DE102011000589A1 - Axially stepped premixing combustion chamber - Google Patents
Axially stepped premixing combustion chamber Download PDFInfo
- Publication number
- DE102011000589A1 DE102011000589A1 DE102011000589A DE102011000589A DE102011000589A1 DE 102011000589 A1 DE102011000589 A1 DE 102011000589A1 DE 102011000589 A DE102011000589 A DE 102011000589A DE 102011000589 A DE102011000589 A DE 102011000589A DE 102011000589 A1 DE102011000589 A1 DE 102011000589A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- combustion chamber
- nozzles
- air
- fuel
- radially outer
- 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.)
- Withdrawn
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
- F23R3/46—Combustion chambers comprising an annular arrangement of several essentially tubular flame tubes within a common annular casing or within individual casings
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/34—Feeding into different combustion zones
- F23R3/343—Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous combustion
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
Abstract
Eine Brennkammer (10) für eine Gasturbine enthält mehrere radial äußere Düsen (26), die in einer kreisringförmigen Anordnung angeordnet sind, wobei jede der radial äußeren Düsen ein Auslassende aufweist, das angeordnet ist, um Brennstoff und/oder Luft einem ersten Brennraum (32) zuzuführen. Eine mittlere Düse (28) weist ein Auslassende auf, das axial stromaufwärts von den Auslassenden der radial äußeren Düsen angeordnet ist und das konfiguriert und angeordnet ist, um Brennstoff und Luft einem zweiten Brennraum (36) axial stromaufwärts von dem ersten Brennraum zuzuführen. Der zweite Brennraum (36) mündet in den ersten Brennraum (32) und weist eine hinreichende Länge auf, um eine Flamme der mittleren Düse auf den zweiten Brennraum beschränkt zu halten.A combustion chamber (10) for a gas turbine includes a plurality of radially outer nozzles (26) arranged in an annular arrangement, each of the radially outer nozzles having an outlet end arranged to deliver fuel and / or air to a first combustion chamber (32 ) feed. A center nozzle (28) has an outlet end that is disposed axially upstream of the outlet ends of the radially outer nozzles and that is configured and disposed to deliver fuel and air to a second combustion chamber (36) axially upstream of the first combustion chamber. The second combustion chamber (36) opens into the first combustion chamber (32) and is of sufficient length to keep a flame from the central nozzle restricted to the second combustion chamber.
Description
Diese Erfindung betrifft die Gasturbinentechnologie und insbesondere eine axial gestufte Düsenkonfiguration einer Gasturbinenbrennkammer, die einen verbesserten CO-Ausbrand fördert.This invention relates to gas turbine technology, and more particularly to an axially stepped nozzle configuration of a gas turbine combustor that promotes improved CO burnout.
HINTERGRUND ZU DER ERFINDUNGBACKGROUND TO THE INVENTION
Derzeit gibt es eine Grenze hinsichtlich einer ansonsten erwünschten Reduktion der Austrittstemperatur von Verbrennungsgasen aufgrund des in den Verbrennungsgasen enthaltenen CO-Anteils. In anderen Worten muss die Brennkammeraustrittstemperatur relativ hoch gehalten werden um sicherzustellen, dass der CO-Ausbrand die geforderten Emissionswerte für CO erfüllt. Um die Brennkammeraustrittstemperatur hinreichen hoch zu halten, um unter Bedingungen mit geringer Last oder ohne Last geringe CO-Anteile aufrecht zu erhalten, muss der Kunde entweder die Turbine abschalten oder die Turbine „online” („im Betrieb”) halten, selbst während der Zeiträume mit geringen Leistungsanforderungen, so dass auf diese Weise die Kraftstoffverbrauchsmenge gesteigert wird.Currently, there is a limit to an otherwise desirable reduction in the exit temperature of combustion gases due to the CO fraction contained in the combustion gases. In other words, the combustor exit temperature must be kept relatively high to ensure that the CO burnout meets the required CO emission levels. In order to keep the combustor exit temperature high enough to maintain low CO levels under low load or no load conditions, the customer must either shut down the turbine or keep the turbine "online", even during the periods with low power requirements, so that in this way the fuel consumption amount is increased.
Es besteht folglich ein Bedarf nach einem Mechanismus, durch den die CO-Menge, die durch Verbrennung in der Gasturbine erzeugt wird, reduziert werden kann, so dass die Teillastbetriebstauglichkeit für den Kunden verbessert werden kann. Wenn insbesondere die CO-Anteile bei der Brennkammer unter Bedingungen mit geringerer Last oder ohne Last reduziert werden könnten, würden Kunden während der Zeiträume mit reduziertem Strombedarf weniger Brennstoff verbrauchen. Dies wiederum würde zu direkter Brennstoffeinsparung führen, ohne jedoch die Turbine abschalten und anschließend, wenn der Bedarf wiedererstarkt, neu starten zu müssen, so dass auf diese Wiese auch Verbesserungen der Funktionssicherheit hervorgebracht werden würden.Thus, there is a need for a mechanism by which the amount of CO generated by combustion in the gas turbine can be reduced so that the part load capability for the customer can be improved. In particular, if the CO levels in the combustor could be reduced under lower load or no load conditions, customers would consume less fuel during periods of reduced power consumption. This, in turn, would lead to direct fuel economy, but without shutting down the turbine and then having to restart when demand reestablished, so that improvements in reliability would also be produced in this way.
KURZE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNGBRIEF DESCRIPTION OF THE INVENTION
In einer ersten beispielhaften, jedoch nicht beschränkenden Ausführungsform betrifft die Erfindung eine Brennkammer für eine Gasturbine, die aufweist: mehrere radial äußere Düsen, die in einer im Wesentlichen kreisringförmigen Anordnung angeordnet sind, wobei jede der radial äußeren Düsen ein Auslassende aufweist, das angeordnet ist, um Brennstoff und/oder Luft einem ersten Brennraum zuzuführen; wenigstens eine mittlere Düse, die ein Auslassende aufweist, das axial stromaufwärts von den Auslassenden der radial äußeren Düsen angeordnet ist, die konfiguriert und angeordnet ist, um Brennstoff und Luft einem zweiten Brennraum axial stromaufwärts von dem ersten Brennraum zuzuführen, wobei der zweite Brennraum in den ersten Brennraum mündet und eine hinreichende Länge aufweist, um eine Flamme der mittleren Düse auf den zweiten Brennraum beschränkt zu halten.In a first exemplary, but non-limiting embodiment, the invention relates to a combustor for a gas turbine, comprising: a plurality of radially outer nozzles arranged in a substantially annular array, each of the radially outer nozzles having an outlet end disposed; to supply fuel and / or air to a first combustion chamber; at least one central nozzle having an outlet end disposed axially upstream of the outlet ends of the radially outer nozzles configured and arranged to supply fuel and air to a second combustion chamber axially upstream of the first combustion chamber, the second combustion chamber being in the first combustion chamber opens and has a sufficient length to keep a flame of the central nozzle limited to the second combustion chamber.
In einem weiteren beispielhaften Aspekt betrifft die Erfindung eine Brennkammer für eine Gasturbine, die mehrere Düsen aufweist, die in einer im Wesentlichen ringförmigen Anordnung angeordnet sind, wobei jede der Düsen ein Auslassende aufweist, das angeordnet ist, um Brennstoff und/oder Luft einem ersten Brennraum zuzuführen; wobei eine mittlere Düse und wenigstens eine der mehreren Düsen Auslassenden aufweisen, die sich axial stromaufwärts von den Auslassenden der restlichen einzelnen der mehreren Düsen befinden, konfiguriert und angeordnet sind, um Brennstoff und Luft einem zweiten Brennraum axial stromaufwärts von dem ersten Brennraum zuzuführen, wobei der zweite primäre Brennraum in den ersten Brennraum mündet und eine hinreichende Länge aufweist, um eine Flamme der mittleren Düse und eine Flamme der wenigstens einen der mehreren Düsen auf den zweiten Brennraum beschränkt zu halten.In another exemplary aspect, the invention relates to a combustor for a gas turbine having a plurality of nozzles arranged in a generally annular array, each of the nozzles having an outlet end arranged to direct fuel and / or air to a first combustion chamber supply; wherein a central nozzle and at least one of the plurality of nozzles have outlet ends located axially upstream of the outlet ends of the remaining ones of the plurality of nozzles, configured and arranged to supply fuel and air to a second combustion chamber axially upstream of the first combustion chamber second primary combustion chamber opens into the first combustion chamber and has a sufficient length to keep a flame of the central nozzle and a flame of the at least one of the plurality of nozzles limited to the second combustion chamber.
In einem noch weiteren beispielhaften Aspekt ergibt die Erfindung ein Verfahren zum Betreiben einer Gasturbine, die wenigstens eine Brennkammer aufweist, die mit Brennstoff und/oder Luft durch mehrere Düsen versorgt wird, zu denen eine äußere Anordnung von Düsen, die eine mittlere Düse umgeben, gehört, wobei das Verfahren aufweist: a) bei lastfreien oder geringen Lastbedingungen, Zuführen von Brennstoff und Luft zu der mittleren Düse und nur Luft zu der äußeren Düsenanordnung, während eine durch die mittlere Düse erzeugte Flamme von Luft, die durch die äußere Düsenanordnung strömt, isoliert wird; und b) unter höheren Lastbedingungen Zuführen eines Brennstoff/Luft-Gemisches durch sowohl die äußere Düsenanordnung als auch die mittlere Düse, so dass durch die äußere Düsenanordnung erzeugte Flammen in einem ersten Brennraum aufrechterhalten werden und eine durch die mittlere Düse erzeugte Flamme in einem zweiten Brennraum stromaufwärts von dem ersten Brennraum aufrechterhalten wird.In yet another exemplary aspect, the invention provides a method of operating a gas turbine having at least one combustor that is supplied with fuel and / or air through a plurality of nozzles to which an external array of nozzles surrounding a center nozzle belongs wherein the method comprises: a) under load-free or low load conditions, supplying fuel and air to the central nozzle and only air to the outer nozzle assembly while insulating a flame of air flowing through the outer nozzle assembly through the central nozzle becomes; and b) under higher load conditions, supplying a fuel / air mixture through both the outer nozzle assembly and the middle nozzle such that flames generated by the outer nozzle assembly are maintained in a first combustion chamber and a flame generated by the central nozzle is maintained in a second combustion chamber is maintained upstream of the first combustion chamber.
Die Erfindung wird nun in größeren Einzelheiten in Verbindung mit den nachstehend angegebenen Zeichnungen erläutert.The invention will now be explained in greater detail in conjunction with the drawings below.
KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGENBRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS
DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNGDETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Indem nun auf die
Eine Zündung wird durch (nicht veranschaulichte) Zündkerzen in Verbindung mit (ebenfalls nicht veranschaulichten) Zündüberschlagrohren, die benachbarte Brennkammern verbinden, erreicht. Heiße Verbrennungsgase strömen aus dem Brennraum
Genauer gesagt und indem weiterhin insbesondere auf die
Brennstoff wird den radial äußeren Düsenrohren (von denen zwei bei
In Niederlastbereichen bis hin zur vollen Drehzahl ohne Last (FSNL, Full-Speed No-Load) wird den Brennstoff nur der mittleren Düse
Wenn die Last erhöht wird, kommt ein Punkt, an dem die zur Verbrennung erforderliche Brennstoffmenge größer ist als durch die mittlere Düse
In jedem Fall bleibt die Flamme der mittleren Düse bei FSFL in dem primären Brennraum
In einer optimierten Anwendung der Erfindung auf ein spezielles Turbinenmodell strömt ein Drittel (1/3) der Verbrennungsluft durch die mittlere Düse, während zwei Drittel (2/3) durch die Anordnung der äußeren Düsen strömen, mit einem Phi-Verhältnis von ungefähr 0,6 (wobei Phi ein Äquivalenzverhältnis ist, das durch das Verhältnis des tatsächlichen Brennstoff/Luft-Verhältnisses zu dem stöchiometrischen Wert definiert ist). Typische Phi-Werte liegen im Bereich von 0,50 bis 0,65.In an optimized application of the invention to a particular turbine model, one-third (1/3) of the combustion air flows through the center nozzle while two-thirds (2/3) flow through the arrangement of the outer nozzles, with a Phi ratio of approximately zero. 6 (where Phi is an equivalence ratio defined by the ratio of the actual fuel / air ratio to the stoichiometric value). Typical Phi values are in the range of 0.50 to 0.65.
In einem alternativen Betriebsmodus bei FSFL kann die Flamme in der mittleren Düse
In einer noch weiteren beispielhaften, jedoch nicht beschränkenden Ausführungsform können mehr als eine einzige Düse vor der kalten Luft geschützt werden, die durch die umgebenden oder benachbarten Düsen bei FSNL strömt. Zum Beispiel könnten eine mittlere Düse und eine oder zwei weitere Düsen in der äußeren Anordnung in der gleichen Weise, wie vorstehend im Zusammenhang mit der mittleren Düse
Diese entwickelte mehrstufige Brennkammer ist somit in der Lage, die reagierenden Flammen der mit Brennstoff versorgten Düsen (zum Beispiel der mittleren Düse
Eine Brennkammer
BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS
- 1010
- Brennkammercombustion chamber
- 1212
- Kreisringförmiger KanalAnnular channel
- 1414
- ÜbergangsstückTransition piece
- 1616
- BrennkammerflammrohrThe combustor liner
- 18, 2018, 20
- Strömungshülsenflow sleeves
- 20, 2420, 24
- Kühllöchercooling holes
- 26, 12626, 126
- Äußere DüsenOuter nozzles
- 28, 12828, 128
- Mittlere DüseMedium nozzle
- 30, 5030, 50
- EinrichtungFacility
- 3232
- Erster BrennraumFirst combustion chamber
- 3434
- Einzelne LeitschaufelSingle vane
- 36, 13636, 136
- Zweiter BrennraumSecond combustion chamber
- 3838
- Brennkammerkappecombustor cap
- 4040
- Gehäusewandhousing wall
- 4242
- Röhrförmiges ElementTubular element
- 4444
- Ringförmige PlatteAnnular plate
- 4646
- Äußere DüsenrohreOuter nozzle tubes
- 4848
- Mittleres DüsenrohrMiddle nozzle tube
- 5050
- VerwirblereinlässeVerwirblereinlässe
- 5252
- Öffnungenopenings
Claims (15)
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010105138/06A RU2534189C2 (en) | 2010-02-16 | 2010-02-16 | Gas turbine combustion chamber (versions) and method of its operation |
RU2010105138 | 2010-02-16 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE102011000589A1 true DE102011000589A1 (en) | 2011-08-18 |
Family
ID=44317404
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE102011000589A Withdrawn DE102011000589A1 (en) | 2010-02-16 | 2011-02-09 | Axially stepped premixing combustion chamber |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US20110197591A1 (en) |
JP (1) | JP5775319B2 (en) |
CN (1) | CN102192508B (en) |
CH (1) | CH702737B1 (en) |
DE (1) | DE102011000589A1 (en) |
RU (1) | RU2534189C2 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP2796789A1 (en) | 2013-04-26 | 2014-10-29 | Alstom Technology Ltd | Can combustor for a can-annular combustor arrangement in a gas turbine |
Families Citing this family (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8161750B2 (en) * | 2009-01-16 | 2012-04-24 | General Electric Company | Fuel nozzle for a turbomachine |
US20130081397A1 (en) * | 2011-10-04 | 2013-04-04 | Brandon Taylor Overby | Forward casing with a circumferential sloped surface and a combustor assembly including same |
US9404655B2 (en) * | 2012-01-20 | 2016-08-02 | General Electric Company | Process of fabricating a fuel nozzle assembly |
AU2013219140B2 (en) * | 2012-08-24 | 2015-10-08 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Method for mixing a dilution air in a sequential combustion system of a gas turbine |
US9534787B2 (en) | 2013-03-12 | 2017-01-03 | General Electric Company | Micromixing cap assembly |
US9765973B2 (en) | 2013-03-12 | 2017-09-19 | General Electric Company | System and method for tube level air flow conditioning |
US9528444B2 (en) | 2013-03-12 | 2016-12-27 | General Electric Company | System having multi-tube fuel nozzle with floating arrangement of mixing tubes |
US9651259B2 (en) | 2013-03-12 | 2017-05-16 | General Electric Company | Multi-injector micromixing system |
US9759425B2 (en) * | 2013-03-12 | 2017-09-12 | General Electric Company | System and method having multi-tube fuel nozzle with multiple fuel injectors |
US9671112B2 (en) | 2013-03-12 | 2017-06-06 | General Electric Company | Air diffuser for a head end of a combustor |
US9650959B2 (en) | 2013-03-12 | 2017-05-16 | General Electric Company | Fuel-air mixing system with mixing chambers of various lengths for gas turbine system |
WO2019012559A1 (en) * | 2017-07-12 | 2019-01-17 | Bharat Forge Limited | An additive manufacturing process for combustion chamber |
Family Cites Families (51)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3788065A (en) * | 1970-10-26 | 1974-01-29 | United Aircraft Corp | Annular combustion chamber for dissimilar fluids in swirling flow relationship |
FR2221621B1 (en) * | 1973-03-13 | 1976-09-10 | Snecma | |
US3919840A (en) * | 1973-04-18 | 1975-11-18 | United Technologies Corp | Combustion chamber for dissimilar fluids in swirling flow relationship |
US3872664A (en) * | 1973-10-15 | 1975-03-25 | United Aircraft Corp | Swirl combustor with vortex burning and mixing |
US4058977A (en) * | 1974-12-18 | 1977-11-22 | United Technologies Corporation | Low emission combustion chamber |
US4052844A (en) * | 1975-06-02 | 1977-10-11 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation | Gas turbine combustion chambers |
US4112676A (en) * | 1977-04-05 | 1978-09-12 | Westinghouse Electric Corp. | Hybrid combustor with staged injection of pre-mixed fuel |
JPS5414028A (en) * | 1977-07-01 | 1979-02-01 | Chugai Ro Kogyo Kaisha Ltd | Low nox burner |
US4257763A (en) * | 1978-06-19 | 1981-03-24 | John Zink Company | Low NOx burner |
US4498288A (en) * | 1978-10-13 | 1985-02-12 | General Electric Company | Fuel injection staged sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas |
US4253301A (en) * | 1978-10-13 | 1981-03-03 | General Electric Company | Fuel injection staged sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas |
GB2040031B (en) * | 1979-01-12 | 1983-02-09 | Gen Electric | Dual stage-dual mode low emission gas turbine combustion system |
US4420929A (en) * | 1979-01-12 | 1983-12-20 | General Electric Company | Dual stage-dual mode low emission gas turbine combustion system |
US4292801A (en) * | 1979-07-11 | 1981-10-06 | General Electric Company | Dual stage-dual mode low nox combustor |
DE2937631A1 (en) * | 1979-09-18 | 1981-04-02 | Daimler-Benz Ag, 7000 Stuttgart | COMBUSTION CHAMBER FOR GAS TURBINES |
US4505666A (en) * | 1981-09-28 | 1985-03-19 | John Zink Company | Staged fuel and air for low NOx burner |
EP0076036B1 (en) * | 1981-09-28 | 1987-04-29 | John Zink Company | Method and apparatus for burning fuel in stages |
JPS61195214A (en) * | 1985-02-22 | 1986-08-29 | Hitachi Ltd | Air flow part adjusting device for gas turbine combustor |
US4784600A (en) * | 1986-10-08 | 1988-11-15 | Prutech Ii | Low NOx staged combustor with swirl suppression |
CH672366A5 (en) * | 1986-12-09 | 1989-11-15 | Bbc Brown Boveri & Cie | |
JP2644745B2 (en) * | 1987-03-06 | 1997-08-25 | 株式会社日立製作所 | Gas turbine combustor |
JPH0684817B2 (en) * | 1988-08-08 | 1994-10-26 | 株式会社日立製作所 | Gas turbine combustor and operating method thereof |
JPH03144216A (en) * | 1989-10-30 | 1991-06-19 | Mitsui Eng & Shipbuild Co Ltd | Gas-turbine combustor |
US5749219A (en) * | 1989-11-30 | 1998-05-12 | United Technologies Corporation | Combustor with first and second zones |
JPH04203808A (en) * | 1990-11-30 | 1992-07-24 | Hitachi Ltd | Method and apparatus for controlling gas turbine combustion device |
JP2894861B2 (en) * | 1991-04-18 | 1999-05-24 | 株式会社日立製作所 | Control device for gas turbine combustor |
EP0564181B1 (en) * | 1992-03-30 | 1996-11-20 | General Electric Company | Combustor dome construction |
JP3581372B2 (en) * | 1992-06-03 | 2004-10-27 | 三菱重工業株式会社 | Gas turbine combustor |
US5406799A (en) * | 1992-06-12 | 1995-04-18 | United Technologies Corporation | Combustion chamber |
US5237812A (en) * | 1992-10-07 | 1993-08-24 | Westinghouse Electric Corp. | Auto-ignition system for premixed gas turbine combustors |
RU2062405C1 (en) * | 1992-10-23 | 1996-06-20 | Владимир Алексеевич Маев | Combustion chamber |
JPH06249442A (en) * | 1993-02-26 | 1994-09-06 | Toshiba Corp | Burner for gas turbine |
CA2124069A1 (en) * | 1993-05-24 | 1994-11-25 | Boris M. Kramnik | Low emission, fixed geometry gas turbine combustor |
JP3335713B2 (en) * | 1993-06-28 | 2002-10-21 | 株式会社東芝 | Gas turbine combustor |
JP3435833B2 (en) * | 1993-09-17 | 2003-08-11 | 株式会社日立製作所 | Combustor |
US5394688A (en) * | 1993-10-27 | 1995-03-07 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine combustor swirl vane arrangement |
GB2284884B (en) * | 1993-12-16 | 1997-12-10 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine combustion chamber |
GB9325708D0 (en) * | 1993-12-16 | 1994-02-16 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine combustion chamber |
JP2950720B2 (en) * | 1994-02-24 | 1999-09-20 | 株式会社東芝 | Gas turbine combustion device and combustion control method therefor |
JPH07248117A (en) * | 1994-03-10 | 1995-09-26 | Hitachi Ltd | Combustion method for gas turbine premixing combustor |
US5491970A (en) * | 1994-06-10 | 1996-02-20 | General Electric Co. | Method for staging fuel in a turbine between diffusion and premixed operations |
US5836164A (en) * | 1995-01-30 | 1998-11-17 | Hitachi, Ltd. | Gas turbine combustor |
US6058710A (en) * | 1995-03-08 | 2000-05-09 | Bmw Rolls-Royce Gmbh | Axially staged annular combustion chamber of a gas turbine |
EP0936406B1 (en) * | 1998-02-10 | 2004-05-06 | General Electric Company | Burner with uniform fuel/air premixing for low emissions combustion |
GB9818160D0 (en) * | 1998-08-21 | 1998-10-14 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber |
US6598383B1 (en) * | 1999-12-08 | 2003-07-29 | General Electric Co. | Fuel system configuration and method for staging fuel for gas turbines utilizing both gaseous and liquid fuels |
US7284378B2 (en) * | 2004-06-04 | 2007-10-23 | General Electric Company | Methods and apparatus for low emission gas turbine energy generation |
US7185494B2 (en) * | 2004-04-12 | 2007-03-06 | General Electric Company | Reduced center burner in multi-burner combustor and method for operating the combustor |
US7631499B2 (en) * | 2006-08-03 | 2009-12-15 | Siemens Energy, Inc. | Axially staged combustion system for a gas turbine engine |
US7827797B2 (en) * | 2006-09-05 | 2010-11-09 | General Electric Company | Injection assembly for a combustor |
US7578130B1 (en) * | 2008-05-20 | 2009-08-25 | General Electric Company | Methods and systems for combustion dynamics reduction |
-
2010
- 2010-02-16 RU RU2010105138/06A patent/RU2534189C2/en not_active IP Right Cessation
-
2011
- 2011-02-09 DE DE102011000589A patent/DE102011000589A1/en not_active Withdrawn
- 2011-02-11 US US13/025,307 patent/US20110197591A1/en not_active Abandoned
- 2011-02-14 CH CH00257/11A patent/CH702737B1/en not_active IP Right Cessation
- 2011-02-15 JP JP2011029253A patent/JP5775319B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2011-02-16 CN CN201110043127.8A patent/CN102192508B/en not_active Expired - Fee Related
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP2796789A1 (en) | 2013-04-26 | 2014-10-29 | Alstom Technology Ltd | Can combustor for a can-annular combustor arrangement in a gas turbine |
US10422535B2 (en) | 2013-04-26 | 2019-09-24 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Can combustor for a can-annular combustor arrangement in a gas turbine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2534189C2 (en) | 2014-11-27 |
US20110197591A1 (en) | 2011-08-18 |
RU2010105138A (en) | 2011-08-27 |
JP2011169575A (en) | 2011-09-01 |
CH702737B1 (en) | 2016-02-15 |
CN102192508A (en) | 2011-09-21 |
CN102192508B (en) | 2015-11-25 |
JP5775319B2 (en) | 2015-09-09 |
CH702737A2 (en) | 2011-08-31 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE102011000589A1 (en) | Axially stepped premixing combustion chamber | |
DE102009025775B4 (en) | Premixing device for a gas turbine | |
DE69719688T2 (en) | Gas turbine burners and operating methods therefor | |
EP0274630B1 (en) | Arrangement for a burner | |
EP2156095B1 (en) | Swirling-free stabilising of the flame of a premix burner | |
DE60007946T2 (en) | A combustion chamber | |
DE102009043883B4 (en) | Multi-tube thermal fuse to protect a nozzle from a flame holding or flashback event | |
CH708992A2 (en) | Fuel injector with premixed pilot nozzle. | |
DE102011054553A1 (en) | Fuel nozzle for a combustion chamber | |
DE102008044422A1 (en) | Method and apparatus for the combustion of fuel in a gas turbine | |
DE102009059222A1 (en) | DLN Two fuel primary nozzle | |
CH697862A2 (en) | Burner with pre-mixer having radially stepped flow channels and method of mixing of air and gas in a burner of a gas turbine. | |
CH699684B1 (en) | Injector. | |
CH697800A2 (en) | Fuel nozzle and combustion chamber for a turbine. | |
CH710573A2 (en) | Fuel nozzle for a gas turbine combustor. | |
DE102009025812A1 (en) | Coanda injection system for axially stepped low-emission combustion chambers | |
CH702545A2 (en) | A method of operating a secondary fuel nozzle and a secondary fuel nozzle. | |
EP0995066B1 (en) | Arrangement of burners for heating installation, in particular a gas turbine combustion chamber | |
CH703230B1 (en) | Gas turbine with single-stage fuel injection. | |
CH710503B1 (en) | Liquid fuel injector for a gas turbine fuel nozzle. | |
CH702556A2 (en) | Nozzle and method for fuel supply by working with opposite swirl nozzle. | |
DE102017113687A1 (en) | Pilot premix nozzle and fuel nozzle assembly | |
WO2012016748A2 (en) | Gas turbine combustion chamber | |
DE102018114522A1 (en) | Nozzle arrangement for a dual fuel nozzle | |
DE112016003028T5 (en) | Fuel nozzle assembly |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
R119 | Application deemed withdrawn, or ip right lapsed, due to non-payment of renewal fee |