CZ217396A3 - Combustion chamber for gas turbine - Google Patents

Combustion chamber for gas turbine Download PDF

Info

Publication number
CZ217396A3
CZ217396A3 CZ962173A CZ217396A CZ217396A3 CZ 217396 A3 CZ217396 A3 CZ 217396A3 CZ 962173 A CZ962173 A CZ 962173A CZ 217396 A CZ217396 A CZ 217396A CZ 217396 A3 CZ217396 A3 CZ 217396A3
Authority
CZ
Czechia
Prior art keywords
combustion chamber
stream
fuel
inlet
chamber according
Prior art date
Application number
CZ962173A
Other languages
English (en)
Inventor
Helmut Maghon
Original Assignee
Siemens 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 Siemens Ag filed Critical Siemens Ag
Publication of CZ217396A3 publication Critical patent/CZ217396A3/cs

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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
    • F23R3/22—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants movable, e.g. to an inoperative position; adjustable, e.g. self-adjusting
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
    • F02K3/10—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof by after-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
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • 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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • 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
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Combustion Of Fluid Fuel (AREA)
  • Control Of Combustion (AREA)

Description

Spalovací komora pro plynovou turbínu
Oblast techniky
Vynález se týká spalovací komory pro plynovou turbínu, která je průtočná proudem stlačeného vzduchu, který protéká z kompresorové části do turbínové části, který vstupuje na vstupy a který má víření ve tvaru ároubovice, a která má na vstupu uspořádaný prstencový kanál a v něni uspořádanou přívodní část pro oddělování dílčího proudu od proudu, přičemž přívodní část je ve spojení s řídicím hořákem pro stabilizaci spalování ve spalovací komoře.
Taková spalovací komora vychází z patentu US 5,207,064.
Vynález se vztahuje zejména na přípravu dílčího proudu z proudu, aby jej bylo možné využít pro další účely pro provoz plynové turbíny. Známé využití takového dílčího proudu je pro chlazení turbínové části a pro chlazení mezi kompresorovou částí a mezi turbínovou částí uspořádané a proudem protékané spalovací komory. Toto uspořádání je nutné pro obvyklé stacionární plynové turbíny pro výrobu elektřiny s výkonem o hodnotě 100 MW a více, protože proud se před vstupem do turbínové části spalováním paliva ohřívá na teplotu až přes 1000 °C a tak jsou strukturní součásti turbínové části a ostatní komponenty plynové turbíny vystaveny vysokému tepelnému zatížení. Takové tepelné zatížení je za daných okolností bez chlazení nezvládnutelné. 3 výhodou se vzduch, který se odebere proudu, použije jako chladicí prostředek. Bylo již také navrženo, nahradit tento vzduch jinými látkami, zejména vodní párou.
techniky
Protože systémy pro vedení vzduchu odbočujícího pro chlazení jsou často rozvětveny a tlaková ztráta, kterou utrpí hlavní podíl spalovaného vzduchu ve spalovací komoře té části proudu, která se tam vede ke spalování, je zpravidla nízký, a to z toho důvodu, aby se zabezpečil vysoký termodynamický stupeň účinnosti, je možné statický tlak, pod kterým je odbočující vzduch, zvýšit. K tomu účelu lze samozřejmě upravit dmýchadlo nebo kompresor, což však přiná š£ vysoké náklady a ztrátu na čistém stupni účinnosti, protože energii pro provoz dmýchadla nebo kompresoru je třeba odebírat od vlastní plynové turbíny a tak již není k dispozici pro předávání do energetické sítě. V zásadě proto není žádoucí použít dmýchadlo nebo kompresor.
Obecné pokyny pro vytvoření hořáků a spalovacích komor pro plynové turbíny kromě kanálů horkého plynu, které spojují takové spalovací komory s turbínovými částmi, vyplývaj z EP 0 193 833 Bl, patentu US Re. 33896, EP 0 224 817 Bl,
US patentu 4 749 029, EP 0 483 554 Al a EP 0 489 193 Al. Poslední z uvedených spisů se týká spalovací komory pro ply novou turbínu ve tvaru tak zvané prstencové spalovací komory a uvádí také pokyny pro chlazení strukturních součástí této prstencové spalovací komory.
Chlazení částí rotoru plynové turbíny prostřednictvím dílčího proudu vzduchu je popsáno v EP 0447886 Al.
Z US patentu 5207C64 vyplývá uspořádání se spalovací komorou pro plynovou turbínu. Uspořádání má vlastní spalovací komoru, jakož i ústrojí, která jsou přiřazena ke spalo vací komoře a která odebírají proudu stlačeného vzduchu, který prochází spalovací komorou, dílčí proudy. Tyto dílčí proudy se částečně přivádějí k tak zvaným pilotním nebo řídicím hořákům, které v každém z těchto dílčích proudů spalují malý podíl z celkově přiváděného paliva a stabilizují tak spalování, které se uskutečňuje na jiném místě v proudu a při kterém se spaluje převážná část paliva. Jiné dílčí proudy, odebírané na jiném místě slouží pro chlazení spalovací komory. Dílčí proudy jsou odebírány vždy v blízkosti toho místa proudu, kde jsou potom nasazovány.
Pro řídicí hořáky se odebírají dílčí proudy ve vstupní oblasti zařízení, pro chlazení vnější stěny spalovací komory *
se uskutečňuje odběr v blízkosti vnější stěny a pro chlazení vnitřní stěny spalovací komory se uskutečňuje odběr dílčích proudů v blízkosti této vnitřní stěny. Spalovací komora sama o sobě má kruhový prstencový tvar a obklopuje rotor plynové turbíny, který spojuje turbínovou část upravenou za spalovací komorou s kompresorovou částí předřazen ni před spalovací komoru.
Podstata_vynálezu
Vynález si klade za úkol vytvořit spalovací komoru v úvo du uvedeného druhu, ve které budou upraveny jednoduše uspořádané a málo nákladné prostředky pro odběr dílčích proudů a která bude pro pokud možno bezztrátové vedení proudu do značné míry oproštěna od přídavných vestaveb.
Vytčený úkol se řeší spalovací komorou pro plynovou turbínu, která je průtočná proudem stlačeného vzduchu, který protéká z kompresorové části do turbínové části, který vstupuje na vstupu a který má víření ve tvaru sroubovice, a kte4 rá má na vstupu uspořádaný prstencový kanál a v něm uspořádanou přívodní část pro oddělování dílčího proudu od proudu, přičemž přívodní část je ve spojení s řídicím hořákem pro stabilizaci spalování ve spalovací komoře, přičemž podstata tohoto řešení spočívá v tom, že přívodní část má prostředky pro odejmutí víření ve tvaru šroubovice dílčímu proudu a přídavně je spojena s chladicími kanály pro chlazení spalovací komory.
Podle vynálezu jsou mnohé různé prostředky pro oddělení dílčích proudů z proudu sloučeny do jedné jediné, na vstupu spalovací komory upravené přívodní části, ve které se odběrem víření ve tvaru šroubovice a s tím spojeným zpožděním vytvoří pod vysokým statickým tlakem upravený dílčí proud, který se prostřednictvím odpovídajících ústrojí spojí s chladicími kanály pro chlazení spalovací komory a s řídicími hořáky pro stabilizaci spalovacího procesu ve spalovací komoře. Jinak může spalovací komora být zcela oproštěna od vestaveb kromě těch, které jsou potřebné pro přívod paliva k proudu. Jinak se může proud pohybovat skrz spalovací komoru do značné míry volně, čímž se značně zabrání termodynamickým ztrátám.
Je samozřejmé, ž*» snížení víření ve tvaru šroubovice podle vynálezu odbočujícího dílčího proudu se nedosahuje rozptýlením, tedy třením, ale do značné míry zabráněním turbulencí prostřednictvím vychýlení, aby 3e dosáhlo pokud možno velkého zvýšení statického tlaku v dílčím proudu a tak se dosáhlo v odpovídájícím rozsahu z toho vyplývajících výhod. S výhodou je dílčí proud kruhová prstencová dílčí oblast protékající prstencovým kanálem , protože tak se zajistí, že se při oddělení neztratí víření ve tvaru šroubo5 vice. Spojení příslušně vytvořené vstupní proudové části s chladicími kanály se s výhodou uskutečňuje prostřednictvím odpovídajících trubek.
Prostředky pro odejmutí víření ve tvaru šroubovice z dílčího proudu jsou příslušně vytvořené a uspořádané rozváděči lopatky.
Dále jsou s výhodou pro přívod paliva k proudu upravena žebra, která jsou uspořádána tak, že palivo, které je skrz tato žebra přiváděno proudu, se zapaluje na řídicích plamenech, poskytovaných řídicími hořáky. Pro přívod paliva jak k řídicím hořákům, tak také k žebrům je upraven odpovídající palivový potrubní systém. V rámci tohoto uspořádání jsou s výhodou řídicí hořáky uspořádány v počtu, který odpovídá polovičnímu nebo celému počtu žeber. Tak se vytváří přiřazení vždy jednoho řídicího hořáku k jednomu žebru, případně jednoho řídicího hořáku ke dvěma žebrům, což lze odpovídajícím polohováním řídicího hořáku a žebra, případně žeber relativně vzhledem k sobě navzájem využít tak, že se v proudu v oblasti řídicího plamene dodávaného řídicím horákem vytváří zvláště vysoká koncentrace paliva, což přispívá ke zvýšené pohotovosti při zapalování směsi paliva se vzduchem § tím také ke stabilizaci spalování.
Přídavná další vytvoření již popsaného uspořádání spočívá v tom, že spalovací komora je připojena na turbínovou část natékanou skrz věnec rozváděčích lopatek, přičemž počet žeber je shodný s počtem rozváděčích lopatek. Toto uspořádání umožňuje při vhodném polohování žeber a rozváděčích lopatek relativně proti sobě navzájem, že místní maxima rozdělení teplot v proudu, která se vytvářejí na podkladě nehomogenit při přívodu paliva k proudu, jsou vždy mezi dvěma rozváděcími lopatkami, takže teplota, která působí na jednotlivou rozváděči lopatku, je zřetelně pod maximální teplotou vznikající v proudu. Tak je možné při cíleně nehomogenním přívodu paliva do příslušně uspořádaného zařízení dosáhnout vzestup termodynamicky příslušný střední hodnoty teploty proudu prostřednictvím cíleného nadzdvižení maxima rozdělování teplot, aniž by se přitom zvýšilo tepelné zatížení rozváděčích lopatek. Tak je možné podle vynálezu zvýšit termodynamický stupen účinnosti plynové turbíny.
Spalovací komora, která je opatřena žebry pro přívod pa liva, nemá s výhodou další vestavby, aby mohl proud nerušeně protékat skrz spalovací komoru. Tato spalovací komora zabrání zvláště výhodně termodynamickým ztrátám, které se mohou vytvářet na turbulenčních a/nebo na nákladných vestavbách, a má tak značnou výhodu z hlediska dosažení vysokého stupně Účinnosti .
?££llí®d_obrázků_na_yýkresech
Příklady provedení vynálezu jsou v dalším popsány ve spojení s výkresovou Částí. va každém obrázku výkresu jsou znázorněny jen ty elementy příkladů provedení, které mají význam pro vysvětlení. Přitom jsou navzájem si odpovídající elementy opatřeny shodnými vztahovými znaky. Výkresy jsou provedeny částečně schematicky a/nebo mírně zkresleně a nelze je považovat zejména za rozměrově odpovídající provedení konkrétního uspořádání.
Va obr. 1, obr. 2 a obr. 3 jsou znázorněny pohledy na spalovací komoru v plynové turbíně.
Na obr. 4 je znázorněn pohled na zvláště výhodný příklad provedení spalovací komory.
Př í _E£2I®den ίzu
Na obr. 1 je znázorněn výřez plynové turbíny, zejména část kompresorové části 18, část turbínové části 19 a mezi nimi upravená spalovací komora 6 ve tvaru prstencové spalovací komory. Uspořádání je osově souměrné vzhledem k ose 3. Kompresorová část 18 dodává proud 2 stlačeného plynu, zejmé na stlačeného vzduchu, který se pohybuje ve tvaru ároubovice podél osy 3 a v souladu s tím má vzhledem k tétb ose 3 víření ve tvaru šroubovice. va obr. 2 a 3 je to vyznačeno. Proud 2 vstupuje z největší části do spalovací komory 6, přičemž je mu v prstencovém kanálu 4 na vstupu spalovací komory 6 odebírán dílčí proud JL. Tento dílčí proud 1_ vstupuje do kruhové prstencové dílčí oblasti J5 prstencového kanálu 4 do přívodní části .8 a naráží tam nejprve na prostředky 11 ve tvaru rozváděčích lopatek, které mu víření ve tvaru šroubovice podstatně odebírají. Za prostředky 11 ve tvaru rozváděčích lopatek vstupuje dílčí proud JL v podstatě rovnoběžně s osou 3 do sběrného prostoru 20 a odtud se přivádí k více místům využití. Prostřednictvím navenek směrující trubky 10 prochází část dílčího proudu _! do chladicího kanálu 14 za vnější stranu 13 prstencového kanálu 4 a může tak ochlazovat spalovací komoru o. Přitom se dostává částečně skrz otvory 22 chladicího vzduchu opět do spalovací komory 6 a částečně se smíchává za spalovací komorou 6^ opět s proudem 2. Další část dílčího proudu _1 prochází skrz dovnitř směřující trubky _9 za vnitřní stranu 12 prs8 tencového kanálu 4 a tam se dostává také do chladicího kanálu 14, kde ochlazuje spalovací komoru 6. Za spalovací komorou 6 se opět dostane částečně k proudu 2. Další části se dostanou prostřednictvím otvorů 22 chladicího vzduchu, upravených na vnitřní straně 12, přímo do spalovací komory 6, Další část dílčího proudu 2 prochází k řídicímu horáku 2 a je tam smíchána s palivem, které se přivádí prostřednictvím palivového potrubního systému 17. Tento řídicí horák 2 slouží pro určité přípravné ohřátí proudu 2 a stabilizuje spalování ve spalovací komoře 6, které poskytuje hlavní část tepla přiváděnou do proudu 2. Spalování ve spalovací komoře 6 se uskutečňuje s palivem, které se přivádí prostřednictvím palivového potrubního systému 17 k žebru 15, vloženému do spalovací komora 6., odkud se dostává skrz trysky 16 do proudu 2. Spalování ve spalovací komoře 6 se uskutečňuje při zachování víření ve tvaru šroubovice proudu 2, z čehož vyplývají různé výhody z hlediska termodynamické účinnosti plynové turbíny. Turbínová část 19 má na svém ke spalovací komoře 6 přivráceném konci pevné rozváděči lopatky 21, které patří k tepelně nejvíce zatíženým konstrukčním částem plynové turbíny a v praxi vyžadují větší chlazení než spalovací komora ji. Také k tomu účelu může sloužit dílčí proud 2 oddělený od proudu 2. Odpovídající znázornění není. pro přehlednost na obr. 1 vyobrazeno. Pro vytvoření chladicího systému pevných rozváděčích lopatek 21 a ostatních komponentů turbínové části 19 se odkazuje na uvedené dokumenty stavu techniky a na běžné odborné znalosti. Spalovací komora ji obklopuje rotor 24 plynové turbíny. Jiezi spalovací komorou 6 a mezi rotorem 24 je upraveno těsnicí uspořádání 23, například labyrintové těsnění, které zabezpečuje, že se proud 2 dostane zcela do spalovací komory 6.
'Ta obr. 2 je znázorněn, jak je to vyznačeno čarou II - II na obr. 1, čelní pohled na přívodní část 8. Víření ve tvaru šroubovice proudu 2 je znázorněno zahnutou šipkou. Osa 3 se jeví jako kříž. Je zde jasně patrno, že přívodní část 8 má kruhovou prstencovou dílčí oblast 5 prstencového kanálu 4. Patrný je zde také prostředek 11 ve tvaru rozváděčích lopatek, které jsou nasměrovány tak, že zmenšují víření ve tvaru šroubovice dílčího proudu 1_ vstupujícího do přívodní části 8. pro zvýšení statického tlaku, přičemž s výhodou do značné míry toto víření ve tvaru šroubovice odstraňují. Patrny jsou zde také dovnitř, případně navenek směřující trubky 9 a 10, skrz které procházejí části dílčího proudu 1^ k odpovídajícím místům určení, zejména ke chladicím kanálům 14 pro spalovací komoru 6, jak již bylo uvedeno.
va obr. 3 je znázorněn příčný řez spalovací komorou 6 kolmo k ose 3, a to rovinou podle čáry III - III na obr. 1. Také zde znázorňuje zahnutá šipka víření ve tvaru šroubovice proudu 2. Patrna jsou zde také žebra 15 s tryskami 16, jakož i pevné rozváděči lopatky 21. které již patří k turbínové části 19. Počet a uspořádání žeber 15 a pevných rozváděčích lopatek 21 jsou navzájem odsouhlaseny tak, aby se udrželo co nejnižší tepelné zatížení pevných rozváděčích lopatek 21 proudem 2, který je na podkladě zvolené geometrie žeber 15 nerovnoměrně ohříván.
Na obr. 4 je znázorněn pohled na přívodní část 8, na navenek směřující trubky 10 a řídicí hořáky 7 v pohledu kol mém k ose 3. Je zde patrno, že každá trubka 10 má profil se zploštěným průřezem. Tento profil je přitom nasměrován tak, aby vytvářel co nejmenší odpor pro proud 2, který se pohybuje ve tvaru šroubovice kolem osy 3.
Vynález se týká spalovací komory 6 pro plynovou turbínu, která je vytvořena z hlediska pokud možno bezporuchového a bezztrátového vedení procházejícího proudu 2 stlačeného vzduchu a která umožňuje odbočení dílčího proudu 1. od proudu 2, který je tak ovlivňován, že se výtečně hodí pro různé účely, zejména pro účely chlazení a pro účely stabilizace .
<
r— 72 (\o
> O ca
n INlfe 5 CZ) c· 3) > o o CZ* cn n< «
o o σ r—
—1 < ΓΓΛ to· O c:
“7 x o o oo

Claims (7)

  1. PATENTOVÉ NÁROKY
    1. Spalovací komora pro plynovou turbínu, která je průtočná proudem stlačeného vzduchu, který protéká z kompresorové části do turbínové části, který vstupuje na vstupu a který má víření ve tvaru šroubovice, a která má na vstupu uspořádaný prstencový kanál a v ^ěm uspořádanou přívodní část pro oddělování dílčího proudu od proudu, přičemž přívodní část je ve spojení s řídicím hořákem pro stabilizaci spalování ve spalovací komoře, vyznačující se tím, že přívodní část (8) má prostředky (11) pro odejmutí víření ve tvaru šroubovice dílčímu proudu (1) a přídavně je spojena s chladicími kanály (14) pro chlazení spalovací komory (6).
  2. 2. Spalovací komora podle nároku 1, vyznačující se tím, že přívodní část (8) je upravena přes kruhovou prstencovou dílčí oblast (5) prstencového kanálu (4) a je prostřednictvím trubek (9, 10) spojena s chladicími kanály (14).
  3. 3. Spalovací komora podle nároku 1 nebo 2t vyznačující se tím, že prostředky (11) pro odejmutí víření ve tvaru šroubovice z dílčího proudu (1) jsou vytvořeny ve tvaru rozváděčích lopatek.
  4. 4. Spalovací komora podle jednoho z předcházejících nároků, vyznačující se tím, že je opatřena žebry (15) pro přívod paliva k proudu (2), přičemž palivo je zapalováno a spalováno v řídicích plamenech, dodávaných řídicími hořáky (7), jakož i palivovým potrubním systémem (17) pro přívod paliva jak k řídicím horákům (7), tak i k žebrům (15).
  5. 5. Spalovací komora podle nároku 4, vyznačující se tím, že řídicí horáky (7) jsou uspořádány v počtu, který odpovídá polovičnímu nebo celému počtu žeber (15)
  6. 6. Spalovací komora podle nároku 5, vyznačující se tím, že je připojena na turbínovou část (19) natékanou skrz věnec pevných rozváděčích lopatek (21), přičemž počet žeber (15) je shodný s počtem rozváděčích lopatek (21).
  7. 7. Spalovací komora podle jednoho z nároků 4 až 6, vyzná čující se tím, že za prstencovým kanálem (4) jsou zamontována jen žebra (15).
CZ962173A 1994-01-24 1995-01-24 Combustion chamber for gas turbine CZ217396A3 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP94100989 1994-01-24
EP94100988 1994-01-24

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CZ217396A3 true CZ217396A3 (en) 1996-10-16

Family

ID=26135445

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CZ962173A CZ217396A3 (en) 1994-01-24 1995-01-24 Combustion chamber for gas turbine
CZ962174A CZ217496A3 (en) 1994-01-24 1995-01-24 Process of combustion fuel in compressed air

Family Applications After (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CZ962174A CZ217496A3 (en) 1994-01-24 1995-01-24 Process of combustion fuel in compressed air

Country Status (10)

Country Link
US (1) US5735115A (cs)
EP (2) EP0741849B1 (cs)
JP (2) JPH09507703A (cs)
KR (2) KR970700846A (cs)
CN (2) CN1092777C (cs)
CZ (2) CZ217396A3 (cs)
DE (2) DE59504264D1 (cs)
ES (2) ES2117402T3 (cs)
RU (2) RU2142601C1 (cs)
WO (2) WO1995020131A1 (cs)

Families Citing this family (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5657632A (en) * 1994-11-10 1997-08-19 Westinghouse Electric Corporation Dual fuel gas turbine combustor
US6638424B2 (en) * 2000-01-19 2003-10-28 Jensen Enterprises Stormwater treatment apparatus
US6295801B1 (en) * 1998-12-18 2001-10-02 General Electric Company Fuel injector bar for gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity
US6286298B1 (en) * 1998-12-18 2001-09-11 General Electric Company Apparatus and method for rich-quench-lean (RQL) concept in a gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity
EP1288441A1 (de) * 2001-09-03 2003-03-05 Siemens Aktiengesellschaft Übergangsabschnitt einer Gasturbinenbrennkammer
US6820424B2 (en) 2001-09-12 2004-11-23 Allison Advanced Development Company Combustor module
US7229029B2 (en) * 2002-10-29 2007-06-12 Phisser Technologies, Inc. Propulsion system
BRPI0413784A (pt) * 2003-09-05 2006-11-07 Delavan Inc queimador para um combustor de turbina de gás
US20080196414A1 (en) * 2005-03-22 2008-08-21 Andreadis Dean E Strut cavity pilot and fuel injector assembly
US7500364B2 (en) 2005-11-22 2009-03-10 Honeywell International Inc. System for coupling flow from a centrifugal compressor to an axial combustor for gas turbines
US8015815B2 (en) * 2007-04-18 2011-09-13 Parker-Hannifin Corporation Fuel injector nozzles, with labyrinth grooves, for gas turbine engines
US20080280238A1 (en) * 2007-05-07 2008-11-13 Caterpillar Inc. Low swirl injector and method for low-nox combustor
US7827795B2 (en) * 2008-09-19 2010-11-09 Woodward Governor Company Active thermal protection for fuel injectors
HUE027667T2 (en) * 2011-02-09 2016-10-28 Siemens Ag Burner compartment cover
WO2015054136A1 (en) 2013-10-07 2015-04-16 United Technologies Corporation Air cooled fuel injector for a turbine engine
US10139111B2 (en) * 2014-03-28 2018-11-27 Siemens Energy, Inc. Dual outlet nozzle for a secondary fuel stage of a combustor of a gas turbine engine
US9932940B2 (en) * 2015-03-30 2018-04-03 Honeywell International Inc. Gas turbine engine fuel cooled cooling air heat exchanger
US10830150B2 (en) 2016-01-28 2020-11-10 Rolls-Royce Corporation Fuel heat exchanger with leak management
US11118784B2 (en) 2016-01-28 2021-09-14 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Heat exchanger integrated with fuel nozzle
CA2955613A1 (en) * 2016-01-28 2017-07-28 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Heat exchanger integrated with fuel nozzle
JP7214332B2 (ja) * 2017-01-18 2023-01-30 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ガスタービンの燃焼システムにおける段階的な燃料および空気噴射
US10947902B2 (en) * 2017-06-13 2021-03-16 Haier Us Appliance Solutions, Inc. Fuel nozzle, fuel supply assembly thereof, and method of assembling a fuel nozzle
US10775046B2 (en) 2017-10-18 2020-09-15 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Fuel injection assembly for gas turbine engine
CN108826357A (zh) * 2018-07-27 2018-11-16 清华大学 发动机的环形燃烧室
CN109632325B (zh) * 2018-12-17 2021-05-25 中国航发沈阳发动机研究所 一种主燃烧室流量分配方法
RU2753203C1 (ru) * 2020-10-09 2021-08-12 Открытое акционерное общество "Всероссийский дважды ордена Трудового Красного Знамени теплотехнический научно-исследовательский институт" (ОАО "ВТИ") Способ сжигания топлива в малоэмиссионной камере сгорания
RU2753202C1 (ru) * 2020-10-09 2021-08-12 Открытое акционерное общество "Всероссийский дважды ордена Трудового Красного Знамени теплотехнический научно-исследовательский институт" (ОАО "ВТИ") Малоэмиссионная камера сгорания с двумя зонами кинетического горения
RU2761713C1 (ru) * 2021-01-13 2021-12-13 Иван Иванович Кутыш Способ сжигания предварительно подготовленной "бедной" топливовоздушной смеси жидкого и (или) газообразного топлива и воздуха в трехконтурной малоэмиссионной горелке (варианты)
US11555450B1 (en) * 2021-08-19 2023-01-17 Collins Engine Nozzles, Inc. Fuel injectors with heat exchangers

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB816878A (en) * 1956-04-18 1959-07-22 Rolls Royce Improvements in or relating to combustion equipment
GB768370A (en) * 1953-08-18 1957-02-13 Snecma Improvements in gas turbine engines, particularly for aircraft propulsion
FR1141587A (fr) * 1956-01-23 1957-09-04 Snecma Perfectionnements aux dispositifs de combustion des machines à combustion interne à flux continu
US3019606A (en) * 1959-09-04 1962-02-06 Avco Corp Combustion section for a gas turbine engine
US3433015A (en) * 1965-06-23 1969-03-18 Nasa Gas turbine combustion apparatus
US3460345A (en) * 1967-12-28 1969-08-12 Lucas Industries Ltd Combustion apparatus for gas turbine engines
JPS4829308B1 (cs) * 1969-07-31 1973-09-08
GB1283827A (en) * 1970-09-26 1972-08-02 Rolls Royce Improvements in or relating to combustion apparatus
US3701255A (en) * 1970-10-26 1972-10-31 United Aircraft Corp Shortened afterburner construction for turbine engine
US3736746A (en) * 1971-08-13 1973-06-05 Gen Electric Recirculating annular slot fuel/air carbureting system for gas turbine combustors
US3879939A (en) * 1973-04-18 1975-04-29 United Aircraft Corp Combustion inlet diffuser employing boundary layer flow straightening vanes
US3877221A (en) * 1973-08-27 1975-04-15 Gen Motors Corp Combustion apparatus air supply
US4052844A (en) * 1975-06-02 1977-10-11 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation Gas turbine combustion chambers
GB1573926A (en) * 1976-03-24 1980-08-28 Rolls Royce Fluid flow diffuser
US4100732A (en) * 1976-12-02 1978-07-18 General Electric Company Centrifugal compressor advanced dump diffuser
US4194359A (en) * 1977-12-12 1980-03-25 United Technologies Corporation Means for improving the performance of burner shroud diffusers
ATE42821T1 (de) * 1985-03-04 1989-05-15 Siemens Ag Brenneranordnung fuer feuerungsanlagen, insbesondere fuer brennkammern von gasturbinenanlagen sowie verfahren zu ihrem betrieb.
DE3664374D1 (en) * 1985-12-02 1989-08-17 Siemens Ag Heat shield arrangement, especially for the structural components of a gas turbine plant
US5058375A (en) * 1988-12-28 1991-10-22 Sundstrand Corporation Gas turbine annular combustor with radial dilution air injection
CH682009A5 (cs) * 1990-11-02 1993-06-30 Asea Brown Boveri
US5207064A (en) * 1990-11-21 1993-05-04 General Electric Company Staged, mixed combustor assembly having low emissions
DE59010740D1 (de) * 1990-12-05 1997-09-04 Asea Brown Boveri Gasturbinen-Brennkammer
US5211003A (en) * 1992-02-05 1993-05-18 General Electric Company Diffuser clean air bleed assembly
US5239818A (en) * 1992-03-30 1993-08-31 General Electric Company Dilution pole combustor and method

Also Published As

Publication number Publication date
US5735115A (en) 1998-04-07
CN1140489A (zh) 1997-01-15
EP0741849B1 (de) 1998-11-18
JPH09507703A (ja) 1997-08-05
EP0741849A1 (de) 1996-11-13
EP0741850B1 (de) 1998-05-27
CN1139476A (zh) 1997-01-01
RU2133916C1 (ru) 1999-07-27
KR970700846A (ko) 1997-02-12
EP0741850A1 (de) 1996-11-13
DE59504264D1 (de) 1998-12-24
CZ217496A3 (en) 1997-02-12
ES2126881T3 (es) 1999-04-01
KR970700845A (ko) 1997-02-12
RU2142601C1 (ru) 1999-12-10
WO1995020131A1 (de) 1995-07-27
WO1995020130A1 (de) 1995-07-27
DE59502335D1 (de) 1998-07-02
JP3667757B2 (ja) 2005-07-06
ES2117402T3 (es) 1998-08-01
JPH09507704A (ja) 1997-08-05
CN1092777C (zh) 2002-10-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CZ217396A3 (en) Combustion chamber for gas turbine
CN209726265U (zh) 用于燃气涡轮机燃烧器的喷射组件
CN101592339B (zh) 用于减弱燃气轮机预混器中火焰保持的信管及相关方法
CN106958836B (zh) 具有液体燃料接受力的集束管燃料喷嘴组件
RU2406033C2 (ru) Форсажная камера двухконтурного турбореактивного двигателя, двухконтурный турбореактивный двигатель и кронштейн стабилизатора пламени для форсажной камеры
CN109899832B (zh) 用于燃气涡轮机燃烧器的轴向燃料分级系统
EP1074792A1 (en) Turbine combustor arrangement
US3765178A (en) Afterburner flameholder
CZ20004808A3 (cs) Chladicí objímky vloľky spalovací komory a způsob jejího chlazení
US8006477B2 (en) Re-heat combustor for a gas turbine engine
JP7242277B2 (ja) クロスフローを二次燃焼ゾーンに導入するためのシンブルアセンブリ
US10222067B2 (en) Combustor for a sequential gas turbine having a deflection unit between first and second combustion chambers
CZ299515B6 (cs) Tryska pro provoz pouze na plyn a zpusob chlazenípalivové špicky
JPH02218821A (ja) タービンエンジン及び冷却方法
JP2002322915A (ja) ガスタービン
JP2011153815A (ja) ガスタービンの二次燃焼システムに送給するブリードディフューザ
EP2208936A2 (en) Fuel nozzle for a turbomachine
JP2017172953A (ja) 軸方向多段型燃料噴射器アセンブリ
JP4001952B2 (ja) 燃焼室
EP2383517A2 (en) Fluid cooled injection nozzle assembly for a gas turbomachine
EP0676590B1 (en) Gas turbine engine combustion apparatus
US3893297A (en) Bypass augmentation burner arrangement for a gas turbine engine
US10920673B2 (en) Gas turbine with extraction-air conditioner
CN109812340B (zh) 包括外部冷却系统的燃气轮机及其冷却方法
US10669860B2 (en) Gas turbine blade