53而被导入到预混合通路51中。在预混合通路51预混合的第一燃料F1和压缩空气A作为第一预混合气M1而向燃烧室10喷出。
补充燃烧用燃烧嘴7在沿半径方向被插入到外壳8的周壁中的状态下在外壳8的周向上等间隔地设置多个(例如2～12个)。补充燃烧用燃烧嘴7具有喷出口70，所述喷出口70位于内衬9与外壳8之间的空气通路22，从该喷出口70喷出补充燃烧用燃料。本实施方式的补充燃烧用燃料是来自第二燃料源25的第二燃料F2和来自第一燃料源24的第一燃料F1中的至少一方。
作为第二燃料F2，也可以使用与第一燃料F1是不同的组成、并且按超过稳定燃烧极限浓度的浓度、例如超过10体积％的浓度含有氢的气体。作为该第二燃料F2的氢浓度，优选的是20体积％以上，更优选的是30体积％以上。该含氢气体例如是单独氢气(100体积％)、或者在氢气中混合有甲烷气体、丙烷气体、氮那样的惰性气体的气体。
图3是补充燃烧用燃烧嘴7的放大剖视图，图4是补充燃烧用燃烧嘴7的图3中的IV-IV线剖视图。如图3和图4所示，补充燃烧用燃烧嘴7由燃料导入块71、喷出筒72、以及介于燃料导入块71与喷出筒72之间而将它们彼此结合的多个引导柱73构成。
燃料导入块71被固定并支承于外壳8的周壁。在燃料导入块71形成有以能够将来自第一燃料源24的第一燃料F1、来自第二燃料源25的第二燃料F2分别独立地向喷出筒72导入的方式各自独立的流路。具体而言，燃料导入块71具有供第一燃料F1导入的第一燃料导入通路75，该第一燃料导入通路75经第一燃料供给管26而与第一燃料源24连接。在第一燃料供给管26设置有流量控制阀27，所述流量控制阀27对向补充燃烧用燃烧嘴7的第一燃料F1的流量进行调整。此外，燃料导入块71具有供第二燃料F2导入的第二燃料导入通路76，该第二燃料导入通路76经第二燃料供给管28而与第二燃料源25连接。在第二燃料供给管28设置有流量控制阀29，所述流量控制阀29对向补充燃烧用燃烧嘴7的第二燃料F2的流量进行调整。
在燃料导入块71的与喷出筒72面对的壁上设置有：与第一燃料导入通路75连通的多个第一喷嘴77；和与第二燃料导入通路76连通的多个第二喷嘴78。在本实施方式中，多个第一喷嘴77呈环状排列，在其内侧呈环状地排列有多个第二喷嘴78。第一燃料导入通路75的第一燃料F1通过第一喷嘴77而向喷出筒72内喷出。第二燃料导入通路76的第二燃料F2通过第二喷嘴78而向喷出筒72内喷出。
多个引导柱73在比第一喷嘴77和第二喷嘴78靠外周侧处呈环状排列而位于空气通路22内。相邻的引导柱73彼此之间成为空气流入口74，压缩空气A通过该空气流入口74而从空气通路22向喷出筒72内流入。
喷出筒72是位于空气通路22内的筒状体，喷出筒72的端部开口成为补充燃烧用燃烧嘴7的喷出口70。在喷出筒72内，从第一喷嘴77喷出的第一燃料F1和从第二喷嘴78喷出的第二燃料F2与从空气流入口74流入的压缩空气A混合而从喷出口70喷出。
在喷出筒72的末端连接有管道92的入口侧端部921。换言之，管道92的入口92in被连接于补充燃烧用燃烧嘴7的喷出口70。该管道92的出口92out在内衬9的被容纳在主壳体H中的下游侧部分902处在燃烧室10内的二次燃烧区域S2开口。即，位于外壳8内的补充燃烧用燃烧嘴7的喷出口70和位于主壳体H内的燃烧室10的二次燃烧区域S2经管道92而被连接。根据该结构，从补充燃烧用燃烧嘴7的喷出口70喷出的第一燃料F1与第二燃料F2及压缩空气A的混合气通过管道92时充分地被混合而成为第二预混合气M2，并从管道92的出口92out向燃烧室10的二次燃烧区域S2喷出。
管道92被配置于空气通路22。本实施方式的管道92的入口侧端部921(入口92in)和出口侧端部922(出口92out)朝向与轴向X正交的方向(半径方向)开口，在入口侧端部921与出口侧端部922之间形成有在与轴向X平行的方向上延伸的轴向延伸部923，管道92整体上呈S字形状。
图5是管道92的出口侧端部922的放大纵剖视图。如图5所示，在管道92的出口侧端部922设置有从管道92的周壁向半径方向突出的凸缘94。另一方面，在内衬9的位于涡轮13的主壳体H内的下游侧部分902设置有贯通孔90。在该贯通孔90的边缘形成有供凸缘94从内衬9的内侧抵接的环状的座9h。座9h的内径大于管道92的出口侧端部922的外径，并且小于凸缘94的外径。由此，座9h与凸缘94抵接，管道92的出口侧端部922无法从贯通孔90中脱出。另一方面，由于管道92的出口侧端部922宽松地被插入到贯通孔90中，因此，能够在贯通孔90的范围内相对于内衬9移动。
此外，在管道92的出口侧端部922的附近，空气导入口924开口，在空气导入口924的外周侧设置有引导件93，所述引导件93将来自空气通路22的压缩空气A向空气导入口924引导。另外，在上述中，“出口侧端部922的附近”是指，从管道92的出口侧端部922稍微后退的地方，并且是管道92的中心轴的切线方向与来自出口92out的第二预混合气M2的喷出方向大致平行且管道92的外壁露出于空气通路22的地方。
在内衬9与外壳8之间的空气通路22中，压缩空气A从图5的纸面下朝上流动。另一方面，形成于引导件93的入口的压缩空气A的气流沿着管道92的出口侧端部922的外壁，并与空气通路22的压缩空气A的气流大致正交。因此，空气通路22的压缩空气A碰到管道92的出口侧端部922的外壁而被引导到引导件93的入口，并且在通过引导件93时被整流成沿着管道92的出口侧端部922的外壁的气流。
空气导入口924是断续的环状的缝隙，并且以内壁侧比外壁侧靠下游侧的方式相对于管道92的壁的厚度方向倾斜。由于这样的空气导入口924的形状，通过空气导入口924的压缩空气A具有与管道92的出口92out中的第二预混合气M2的气流平行的速度成分和朝向管道92的管的中心(半径方向内侧)的速度成分而被导入到管道92。这样，被引导件93和空气导入口924整流的压缩空气A在管道92的出口92out附近形成朝向管道92的半径方向内侧的气流。由此，可促进管道92的内壁附近的流体流向管道92的半径方向内侧，可抑制在管道92的出口侧端部922处沿着内壁的流体的滞留。这样，通过提高管道92的出口侧端部922的内壁附近的气体的流速，从而防止了朝向管道92内的回火。
接下来，对上述结构的燃烧器2的装配方法进行说明。图6的各图是对燃烧器2的装配的流程进行说明的图，(a)示出了将管道92插入到外壳8中的情况；(b)示出了将内衬9插入到外壳8中的情况；(c)示出了将燃烧嘴单元20与内衬9结合起来的情况。
首先，如图6的(a)所示，通过焊接等将管道92的入口侧端部921与补充燃烧用燃烧嘴7的喷出筒72结合起来。进而，将带该补充燃烧用燃烧嘴7的管道92插入到形成于外壳8的补充燃烧用燃烧嘴安装孔83中。在该阶段，外壳8与补充燃烧用燃烧嘴7不被结合，补充燃烧用燃烧嘴7相对于补充燃烧用燃烧嘴安装孔83可动。下面，如图6的(b)所示，从外壳8的末端插入内衬9。在该过程中，使管道92的出口侧端部922嵌入到被设置于内衬9的贯通孔90中。进而，如图6的(c)所示，在内衬9的头部安装燃烧嘴单元20，将外壳8与燃烧嘴单元20结合，并且，将外壳8与补充燃烧用燃烧嘴7结合起来。通过以上，能够将内衬9、燃烧嘴单元20、补充燃烧用燃烧嘴7和管道92组装到外壳8中来装配燃烧器2。
这里，参照图2对燃烧器2的动作进行说明。在燃气涡轮发动机GT起动时，引燃嘴6将第一燃料F1向燃烧室10的上游部喷射。该第一燃料F1由未图示的火花塞点火而在一次燃烧区域S1中扩散燃烧。
在燃气涡轮发动机GT的通常运转时，持续来自引燃嘴6的第一燃料F1的供给，同时主燃烧嘴5向燃烧室10的一次燃烧区域S1喷射第一预混合气M1。由此，第一预混合气M1中的第一燃料F1将引燃嘴6中的火焰作为火种而进行稀薄预混合燃烧。流量控制阀58、63的开度被调节成，主燃烧嘴5与引燃嘴6的空燃比(空气流量/燃料流量)成为适当的值。
二次燃烧区域S2形成为用于根据燃气涡轮发动机GT的运转负载的变动将运转范围向高输出侧扩展。因此，在燃气涡轮发动机GT的运转负载比规定值增大时，补充燃烧用燃烧嘴7向燃烧室10的二次燃烧区域S2喷射第二预混合气M2。由此，在二次燃烧区域S2中，第二预混合气M2中的第一燃料F1和第二燃料F2进行稀薄预混合燃烧。一次燃烧区域S1的稳焰性能由主燃烧嘴5和引燃燃烧嘴6确保。
流量控制阀27、29的开度被调节成，使得第二预混合气M2中的第一燃料F1与第二燃料F2的比例和空燃比(空气流量/燃料流量)成为适当的值。在该燃烧器2中，利用第一燃料F1填补第二燃料72的不足。例如，在使用由化学设备产生的副产氢气作为第二燃料F2的情况下，在由于化学设备的运转停止等第二燃料F2不足时，若将流量控制阀27打开而从补充燃烧用燃烧嘴7向二次燃烧区域S2提供第一燃料源24的第一燃料F1，则能够维持所需要的高输出运转。
如以上说明的那样，本实施方式的燃气涡轮燃烧器2是利用从压缩机11提供的压缩空气A使燃料F1、F2燃烧而提供至涡轮13，其中，所述燃气涡轮燃烧器2具备：外壳8，其与涡轮13的主壳体H结合；内衬9，其在内部形成有在轴向X上延伸的燃烧室10；主燃烧嘴5，其被设置在内衬9的头部；补充燃烧用燃烧嘴7，其具有位于内衬9与外壳8之间(即空气通路22)的喷出口70，喷出混合气，所述混合气是从内衬9与外壳8之间(即空气通路22)取入的压缩空气A与含有氢的补充燃烧用燃料混合而成的；和管道92。内衬9的包括头部的上游侧部分901被容纳在外壳8内，比上游侧部分901靠下游侧的部分902被容纳在主壳体H内。并且，管道92具有与补充燃烧用燃烧嘴7的喷出口70连接的入口92in和向燃烧室10内开口的出口92out，所述管道的从入口92in到出口92out为止的部分中的至少一部分与轴向X平行地延伸。
根据上述结构的燃烧器2，从补充燃烧用燃烧嘴7的喷出口70喷出的第二预混合气M2(补充燃烧用燃料)通过管道92从管道92的出口向燃烧室10喷出。因此，管道92的出口92out成为燃烧室10中的第二预混合气M2的喷出位置。燃烧室10中的第二预混合气M2的喷出位置能够通过隔着管道92而从补充燃烧用燃烧嘴7的喷出口70在轴向X上离开。作为促进补充燃烧用燃料与压缩空气的混合的方法，最容易的方法是延长预混合通路，能够利用该管道92使含氢的气体确保与压缩空气A的更长的预混合通路。并且，可利用该较长的预混合通路促进补充燃烧用燃料与压缩空气A的混合，充分地混合有这些的混合器(第二预混合气M2)向燃烧室10喷出，能够有助于补充燃烧用燃烧嘴7的燃烧效率的提高和NOx排出量的减少。
此外，在本实施方式的燃气涡轮燃烧器2中，管道92的出口92out在内衬9的下游侧部分902处向燃烧室10内开口。换言之，将补充燃烧用燃烧嘴7的喷出口70设置在外壳8内，并且，将燃烧室10中的第二预混合气M2的喷出位置设置在涡轮13的主壳体H内。
这样，从内衬9的头部到补充燃烧用燃烧嘴7的喷出口70的轴向X上的区域被外壳8覆盖，但能够确保预混合通路的长度，并能够缩短外壳8的轴向X上的尺寸。即，能够抑制燃烧器2的外壳8的涡轮13从主壳体H的突出量。
此外，在本实施方式的燃烧器2中，管道92在出口92out的附近具有将内衬9与外壳8之间的空间(即空气通路22)和管道92的内部连通的空气导入口924。
由此，能够通过空气导入口924将空气通路22中的压缩空气A导入到管道92内。被导入到管道92内的压缩空气A沿着管道92的内壁与第二预混合气M2实质上平行地流动，使管道92的内壁表面的流体流速增大。由此，能够抑制在管道92的出口92out处发生回火。
此外，在本实施方式的燃烧器2中，补充燃烧用燃烧嘴7被支承于外壳8，管道92的入口侧端部921被固定于补充燃烧用燃烧嘴7，管道92的出口侧端部922宽松地被插入到被设置于内衬9的贯通孔90中。
由此，即使管道92的热变形量与内衬9的贯通孔90附近的热变形量产生差，也能够避免热应力集中于管道92的出口侧端部922及其附近。
[变形例]
下面，对上述实施方式的变形例进行说明。图7是示出补充燃烧用燃烧嘴7的配置的变形例1的图，图8是示出补充燃烧用燃烧嘴7的配置的变形例2的图。另外，在这些本变形例1、2的说明中，对与前述的实施方式同样或类似的部件标注相同标号，并省略说明。
在上述实施方式的燃烧器2中，补充燃烧用燃烧嘴7被支承于外壳8的周壁，补充燃烧用燃烧嘴7的喷出口70与跟轴向X正交的半径方向平行地开口，管道92的出口92out与半径方向平行地开口。根据这样的补充燃烧用燃烧嘴7的布置，容易避开燃烧嘴单元20的配管而对补充燃烧用燃烧嘴7进行配管。但是，在本实施方式的燃烧器2中，通过将管道92连接于补充燃烧用燃烧嘴7的喷出口70，从而补充燃烧用燃烧嘴7的布置的自由度提高，包括喷出口70的开口方向在内的、补充燃烧用燃烧嘴7的布置不限于上述实施方式。
例如，在图7所示的变形例1的燃烧器2中，补充燃烧用燃烧嘴7被支承于外壳8的周壁，补充燃烧用燃烧嘴7的喷出口70在空气通路22内与轴向X平行地开口，管道92的出口92out与半径方向平行地开口。
更具体而言，补充燃烧用燃烧嘴7形成为，通向补充燃烧用燃烧嘴7的各燃料导入通路75、76的入口的开口方向与补充燃烧用燃烧嘴7的喷出口70的开口方向大致正交。并且，补充燃烧用燃烧嘴7以如下方式被固定于外壳8：该补充燃烧用燃烧嘴7的各燃料导入通路75、76的入口从外壳8的侧壁突出，并且喷出口70在空气通路22内与轴向X平行地开口。
在上述的变形例1的燃烧器2中，由于补充燃烧用燃烧嘴7的喷出口70与轴向X平行地开口，因此，管道92呈J字形状。与S字形状的管道92比较，在J字形状的管道92中弯管的数量少，因此，能够抑制第二预混合气M2的压损。
此外，例如，在图8所示的变形例2的燃烧器2中，补充燃烧用燃烧嘴7被配置在主燃烧嘴5的周围，并被支承于燃烧嘴单元20的凸缘201。补充燃烧用燃烧嘴7以如下方式被固定于凸缘201：使得各燃料导入通路75、76的入口从凸缘201向轴向X突出，并且喷出口70在空气通路22内与轴向X平行地开口。在该情况下，凸缘201被设置于内衬9的头部，因此，管道92的配管长度更长，能够形成更长的预混合通路用于第二预混合气M2的混合。
以上对本发明的优选的实施方式(和变形例)进行了说明，但上述的结构能够例如如下地进行变更。
上述实施方式的补充燃烧用燃烧嘴7构成为，将第一燃料F1和第二燃料F2这两种燃料导入到一个燃料导入块71中并在喷出筒72中与压缩空气A混合后喷出，但补充燃烧用燃烧嘴7不限于该结构。例如，补充燃烧用燃烧嘴7也可以构成为，将一种燃料导入到一个燃料导入块71中并在喷出筒72中与压缩空气A混合后喷出。
此外，上述实施方式的主燃烧嘴5的燃烧方式是预混合燃烧方式，但主燃烧嘴5的燃烧方式也可以是扩散燃烧方式。
此外，上述实施方式的管道92经由补充燃烧用燃烧嘴7而被支承于外壳8，但管道92的支承结构不限于此。例如，在图9所示的管道92的支承结构的变形例中也可以是，以管道92的入口92in与补充燃烧用燃烧嘴7的喷出口70对置的方式配置，在被设置于内衬9的贯通孔90中宽松地插入有管道92的出口侧端部922，并且在被设置于内衬9的保持片98上保持有管道92的轴向延伸部923。保持片98也可以是例如一端被接合于内衬9的U字状的金属制带。在该情况下，在使管道92保持于内衬9的状态下，通过将管道92插入到外壳8中并将补充燃烧用燃烧嘴7及燃烧嘴单元20组装到外壳8中，从而能够装配燃烧器2。
在上述的管道92的支承结构的变形例中，补充燃烧用燃烧嘴7与管道92、以及内衬9的贯通孔90与管道92分别未被固定。由此，即使管道92的热变形量与内衬9的热变形量产生差异，也可避免在管道92产生的热应力局部地集中。此外，燃烧器2的装配简易。
以上的说明应仅作为示例来解释，并且是以将执行本发明的最佳方式教给本领域技术人员为目的而提供的。在不脱离本发明的精神的情况下，能够实质性地变更其结构和/或功能的具体情况。
标号说明
2：燃气涡轮燃烧器
5：主燃烧嘴
6：引燃嘴
7：补充燃烧用燃烧嘴
8：外壳
9：内衬
10：燃烧室
11：压缩机
13：涡轮
20：燃烧嘴单元
22：空气通路
92：管道
92in：入口
92out：出口
98：保持片
901：上游侧部分
902：下游侧部分
921：入口侧端部
922：出口侧端部
924：空气导入口
A：压缩空气
GT：燃气涡轮发动机
H：主壳体
S1：一次燃烧区域
S2：二次燃烧区域

Claims (8)

1.一种燃气涡轮燃烧器，其利用从压缩机提供的压缩空气使燃料燃烧而提供至涡轮，其中，
所述燃气涡轮燃烧器具备：
外壳，其与所述涡轮的主壳体结合；
内衬，其在内部形成有在所述燃气涡轮燃烧器的轴向上延伸的燃烧室，所述内衬的包括头部的上游侧部分被容纳在所述外壳内，所述内衬的比所述上游侧部分靠下游侧的下游侧部分被容纳在所述主壳体内；
主燃烧嘴，其被设置在所述内衬的所述头部；
补充燃烧用燃烧嘴，其具有位于所述内衬与所述外壳之间的喷出口，喷出混合气，所述混合气是从所述内衬与所述外壳之间取入的所述压缩空气与含有氢的补充燃烧用燃料混合而成的；和
管道，其具有与所述补充燃烧用燃烧嘴的所述喷出口连接的入口和向所述燃烧室内开口的出口，所述管道的从所述入口到所述出口为止的部分中的至少一部分与所述轴向平行地延伸。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮燃烧器，其中，
所述管道的所述出口在所述内衬的所述下游侧部分处向所述燃烧室内开口。
3.根据权利要求1或2所述的燃气涡轮燃烧器，其中，
所述管道在所述出口的附近具有将所述内衬与所述外壳之间的空间和内部连通的空气导入口。
4.根据权利要求1至3中的任一项所述的燃气涡轮燃烧器，其中，
所述补充燃烧用燃烧嘴被支承于所述外壳的周壁，所述喷出口与跟所述轴向正交的半径方向平行地开口，
所述管道的所述出口与所述半径方向平行地开口。
5.根据权利要求1至3中的任一项所述的燃气涡轮燃烧器，其中，
所述补充燃烧用燃烧嘴被支承于所述外壳的周壁，所述喷出口与所述轴向平行地开口，
所述管道的所述出口与跟所述轴向正交的半径方向平行地开口。
6.根据权利要求1至3中的任一项所述的燃气涡轮燃烧器，其中，
所述补充燃烧用燃烧嘴被配置在所述主燃烧嘴的周围，所述喷出口与所述轴向平行地开口，
所述管道的所述出口与跟所述轴向正交的半径方向平行地开口。
7.根据权利要求1至6中的任一项所述的燃气涡轮燃烧器，其中，
所述管道的入口侧端部被固定于所述补充燃烧用燃烧嘴，所述管道的出口侧端部宽松地被插入到设置于所述内衬的贯通孔中。
8.根据权利要求1至6中的任一项所述的燃气涡轮燃烧器，其中，
所述管道的所述入口被配置成与所述补充燃烧用燃烧嘴的所述喷出口对置，所述管道的出口侧端部宽松地被插入到设置于所述内衬的贯通孔中，所述管道的所述入口与所述出口之间的至少一部分被保持于保持片，所述保持片被设置于所述内衬。
CN201780034863.2A 2016-06-30 2017-06-13 燃气涡轮燃烧器 Pending CN109312927A (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2016-129907 2016-06-30
JP2016129907A JP2018004138A (ja) 2016-06-30 2016-06-30 ガスタービン燃焼器
PCT/JP2017/021766 WO2018003488A1 (ja) 2016-06-30 2017-06-13 ガスタービン燃焼器

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN109312927A true CN109312927A (zh) 2019-02-05

Family

ID=60786928

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201780034863.2A Pending CN109312927A (zh) 2016-06-30 2017-06-13 燃气涡轮燃烧器

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20190162414A1 (zh)
EP (1) EP3480523A4 (zh)
JP (1) JP2018004138A (zh)
CN (1) CN109312927A (zh)
WO (1) WO2018003488A1 (zh)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11506390B2 (en) 2019-12-06 2022-11-22 Raytheon Technologies Corporation Multi-fuel bluff-body piloted high-shear injector and method of using same
EP4202308A1 (en) * 2021-12-21 2023-06-28 Ansaldo Energia Switzerland AG Premix burner for a gas turbine assembly for power plant suitable to be fed with common and highly reactive fuels, method for operating this burner and gas turbine assembly for power plant comprising this burner
US11940151B2 (en) 2022-01-12 2024-03-26 General Electric Company Combustor with baffle
US11578871B1 (en) 2022-01-28 2023-02-14 General Electric Company Gas turbine engine combustor with primary and secondary fuel injectors
US11885498B2 (en) 2022-01-31 2024-01-30 General Electric Company Turbine engine with fuel system including a catalytic reformer
GB2602936B (en) * 2022-04-20 2023-02-15 Derwent Tech Ltd Propulsion system
JP2024013988A (ja) * 2022-07-21 2024-02-01 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器およびガスタービン
US11920791B1 (en) 2023-02-09 2024-03-05 General Electric Company Trapped vortex reverse flow combustor for a gas turbine

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH02309123A (ja) * 1989-05-23 1990-12-25 Toshiba Corp ガスタービン燃焼器
DE69926681T2 (de) * 1998-05-02 2006-03-23 Rolls-Royce Plc Verbrennungskammer und deren Arbeitsweise
CN101182928A (zh) * 2006-11-17 2008-05-21 通用电气公司 三环形反向旋转涡漩器
JP4327324B2 (ja) * 2000-01-27 2009-09-09 株式会社東芝 ガスタービン燃焼器
JP2011075174A (ja) * 2009-09-30 2011-04-14 Hitachi Ltd 水素含有燃料対応燃焼器および、その低ＮＯｘ運転方法

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3139978B2 (ja) * 1989-03-20 2001-03-05 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器
WO2013002666A1 (en) * 2011-06-30 2013-01-03 General Electric Company Combustor and method of supplying fuel to the combustor
EP2587158A1 (de) * 2011-10-31 2013-05-01 Siemens Aktiengesellschaft Brennkammer für eine Gasturbine und Brenneranordnung

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH02309123A (ja) * 1989-05-23 1990-12-25 Toshiba Corp ガスタービン燃焼器
DE69926681T2 (de) * 1998-05-02 2006-03-23 Rolls-Royce Plc Verbrennungskammer und deren Arbeitsweise
JP4327324B2 (ja) * 2000-01-27 2009-09-09 株式会社東芝 ガスタービン燃焼器
CN101182928A (zh) * 2006-11-17 2008-05-21 通用电气公司 三环形反向旋转涡漩器
JP2011075174A (ja) * 2009-09-30 2011-04-14 Hitachi Ltd 水素含有燃料対応燃焼器および、その低ＮＯｘ運転方法

Also Published As

Publication number Publication date
EP3480523A4 (en) 2020-01-15
US20190162414A1 (en) 2019-05-30
WO2018003488A1 (ja) 2018-01-04
EP3480523A1 (en) 2019-05-08
JP2018004138A (ja) 2018-01-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109312927A (zh) 燃气涡轮燃烧器
US11002190B2 (en) Segmented annular combustion system
US9388976B2 (en) High pressure combustor with hot surface ignition
US8037689B2 (en) Turbine fuel delivery apparatus and system
US9151500B2 (en) System for supplying a fuel and a working fluid through a liner to a combustion chamber
CN104114944B (zh) 将燃料以倾斜的燃料喷射方式喷入旋流器槽缝
US7065972B2 (en) Fuel-air mixing apparatus for reducing gas turbine combustor exhaust emissions
US7966820B2 (en) Method and apparatus for combusting fuel within a gas turbine engine
US7302801B2 (en) Lean-staged pyrospin combustor
EP2357413B1 (en) Dry low NOx combustion system with means for eliminating combustion noise
US8020385B2 (en) Centerbody cap for a turbomachine combustor and method
CN102472493B (zh) 燃气轮机燃烧器及燃气轮机
US20140090396A1 (en) Combustor with radially staged premixed pilot for improved
US20060156734A1 (en) Gas turbine combustor
US20130098044A1 (en) Flashback resistant tubes in tube lli design
CN101424407A (zh) 用于罐状环形双燃料燃烧器的稀预混向心多环状分级喷嘴
CN104870902A (zh) 适合多种燃料的燃气轮机燃烧器
US20190003713A1 (en) Air-shielded fuel injection assembly to facilitate reduced nox emissions in a combustor system
CN104969003A (zh) 用于燃气涡轮发动机的带有多管燃料供给通路的喷嘴
CN103635750B (zh) 合理的延迟贫喷射
CN102454993A (zh) 用于燃烧器的燃料喷嘴
CN101782019A (zh) 延迟贫喷射燃料喷射器构造
US20160025346A1 (en) Gas turbine combustor
CN107923620A (zh) 具有整体式液体喷射器/蒸发器的多燃料预混合喷嘴的系统和方法
EP3220050A1 (en) Burner for a gas turbine

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20190205