DE102020212410A1 - Gas turbine combustion apparatus - Google Patents

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Shohei Yoshida
Yoshitaka Hirata
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Abstract

Unterbinden des Auftretens einer Verbrennungsschwingung in einer Gasturbinenverbrennungsvorrichtung mit magerer Verbrennung und Verbessern der strukturellen Zuverlässigkeit.In einer Gasturbinenverbrennungsvorrichtung ist Folgendes enthalten: eine rohrförmige Auskleidung, die eine Brennkammer bildet; und ein Brenner, der eine Luftlochplatte, die bei einem Einlass der Auskleidung angeordnet ist und die mit mehreren Luftlöchern zum Leiten von Druckluft zur Brennkammer versehen ist, und mehrere Brennstoffdüsen, die auf einer Seite gegenüber der Brennkammer mit der Luftlochplatte dazwischen eingeklemmt angeordnet sind, besitzt, wobei die mehreren Brennstoffdüsen jeweils einen Brennstoff zu einem entsprechenden Luftloch einspritzen, die Luftlöcher und die Brennstoffdüsen mehrere konzentrische ringförmige Zeilen bilden, eine Mündung in einem Brennstoffströmungskanal jeder der mehreren Brennstoffdüsen vorgesehen ist, die mehreren Brennstoffdüsen in mehrere Düsengruppen gruppiert sind und Axialpositionen der Mündungen zwischen den Düsengruppen verschieden sind.Preventing combustion vibration from occurring in a lean-burn gas turbine combustor and improving structural reliability. A gas turbine combustor includes: a tubular liner that defines a combustor; and a burner which has an air hole plate which is disposed at an inlet of the liner and which is provided with a plurality of air holes for guiding compressed air to the combustion chamber, and a plurality of fuel nozzles arranged on a side opposite to the combustion chamber with the air hole plate sandwiched therebetween wherein the plurality of fuel nozzles each inject a fuel to a corresponding air hole, the air holes and the fuel nozzles form a plurality of concentric annular rows, an orifice is provided in a fuel flow channel of each of the plurality of fuel nozzles, the plurality of fuel nozzles are grouped into a plurality of nozzle groups, and axial positions of the orifices between the nozzle groups are different.

Description

HINTERGRUND DER ERFINDUNGBACKGROUND OF THE INVENTION

Gebiet der ErfindungField of the invention

Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf eine Gasturbinenverbrennungsvorrichtung.The present invention relates to a gas turbine combustion apparatus.

Beschreibung des verwandten GebietsDescription of the related area

In Wärmekraftwerken wird gefordert, den Leistungserzeugungswirkungsgrad zu verbessern, um Kohlendioxidemissionen (CO2-Emissionen), die eine Ursache der Erderwärmung sind, zu verringern. Eine wirksame Maßnahme zur Verbesserung des Leistungserzeugungswirkungsgrads eines Gasturbinenkraftwerks ist ein Erhitzen eines Verbrennungsgases, das in einer Gasturbinenverbrennungsvorrichtung erzeugt wird, auf eine hohe Temperatur. Allerdings wird das Erhitzen des Verbrennungsgaseses auf eine hohe Temperatur von einem technischen Problem begleitet, das mit dem Unterdrücken des Ausstoßes von Stickoxiden (NOx) als Schadstoffe in Beziehung steht.In thermal power plants, there is a demand to improve the power generation efficiency in order to reduce carbon dioxide (CO 2 ) emissions, which are a cause of global warming. An effective measure for improving the power generation efficiency of a gas turbine power plant is to heat a combustion gas generated in a gas turbine combustion apparatus to a high temperature. However, the heating of the combustion gas to a high temperature is accompanied by a technical problem related to suppressing the emission of nitrogen oxides (NOx) as pollutants.

Typischerweise werden Verbrennungsverfahren von Gasturbinenverbrennungsvorrichtungen grob in eine Diffusionsverbrennung und eine Vormischverbrennung klassifiziert.Typically, combustion methods of gas turbine combustors are roughly classified into diffusion combustion and premix combustion.

Bei der Diffusionsverbrennung wird ein Brennstoff in eine Brennkammer direkt eingespritzt und dann in der Brennkammer mit Luft gemischt. Deshalb ist es weniger wahrscheinlich, dass ein Flammenrückschlag zur stromaufwärts liegenden Seite der Brennkammer und eine Selbstzündung in Brennstoffzufuhrströmungskanälen auftreten. Somit stellt die Diffusionsverbrennung eine gute Verbrennungsstabilität bereit. Andererseits werden bei der Diffusionsverbrennung Hochtemperaturflammen lokal erzeugt, da Flammen in Bereichen gebildet werden, in denen Luft mit Brennstoff in einem Verhältnis gemischt wird, das zur vollständigen Verbrennung des Brennstoffs erforderlich ist (stöchiometrisches Mischungsverhältnis). Weil eine große Menge NOx in den lokalen Hochtemperaturbereichen erzeugt wird, ist es nötig, die NOx-Emissionen durch Einspritzen eines Inertmediums wie z. B. Wasser, Dampf oder Stickstoff zu verringern. Dies benötigt Leistung für eine Hilfsmaschine, die das Inertmedium liefert, was zu einer Verschlechterung des Leistungserzeugungswirkungsgrads führt.In diffusion combustion, a fuel is injected directly into a combustion chamber and then mixed with air in the combustion chamber. Therefore, flashback to the upstream side of the combustor and autoignition in fuel supply flow channels are less likely to occur. Thus, diffusion combustion provides good combustion stability. On the other hand, in diffusion combustion, high-temperature flames are generated locally because flames are formed in areas where air is mixed with fuel in a ratio necessary to completely burn the fuel (stoichiometric mixing ratio). Because a large amount of NOx is generated in the local high temperature areas, it is necessary to reduce the NOx emissions by injecting an inert medium such as. B. to reduce water, steam or nitrogen. This requires power for an auxiliary machine that supplies the inert medium, resulting in a deterioration in power generation efficiency.

Bei der Vormischverbrennung werden ein Brennstoff und Luft miteinander vorgemischt und dann einer Brennkammer zugeführt und die NOx-Emissionen sind gering, weil der Brennstoff in einer mageren Mischung verbrannt werden kann. Andererseits erhöht sich beim Erhitzen des Verbrennungsgaseses zu einer hohen Temperatur dann, wenn die Verbrennungslufttemperatur erhöht wird und die Brennstoffkonzentration in einem Vormischer erhöht wird, das Risiko des Flammenrückschlags zur stromaufwärts liegenden Seite der Brennkammer. Dies erzeugt eine Sorge bezüglich Beschädigungen, die durch Rückzündungen zur Struktur der Verbrennungsvorrichtung verursacht werden.In the premixed combustion, a fuel and air are premixed with each other and then supplied to a combustion chamber, and NOx emissions are low because the fuel can be burned in a lean mixture. On the other hand, when the combustion gas is heated to a high temperature, if the combustion air temperature is increased and the fuel concentration in a premixer is increased, the risk of flashback to the upstream side of the combustion chamber increases. This creates a concern for damage caused by backfiring to the structure of the combustion device.

Im Hinblick darauf existiert eine bekannte Verbrennungsvorrichtung mit magerer Verbrennung, die eine NOx-Emissionsverringerung und eine Flammenrückschlagverhinderung durch Verbessern einer Brennstoffverteilung und Verhindern einer lokalen Bildung einer Hochtemperaturflamme beabsichtigt (Patentdokument 1 usw.). Die Verbrennungsvorrichtung mit magerer Verbrennung enthält z. B. eine Luftlochplatte, die mehrere Luftlöcher und mehrere Brennstoffdüsen aufweist, ein Brennstoff wird von jeder Brennstoffdüse zu einem entsprechenden Luftloch eingespritzt und koaxiale Strahlen, die einen Brennstoffdurchfluss und einen Luftdurchfluss, der den Brennstoffdurchfluss umgibt, enthalten, werden einer Brennkammer zugeführt. Dieser Typ Verbrennungsvorrichtung enthält eine, die eine Konfiguration besitzt, in der Mündungen bei Zwischenabschnitten der Brennstoffströmungskanäle in Brennstoffdüsen zur Steuerung der Brennstoffdurchflussmenge und Verringerung der Abweichung installiert sind (Patentdokument 2).In view of this, there is a known lean burn combustion apparatus which intends to reduce NOx emissions and prevent flashback by improving fuel distribution and preventing local generation of a high temperature flame (Patent Document 1, etc.). The lean burn combustion apparatus includes e.g. B. an air hole plate having a plurality of air holes and a plurality of fuel nozzles, fuel is injected from each fuel nozzle to a corresponding air hole, and coaxial jets containing a fuel flow and an air flow surrounding the fuel flow are supplied to a combustor. This type of combustion apparatus includes one having a configuration in which orifices are installed at intermediate portions of the fuel flow passages in fuel nozzles for controlling the fuel flow rate and reducing the deviation (Patent Document 2).

EntgegenhaltungslisteCitation list

PatentdokumentePatent documents

  • Patentdokument 1: JP-2003-148734-A Patent Document 1: JP-2003-148734-A
  • Patentdokument 2: JP-2016-035336-A Patent Document 2: JP-2016-035336-A

Es besteht ein Problem in Verbrennungsvorrichtungen mit magerer Verbrennung, die in den Patentdokumenten 1 und 2 beschrieben werden, hinsichtlich des Unterbindens einer Verbrennungsschwingung. Eine Verbrennungsschwingung ist ein Typ einer Resonanz, die aufgrund einer Interferenz zwischen der Fluktuation einer Wärmeabgabe durch Flammen und der Fluktuation des Drucks in einer Brennkammer auftritt. Ein Auftreten dieser Verbrennungsschwingung wird manchmal durch ein Auftreten einer Druckfluktuation großer Amplitude bei einer bestimmten Frequenz begleitet und dies erzeugt eine Sorge, dass das Auftreten von Rissen und Beschädigungen in eine Gasturbinenstruktur die strukturelle Zuverlässigkeit verschlechtert.There is a problem in the lean burn combustion apparatus described in Patent Documents 1 and 2 of suppressing combustion vibration. Combustion vibration is a type of resonance that occurs due to an interference between the fluctuation of heat output by flame and the fluctuation of pressure in a combustion chamber. Occurrence of this combustion vibration is sometimes accompanied by occurrence of large amplitude pressure fluctuation at a certain frequency, and this creates a concern that occurrence of cracks and damage in a gas turbine structure deteriorates structural reliability.

Es ist eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine Gasturbinenverbrennungsvorrichtung mit magerer Verbrennung zu schaffen, die ein Auftreten einer Verbrennungsschwingung unterbinden und die strukturelle Zuverlässigkeit verbessern kann.It is an object of the present invention to provide a lean burn gas turbine type combustion apparatus which can suppress occurrence of combustion vibration and improve structural reliability.

ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNGSUMMARY OF THE INVENTION

Um die oben beschriebene Aufgabe zu verwirklichen, schafft die vorliegende Erfindung eine Gasturbinenverbrennungsvorrichtung, die Folgendes enthält: eine rohrförmige Auskleidung, die eine Brennkammer bildet; und einen Brenner, der eine Luftlochplatte, die bei einem Einlass der Auskleidung angeordnet ist und die mit mehreren Luftlöchern zum Leiten von Druckluft zur Brennkammer versehen ist, und mehrere Brennstoffdüsen, die auf einer Seite gegenüber der Brennkammer mit der Luftlochplatte dazwischen eingeklemmt angeordnet sind, besitzt, wobei die mehreren Brennstoffdüsen jeweils einen Brennstoff zu einem entsprechendes Luftloch einspritzen und die Luftlöcher und die Brennstoffdüsen mehrere konzentrische ringförmige Zeilen bilden. In der Gasturbinenverbrennungsvorrichtung enthalten die mehreren Brennstoffdüsen jeweils eine Mündung an einem Brennstoffströmungskanal und sind in mehrere Düsengruppen gruppiert und Axialpositionen der Mündungen sind zwischen den Düsengruppen verschieden.In order to achieve the above-described object, the present invention provides a gas turbine combustion apparatus including: a tubular liner that defines a combustor; and a burner which has an air hole plate which is disposed at an inlet of the liner and which is provided with a plurality of air holes for guiding compressed air to the combustion chamber, and a plurality of fuel nozzles arranged on a side opposite to the combustion chamber with the air hole plate sandwiched therebetween wherein the plurality of fuel nozzles each inject fuel to a corresponding air hole, and the air holes and fuel nozzles form a plurality of concentric annular rows. In the gas turbine combustion apparatus, the plurality of fuel nozzles each include an orifice on a fuel flow passage and are grouped into a plurality of nozzle groups, and axial positions of the orifices are different between the nozzle groups.

Gemäß der vorliegenden Erfindung ist es möglich, das Auftreten einer Verbrennungsschwingung in einer Gasturbinenverbrennungsvorrichtung mit magerer Verbrennung zu unterbinden und die strukturelle Zuverlässigkeit zu verbessern.According to the present invention, it is possible to suppress the occurrence of combustion vibration in a lean-burn gas turbine type combustion apparatus and to improve structural reliability.

FigurenlisteFigure list

  • 1 ist ein schematisches Konfigurationsdiagramm eines Gasturbinenkraftwerks, das eine Gasturbinenverbrennungsvorrichtung gemäß einer ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung enthält; 1 Fig. 13 is a schematic configuration diagram of a gas turbine power plant including a gas turbine combustion apparatus according to a first embodiment of the present invention;
  • 2 ist eine Querschnittansicht, die die Konfiguration von Hauptabschnitten eines Brenners, der an der Gasturbinenverbrennungsvorrichtung gemäß der ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung vorgesehen ist, darstellt und die zentrale Achse des Brenners enthält; 2 Fig. 13 is a cross-sectional view showing the configuration of main portions of a burner provided to the gas turbine combustion apparatus according to the first embodiment of the present invention and including the central axis of the burner;
  • 3 ist eine Figur des Brenners, der an der Gasturbinenverbrennungsvorrichtung vorgesehen ist, gemäß der ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung von einer Brennkammer gesehen; 3 Fig. 13 is a figure of the combustor provided on the gas turbine combustion apparatus according to the first embodiment of the present invention as viewed from a combustor;
  • 4 ist eine Figur, die eine herkömmliche Brennerstruktur veranschaulicht; 4th Fig. 3 is a figure illustrating a conventional burner structure;
  • 5A bis 5F sind Figuren zum Erläutern des Mechanismus des Auftretens einer Verbrennungsschwingung; 5A to 5F are figures for explaining the mechanism of occurrence of combustion vibration;
  • 6 ist eine Figur, die eine Druckfluktuationsverteilung und eine Brennstoffdurchflussmengen-Fluktuationsverteilung in einer Brennkammer eines herkömmlichen Brenners repräsentiert; 6th Fig. 13 is a figure representing a pressure fluctuation distribution and a fuel flow rate fluctuation distribution in a combustion chamber of a conventional burner;
  • 7 ist eine Figur, die eine Druckfluktuationsverteilung und eine Brennstoffdurchflussmengen-Fluktuationsverteilung in die Brennkammer des Brenners gemäß der ersten Ausführungsform repräsentiert; 7th Fig. 13 is a figure representing a pressure fluctuation distribution and a fuel flow rate fluctuation distribution in the combustion chamber of the burner according to the first embodiment;
  • 8 ist eine Querschnittansicht, die die Konfiguration von Hauptabschnitten des Brenners, der an der Gasturbinenverbrennungsvorrichtung gemäß der zweiten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung vorgesehen ist, darstellt und die zentrale Achse des Brenners enthält; 8th Fig. 13 is a cross-sectional view showing the configuration of main portions of the burner provided to the gas turbine combustion apparatus according to the second embodiment of the present invention and including the central axis of the burner;
  • 9 ist eine Figur des Brenners, der an der Gasturbinenverbrennungsvorrichtung gemäß der zweiten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung vorgesehen ist, von der Brennkammer gesehen; 9 Fig. 13 is a figure of the combustor provided on the gas turbine combustion apparatus according to the second embodiment of the present invention as viewed from the combustor;
  • 10 ist ein schematisches Konfigurationsdiagramm des Gasturbinenkraftwerks, das die Gasturbinenverbrennungsvorrichtung gemäß einer dritten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung enthält; und 10 Fig. 13 is a schematic configuration diagram of the gas turbine power plant including the gas turbine combustion apparatus according to a third embodiment of the present invention; and
  • 11 ist eine Figur des Brenners, der an der Gasturbinenverbrennungsvorrichtung gemäß der dritten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung vorgesehen ist, von der Brennkammer gesehen. 11 Fig. 13 is a figure of the combustor provided on the gas turbine combustion apparatus according to the third embodiment of the present invention as viewed from the combustor.

BESCHREIBUNG DER BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSFORMENDESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS

Im Folgenden werden Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung unter Verwendung der Zeichnungen erläutert.In the following, embodiments of the present invention will be explained using the drawings.

(Erste Ausführungsform)(First embodiment)

- Gasturbinenkraftwerk -- gas turbine power plant -

1 ist ein schematisches Konfigurationsdiagramm eines Gasturbinenkraftwerks, das eine Gasturbinenverbrennungsvorrichtung gemäß einer ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung enthält. 2 ist eine Querschnittansicht, die die Konfiguration von Hauptabschnitten eines Brenners, der an der Gasturbinenverbrennungsvorrichtung gemäß der ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung vorgesehen ist, darstellt und die zentrale Achse des Brenners enthält. 3 ist eine Figur des Brenners, der an der Gasturbinenverbrennungsvorrichtung vorgesehen ist, gemäß der ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung von einer Brennkammer gesehen. 1 Fig. 13 is a schematic configuration diagram of a gas turbine power plant including a gas turbine combustion apparatus according to a first embodiment of the present invention. 2 Fig. 13 is a cross-sectional view showing the configuration of main portions of a burner provided to the gas turbine combustion apparatus according to the first embodiment of the present invention and including the central axis of the burner. 3 Fig. 13 is a figure of the combustor provided on the gas turbine combustion apparatus according to the first embodiment of the present invention as viewed from a combustor.

Ein Gasturbinenkraftwerk 1 enthält einen Luftverdichter 2, eine Gasturbinenverbrennungsvorrichtung (die im Folgenden abgekürzt als eine Verbrennungsvorrichtung bezeichnet wird) 3, eine Turbine 4 und einen Generator 6. Der Luftverdichter 2 saugt die Luft A1 an, verdichtet sie und liefert die Druckluft A2 zur Verbrennungsvorrichtung 3. Die Verbrennungsvorrichtung 3 mischt die Druckluft A2 mit einem gasförmigen Brennstoff F, verbrennt das Gemisch und erzeugt ein Verbrennungsgas G1. Die Turbine 4 wird durch das Verbrennungsgas G1, das in der Verbrennungsvorrichtung 3 erzeugt wird, angetrieben und das Verbrennungsgas G1, das die Turbine 4 angetrieben hat, wird als ein Abgas G2 abgegeben. Der Generator 6 wird durch die Drehantriebsleistung der Turbine 4 angetrieben und erzeugt Leistung. Es ist festzuhalten, dass die Gasturbine lediglich am Beginn der Inbetriebnahme durch einen Anlassmotor 7 angetrieben wird.A gas turbine power plant 1 contains an air compressor 2 , a gas turbine combustion device (hereinafter referred to as a combustion device for short) 3, a turbine 4th and a generator 6th . The air compressor 2 sucks the air A1 on, compresses it and delivers the compressed air A2 to the combustion device 3 . The combustion device 3 mixes the compressed air A2 with a gaseous fuel F, the mixture burns and generates a combustion gas G1 . The turbine 4th is by the combustion gas G1 that is in the incinerator 3 is generated, driven and the combustion gas G1 that is the turbine 4th is called an exhaust G2 submitted. The generator 6th is made by the rotary drive power of the turbine 4th driven and generates power. It should be noted that the gas turbine is only activated by a starter engine at the start of commissioning 7th is driven.

- Gasturbinenverbrennungsvorrichtung-- gas turbine combustion device

Die Verbrennungsvorrichtung 3 ist an einem Gehäuse (das nicht dargestellt ist) der Gasturbine angebracht und enthält eine Auskleidung (einen Innenzylinder) 12, eine Strömungshülse (einen Außenzylinder) 10, einen Brenner 8 und ein Brennstoffzufuhrsystem 200. Die Auskleidung 12 ist ein zylindrisches Element und bildet in sich eine Brennkammer 5. Die Strömungshülse 10 ist ein zylindrisches Element, das einen Innendurchmesser besitzt, der größer als der Durchmesser der Auskleidung 12 ist, und umgibt den Außenumfang der Auskleidung 12. Die Strömungshülse 10 bildet einen zylindrischen Luftströmungskanal 9 zwischen sich selbst und der Auskleidung 12. Ein Endabschnitt der Strömungshülse 10 auf einer Seite gegenüber einer Seite, auf der die Turbine 4 sich befindet, d. h. der linken Seite in 1, ist durch eine Endabdeckung 13 abgeschlossen. Die Druckluft A2 vom Luftverdichter 2 strömt in der Richtung weg von der Turbine 4 durch den Luftströmungskanal 9, der am Außenumfang der Auskleidung 12 durch die Strömungshülse 10 gebildet ist, weshalb eine Konvektionskühlung der Außenumfangsfläche der Auskleidung 12 durch die Druckluft A2, die durch den Luftströmungskanal 9 strömt, durchgeführt wird. Zusätzlich ist eine große Anzahl Löcher durch die Wandfläche der Auskleidung 12 gebildet. Ein Teil A3 der Druckluft A2, die durch den Luftströmungskanal 9 strömt, verläuft durch diese Löcher derart, dass er in die Brennkammer 5 strömt, und führt eine Filmkühlung der Innenumfangsfläche der Auskleidung 12 durch. Dann wird die Druckluft A2, die durch den Luftströmungskanal 9 verlaufen ist und den Brenner 8 erreicht hat, gemeinsam mit dem gasförmigen Brennstoff F, der vom Brennstoffzufuhrsystem 200 zum Brenner 8 geliefert wird, zur Verbrennung zur Brennkammer 5 ausgestoßen. In der Brennkammer 5 werden das Gemisch der Druckluft A2 und des gasförmigen Brennstoffs F verbrannt, um das Verbrennungsgas G1 zu erzeugen. Das Verbrennungsgas G1 wird über ein Verbrennungsvorrichtungsübergangsstück (das nicht dargestellt ist) der Turbine 4 zugeführt.The combustion device 3 is attached to a casing (not shown) of the gas turbine and includes a liner (an inner cylinder) 12, a flow sleeve (an outer cylinder) 10, a burner 8th and a fuel delivery system 200 . The lining 12th is a cylindrical element and forms a combustion chamber in itself 5 . The flow sleeve 10 is a cylindrical member that has an inside diameter greater than the diameter of the liner 12th and surrounds the outer periphery of the liner 12th . The flow sleeve 10 forms a cylindrical air flow channel 9 between itself and the lining 12th . An end portion of the flow sleeve 10 on a side opposite a side on which the turbine is located 4th is located, i.e. the left side in 1 , is through an end cover 13th completed. The compressed air A2 from the air compressor 2 flows in the direction away from the turbine 4th through the air flow channel 9 , the one on the outer circumference of the liner 12th through the flow sleeve 10 is formed, which is why a convection cooling of the outer peripheral surface of the liner 12th through the compressed air A2 passing through the air flow channel 9 flows, is carried out. In addition, there are a large number of holes through the wall surface of the liner 12th educated. A part A3 the compressed air A2 passing through the air flow channel 9 flows through these holes in such a way that it enters the combustion chamber 5 flows, and performs film cooling of the inner peripheral surface of the liner 12th by. Then the compressed air A2 passing through the air flow channel 9 and the burner 8th has reached, together with the gaseous fuel F, from the fuel supply system 200 to the burner 8th is delivered to the combustion chamber for combustion 5 pushed out. In the combustion chamber 5 become the mixture of compressed air A2 and the gaseous fuel F is burned to produce the combustion gas G1 to create. The combustion gas G1 is via a combustor adapter (not shown) of the turbine 4th fed.

Wie in 1 veranschaulicht ist, ist der lediglich eine Brenner 8 beim Einlass der Auskleidung 12, d. h. bei einer Öffnung bei einem Endabschnitt auf der Seite gegenüber der Seite, auf der sich die Turbine 4 befindet, angeordnet und enthält eine Luftlochplatte 20, Brennstoffdüsen 21 bis 23 und einen Brennstoffverteiler (einen Brennstoffkopfteil) 24.As in 1 as illustrated is the one burner only 8th at the inlet of the liner 12th , ie with an opening at an end section on the side opposite the side on which the turbine is located 4th located, arranged and includes an air vent plate 20th , Fuel nozzles 21 to 23 and a fuel manifold (a fuel header) 24 .

In der vorliegenden Ausführungsform ist die Luftlochplatte 20 eine kreisförmige Platte, die mit der Auskleidung 12 koaxial ist, und ist beim Einlass der Auskleidung 12, d. h. bei der Öffnung beim Endabschnitt auf der Seite gegenüber der Seite, auf der sich die Turbine 4 befindet. Die Luftlochplatte 20 enthält mehrere Luftlöcher 51 bis 53, die die Druckluft A2 zur Brennkammer 5 leiten. Die mehreren Luftlöcher 51 bis 53 bilden mehrere konzentrische ringförmigen Zeilen, deren Zentrum auf einer zentralen Achse O der Auskleidung 12 liegt. Die Luftlöcher 51 gehören zur ersten (innersten) ringförmigen Zeile, die Luftlöcher 52 gehören zur zweiten ringförmigen Zeile und die Luftlöcher 53 gehören zur dritten (äußersten) ringförmigen Zeile. In der vorliegenden Ausführungsform sind die Luftlöcher 51 bis 53 bei Drallwinkeln vorgesehen und der Auslass jedes Lochs ist zu einer Seite in der Umfangsrichtung in Bezug auf den Einlass des Lochs verschobenIn the present embodiment, the vent plate is 20th a circular plate attached to the liner 12th is coaxial, and is at the inlet of the liner 12th , ie at the opening at the end section on the side opposite the side on which the turbine is located 4th is located. The vent plate 20th contains several air holes 51 to 53 that the compressed air A2 to the combustion chamber 5 conduct. The multiple air holes 51 to 53 form several concentric annular rows, the center of which is on a central axis O of the lining 12th lies. The air holes 51 belong to the first (innermost) ring-shaped row, the air holes 52 belong to the second ring-shaped row and the air holes 53 belong to the third (outermost) ring-shaped row. In the present embodiment, the air holes are 51 to 53 provided at swirl angles and the outlet of each hole is shifted to one side in the circumferential direction with respect to the inlet of the hole

Die Brennstoffdüsen 21 bis 23 werden durch den Brennstoffverteiler 24 getragen und sind auf einer Seite gegenüber der Brennkammer 5 mit der Luftlochplatte 20 dazwischen eingeklemmt angeordnet. Die Anzahlen und die Positionen der Brennstoffdüsen 21 bis 23 entsprechen den Anzahlen und den Positionen der Luftlöcher 51 bis 53 (eine Brennstoffdüse entspricht einem Luftloch) und die Brennstoffdüsen 21 bis 23 bilden gemeinsam mit den Luftlöchern 51 bis 53 mehrere konzentrische ringförmigen Zeilen, deren Zentren auf der zentralen Achse O der Auskleidung 12 liegen. Die Brennstoffdüsen 21 gehören zur ersten (innersten) ringförmigen Zeile, die Brennstoffdüsen 22 gehören zur zweiten ringförmigen Zeile und die Brennstoffdüsen 23 gehören zur dritten (äußersten) ringförmigen Zeile. Die Brennstoffdüsen 21 bis 23 besitzen Einspritzöffnungen, die sich zu den Einlässen entsprechender Luftlöcher öffnen, und spritzen den gasförmigen Brennstoff F in diese entsprechenden Luftlöcher ein. Durch Verursachen, dass der Brennstoff von einer großen Anzahl Brennstoffdüsen in entsprechende Luftlöcher auf diese Weise eingespritzt wird, werden koaxiale Strahlen des Brennstoffs und von Luft, in denen der Umfang eines Brennstoffstroms durch einen Luftstrom abgedeckt ist, von jedem Luftloch zur Brennkammer 5 verteilt eingespritzt.The fuel nozzles 21 to 23 are through the fuel distributor 24 worn and are on a side opposite the combustion chamber 5 with the vent plate 20th sandwiched between them. The numbers and positions of the fuel nozzles 21 to 23 correspond to the numbers and positions of the air holes 51 to 53 (one fuel nozzle corresponds to one air hole) and the fuel nozzles 21 to 23 form together with the air holes 51 to 53 several concentric annular rows whose centers are on the central axis O of the lining 12th lie. The fuel nozzles 21 belong to the first (innermost) ring-shaped row, the fuel nozzles 22nd belong to the second annular row and the fuel nozzles 23 belong to the third (outermost) ring-shaped row. The fuel nozzles 21 to 23 have injection ports opening to the inlets of respective air holes, and inject the gaseous fuel F into these respective air holes. By causing the fuel to be injected from a large number of fuel nozzles into respective air holes in this way, coaxial jets of the fuel and air in which the periphery of a fuel flow is covered by an air flow become from each air hole to the combustion chamber 5 injected distributed.

Es ist festzuhalten, dass aufgrund von Unterschieden im Umfang zwischen den ringförmigen Zeilen, äußere ringförmigen Zeilen größere Anzahlen von Brennstoffdüsen und Luftlöchern besitzen. Das heißt, die Anzahlen der Brennstoffdüsen 21 und der Luftlöcher 51 in der ersten (innersten) Zeile (die sechs Brennstoffdüsen 21 und die sechs Luftlöcher 51 in dem Beispiel, das in 3 veranschaulicht ist) sind kleiner als die Anzahlen der Brennstoffdüsen 22 und der Luftlöcher 52 in der zweiten Zeile (die zwölf Brennstoffdüsen 22 und die zwölf Luftlöcher 52 in dem Beispiel, das in 3 veranschaulicht ist). Die Anzahlen der Brennstoffdüsen 22 und der Luftlöcher 52 in der zweiten Zeile sind kleiner als die Anzahlen der Brennstoffdüsen 23 und der Luftlöcher 53 in der dritten (äußersten) Zeile (die achtzehn Brennstoffdüsen 23 und die achtzehn Luftlöcher 53 im Beispiel, das in 3 veranschaulicht ist).It should be noted that because of differences in circumference between the annular rows, outer annular rows have greater numbers of fuel nozzles and air holes. That is, the numbers of fuel nozzles 21 and the air holes 51 in the first (innermost) row (the six fuel nozzles 21 and the six air holes 51 in the example shown in 3 illustrated) are smaller than the numbers of fuel nozzles 22nd and the air holes 52 in the second row (the twelve fuel nozzles 22nd and the twelve air holes 52 in the example shown in 3 illustrated). The numbers of fuel nozzles 22nd and the air holes 52 in the second row are smaller than the number of fuel nozzles 23 and the air holes 53 in the third (outermost) row (the eighteen fuel nozzles 23 and the eighteen air holes 53 in the example in 3 illustrated).

Der Brennstoffverteiler 24 ist ein Element, das den Brennstoff getrennt zu den Brennstoffdüsen 21 bis 23 liefert, und enthält mehrere Brennstoffhohlräume 25 und 26. Die Brennstoffhohlräume 25 und 26 sind Räume, die eine Rolle beim Liefern des gasförmigen Brennstoffs F getrennt zu mehreren Brennstoffdüsen, die entsprechenden ringförmigen Zeilen angehören, spielen. Der Brennstoffhohlraum 25 ist in einer Säulenform auf der zentralen Achse O der Auskleidung 12 gebildet und der Brennstoffhohlraum 26 ist in einer zylindrischen Form derart gebildet, dass der Brennstoffhohlraum 26 den Außenumfang des Brennstoffhohlraums 25 umgibt. In der vorliegenden Ausführungsform ist jede der Brennstoffdüsen 21 mit dem Brennstoffhohlraum 25 verbunden und jede der Brennstoffdüsen 22 und 23 ist mit dem Brennstoffhohlraum 26 verbunden. Der gasförmige Brennstoff F, der dem Brennstoffhohlraum 25 zugeführt wird, wird zu jeder Brennstoffdüse 21, die in der innersten ringförmigen Zeile angeordnet ist, verteilt und dann ausgestoßen und der gasförmige Brennstoff F, der aus der Brennstoffdüse 21 ausgestoßen worden ist, wird gemeinsam mit der Druckluft A2 aus jedem Luftloch 51 zur Brennkammer 5 ausgestoßen. Der gasförmige Brennstoff F, der dem Brennstoffhohlraum 26 zugeführt wird, wird zu jeder der Brennstoffdüsen 22 und 23, die in der zweiten und dritten ringförmigen Zeile angeordnet ist, verteilt und dann ausgestoßen und der gasförmige Brennstoff F, der von der Brennstoffdüse 22 und 23 ausgestoßen worden ist, wird gemeinsam mit der Druckluft A2 aus den Luftlöchern 52 und 53 zur Brennkammer 5 ausgestoßen.The fuel distributor 24 is an element that separates the fuel to the fuel nozzles 21 to 23 supplies, and contains multiple fuel cavities 25th and 26th . The fuel cavities 25th and 26th are spaces that play a role in delivering the gaseous fuel F separately to a plurality of fuel nozzles belonging to respective annular rows. The fuel cavity 25th is in a columnar shape on the central axis O of the liner 12th formed and the fuel cavity 26th is formed in a cylindrical shape such that the fuel cavity 26th the outer perimeter of the fuel cavity 25th surrounds. In the present embodiment, each of the fuel nozzles is 21 with the fuel cavity 25th connected and each of the fuel nozzles 22nd and 23 is with the fuel cavity 26th connected. The gaseous fuel F, the fuel cavity 25th is supplied to each fuel nozzle 21 , which is arranged in the innermost annular row, is distributed and then ejected and the gaseous fuel F emerging from the fuel nozzle 21 has been ejected, is together with the compressed air A2 from every air hole 51 to the combustion chamber 5 pushed out. The gaseous fuel F, the fuel cavity 26th is supplied to each of the fuel nozzles 22nd and 23 , which is arranged in the second and third annular rows, distributed and then ejected and the gaseous fuel F, which from the fuel nozzle 22nd and 23 has been ejected, is together with the compressed air A2 from the air holes 52 and 53 to the combustion chamber 5 pushed out.

Hier enthalten in der vorliegenden Ausführungsform die mehreren Brennstoffdüsen 21 bis 23 jeweils Mündungen 71 bis 73 an ihren Brennstoffströmungskanälen. Eine Brennstoffdüse enthält lediglich eine Mündung. Die Brennstoffdüsen 21 bis 23 (alle Brennstoffdüsen) sind in mehrere Düsengruppen gruppiert und die Axialpositionen der Mündungen sind zwischen Düsengruppen verschieden. In der vorliegenden Ausführungsform gehören Brennstoffdüsen, die in dieselbe Düsengruppe gruppiert wurden, zur selben ringförmigen Zeile. Die Brennstoffdüsen 21 in der innersten Zeile gehören zu einer ersten Düsengruppe, die Brennstoffdüsen 22 in der zweiten Zeile gehören zu einer zweiten Düsengruppe und die Brennstoffdüsen 23 in der äußersten Zeile gehören zu einer dritten Düsengruppe. Dann ist eine Mündung 71 an jeder Brennstoffdüse 21 vorgesehen, ist eine Mündung 72 an jeder Brennstoffdüse 22 vorgesehen und ist eine Mündung 73 an jeder Brennstoffdüse 23 vorgesehen. Es ist festzuhalten, dass Luftlöcher, die in 3 ohne Schraffur dargestellt sind (im vorliegenden Beispiel die Luftlöcher 51), den Mündungen 71 entsprechen, Luftlöcher, die durch eine Schraffur nach rechts oben verschieden dargestellt sind (im vorliegenden Beispiel die Luftlöcher 52), den Mündungen 72 entsprechen und Luftlöcher, die durch eine Schraffur nach rechts unten verschieden dargestellt sind (im vorliegenden Beispiel die Luftlöcher 53) den Mündungen 73 entsprechen.Here, in the present embodiment, the multiple fuel nozzles are included 21 to 23 each mouth 71 to 73 on their fuel flow channels. A fuel nozzle contains only one orifice. The fuel nozzles 21 to 23 (all fuel nozzles) are grouped into multiple nozzle groups, and the axial positions of the orifices are different between nozzle groups. In the present embodiment, fuel nozzles that have been grouped into the same nozzle group belong to the same annular row. The fuel nozzles 21 in the innermost row belong to a first group of nozzles, the fuel nozzles 22nd in the second row belong to a second group of nozzles and the fuel nozzles 23 in the outermost row belong to a third group of nozzles. Then there is an estuary 71 on each fuel nozzle 21 provided, a mouth is provided 72 on each fuel nozzle 22nd provided and is a mouth 73 on each fuel nozzle 23 intended. It should be noted that there are air holes in 3 are shown without hatching (in the present example the air holes 51 ), the mouths 71 correspond to air holes, which are shown differently by hatching to the top right (in the present example the air holes 52 ), the mouths 72 and air holes that are shown differently by hatching towards the bottom right (in the present example the air holes 53 ) the mouths 73 correspond.

Die Mündungen 71 bis 73 sind in der Axialposition voneinander verschieden. Die Entfernung L2 von den Auslässen der Mündungen 72 zu den Auslässen (den Einspritzöffnungen) der Brennstoffdüsen 22 ist größer als die Entfernung L1 von den Auslässen der Mündungen 71 zu den Auslässen der Brennstoffdüsen 21. Die Entfernung L3 von den Mündungen 73 zu den Auslässen der Brennstoffdüsen 23 ist noch länger als die Entfernung L2 (L1 < L2 < L3). Die Axialpositionen der Auslässe der Brennstoffdüsen 21 bis 23 sind gleich und die Mündungen 71, 72 und 73 sind in dieser Reihenfolge von der Seite der Brennkammer 5 angeordnet. In der vorliegenden Ausführungsform befinden sich die Mündungen 71 bei Positionen, die im Zentrum der Brennstoffdüsen 21 in der Axialrichtung liegen oder näher an der Brennkammer 5 liegen als das Zentrum, die Mündungen 73 befinden sich bei Einlassabschnitten der Brennstoffdüsen 23 und die Mündungen 72 befinden sich bei zwischenliegenden Axialpositionen zwischen den Mündungen 71 und 73. Es ist allerdings festzuhalten, dass die Reihenfolge von der Seite der Brennkammer 5 geändert werden kann. Zum Beispiel können die Mündungen 73, 72 und 71 in dieser Reihenfolge von der Seite der Brennkammer 5 angeordnet sein und können in der Reihenfolge der Mündungen 73, 71 und 72 von der Seite der Brennkammer 5 angeordnet sein.The mouths 71 to 73 are different from each other in the axial position. The distance L2 from the outlets of the mouths 72 to the outlets (the injection ports) of the fuel nozzles 22nd is greater than the distance L1 from the outlets of the mouths 71 to the outlets of the fuel nozzles 21 . The distance L3 from the mouths 73 to the outlets of the fuel nozzles 23 is even longer than the distance L2 (L1 <L2 <L3). The axial positions of the outlets of the fuel nozzles 21 to 23 are the same and the mouths 71 , 72 and 73 are in this order from the side of the combustion chamber 5 arranged. In the present embodiment, the mouths are located 71 at positions that are in the center of the fuel nozzles 21 lie in the axial direction or closer to the combustion chamber 5 lie as the center, the mouths 73 are located at inlet sections of the fuel nozzles 23 and the mouths 72 are located between the mouths in intermediate axial positions 71 and 73 . It should be noted, however, that the order from the side of the combustion chamber 5 can be changed. For example, the mouths 73 , 72 and 71 in that order from the side of the combustion chamber 5 be arranged and can be in the order of the mouths 73 , 71 and 72 from the side of the combustion chamber 5 be arranged.

Wie oben beschrieben ist, stimmen in der vorliegenden Ausführungsform die Axialpositionen der Mündungen von Brennstoffdüsen, die derselben ringförmigen Zeile angehören, miteinander überein und der Brennstoff soll vom gleichen Brennstoffhohlraum allen Brennstoffdüsen, die Mündungen bei derselben Position besitzen, zugeführt werden. Alle Brennstoffdüsen 21 enthalten die Mündungen 71 bei derselben Position und diese Brennstoffdüsen 21 empfangen eine Zufuhr des Brennstoffs vom gleichen Brennstoffhohlraum 25. Zusätzlich enthalten alle Brennstoffdüsen 22 die Mündungen 72 bei derselben Position und empfangen eine Zufuhr des Brennstoffs vom gleichen Brennstoffhohlraum 26. Alle Brennstoffdüsen 23 enthalten die Mündungen 73 bei derselben Position und empfangen eine Zufuhr des Brennstoffs vom Brennstoffhohlraum 26.As described above, in the present embodiment, the axial positions of the mouths of fuel nozzles belonging to the same annular row coincide with each other, and the fuel is to be supplied from the same fuel cavity to all of the fuel nozzles having the mouths at the same position. All fuel nozzles 21 contain the mouths 71 at the same position and these fuel nozzles 21 receive a supply of fuel from the same fuel cavity 25th . In addition, all contain fuel nozzles 22nd the mouths 72 at the same position and receive a supply of fuel from the same fuel cavity 26th . All fuel nozzles 23 contain the mouths 73 at the same position and receive a supply of fuel from the fuel cavity 26th .

Zusätzlich sind in der vorliegenden Ausführungsform die Öffnungsdurchmesser der Mündungen 71, die der innersten ringförmigen Zeile angehören, größer gestaltet als die Öffnungsdurchmesser der Mündungen 73, die der äußersten ringförmigen Zeile angehören. Die Öffnungsdurchmesser der Mündungen 72, die der zweiten ringförmigen Zeile angehören, können zu Öffnungsdurchmessern im Bereich vom Öffnungsdurchmesser der Mündungen 71 bis einschließlich zum Öffnungsdurchmesser der Mündungen 73 eingestellt werden und werden in der vorliegenden Ausführungsform gleich dem Öffnungsdurchmesser der Mündungen 73 gestaltet. Es ist festzuhalten, dass die Öffnungsdurchmesser der Auslässe (der Einspritzöffnungen) der Brennstoffdüsen 21 bis 23 größer als die Öffnungsdurchmesser der Mündungen 71 bis 73 sind, um einen Anstieg des Druckverlusts zu vermeiden, der andernfalls durch weiteres Verringern der Brennstoffdurchflüsse, die bei den Mündungen 71 bis 73 verringert wurden, verursacht werden kann.In addition, in the present embodiment, the opening diameters of the mouths are 71 , which belong to the innermost annular row, designed larger than the opening diameter of the mouths 73 belonging to the outermost annular row. The opening diameters of the mouths 72 that belong to the second annular row can have opening diameters in the range of the opening diameter of the mouths 71 up to and including the opening diameter of the mouths 73 can be set and in the present embodiment are equal to the opening diameter of the mouths 73 designed. It should be noted that the opening diameters of the outlets (the injection openings) of the fuel nozzles 21 to 23 larger than the opening diameter of the mouths 71 to 73 are to avoid an increase in pressure drop that would otherwise be caused by further reducing the fuel flows at the orifices 71 to 73 decreased can be caused.

Das Brennstoffzufuhrsystem 200 enthält eine Brennstoffzufuhrquelle 56, eine Hauptstromrohrleitung 57, Zweigrohrleitungen 58 und 59, ein Brennstoffabsperrventil 60 und Brennstoffstromsteuerventile 61 und 62. Die Hauptstromrohrleitung 57 erstreckt sich von der Brennstoffzufuhrquelle 56 und die Hauptstromrohrleitung 57 verzweigt sich in die zwei Zweigrohrleitungen 58 und 59. Die Abzweigrohrleitung 58 ist mit dem Brennstoffhohlraum 25 verbunden und die Abzweigrohrleitung 59 ist mit dem Brennstoffhohlraum 26 verbunden. Das Brennstoffabsperrventil 60 ist in der Hauptstromrohrleitung 57 vorgesehen, das Brennstoffstromsteuerventil 61 ist in der Abzweigrohrleitung 58 vorgesehen und das Brennstoffstromsteuerventil 62 ist in der Abzweigrohrleitung 59 vorgesehen. Durch Öffnen des Brennstoffabsperrventils 60 startet der gasförmige Brennstoff F, den Abzweigrohrleitungen 58 und 59 zugeführt zu werden, und durch Schließen des Brennstoffabsperrventils 60 wird die Zufuhr des gasförmigen Brennstoffs F zu den Abzweigrohrleitungen 58 und 59 abgeschaltet. Die Brennstoffstromsteuerventile 61 und 62 spielen die Rolle des Steuerns der Durchflussmengen des Brennstoffs, der durch die Abzweigrohrleitungen 58 und 59 strömt, gemäß ihren Öffnungen und der Strom des Brennstoffs durch die Abzweigrohrleitungen 58 und 59 kann außerdem durch vollständiges Schließen der Brennstoffstromsteuerventile 61 und 62 abgeschaltet werden. Zum Beispiel wird durch Öffnen des Brennstoffabsperrventils 60 und Vergrößern der Öffnung des Brennstoffstromsteuerventils 61 von seinem vollständigen geschlossenen Zustand die Zufuhrdurchflussmenge des Brennstoffs zum Brennstoffhohlraum 25 erhöht und die Menge der Brennstoffinjektion von der Brennstoffdüse 21 wird erhöht, was wiederum das Brennstoff/Luft-Verhältnis koaxialer Strahlen, die aus den Luftlöchern 51 ausgestoßen werden, erhöht. Entsprechend wird durch Vergrößern der Öffnung des Brennstoffstromsteuerventils 62 von seinem vollständigen geschlossenen Zustand die Zufuhrdurchflussmenge des Brennstoffs zum Brennstoffhohlraum 26 erhöht und die Menge der Brennstoffinjektion von den Brennstoffdüsen 22 und 23 wird erhöht, was wiederum das Brennstoff/Luft-Verhältnis koaxialer Strahlen, die aus den Luftlöchern 52 und 53 ausgestoßen werden, erhöht.The fuel delivery system 200 contains a fuel supply source 56 , a main flow pipeline 57 , Branch pipelines 58 and 59 , a fuel shut-off valve 60 and fuel flow control valves 61 and 62 . The main stream pipeline 57 extends from the fuel supply source 56 and the main flow pipeline 57 branches into the two branch pipelines 58 and 59 . The branch pipeline 58 is with the fuel cavity 25th connected and the branch pipeline 59 is with the fuel cavity 26th connected. The fuel shut-off valve 60 is in the main flow pipeline 57 provided the fuel flow control valve 61 is in the branch pipe 58 provided and the fuel flow control valve 62 is in the branch pipe 59 intended. By opening the fuel shut-off valve 60 starts the gaseous fuel F, the branch pipes 58 and 59 to be supplied and by closing the fuel shut-off valve 60 becomes the supply of the gaseous fuel F to the branch pipelines 58 and 59 switched off. The fuel flow control valves 61 and 62 play the role of controlling the flow rates of fuel passing through the branch pipelines 58 and 59 flows, according to their openings, and the flow of fuel through the branch pipelines 58 and 59 can also be done by fully closing the fuel flow control valves 61 and 62 be switched off. For example, by opening the fuel shut-off valve 60 and increasing the opening of the fuel flow control valve 61 from its fully closed state, the supply flow rate of the fuel to the fuel cavity 25th increases and the amount of fuel injection from the fuel nozzle 21 is increased, which in turn increases the fuel / air ratio of coaxial jets emerging from the air holes 51 be emitted increases. Accordingly, by increasing the opening of the fuel flow control valve 62 from its fully closed state, the supply flow rate of the fuel to the fuel cavity 26th increases and the amount of fuel injection from the fuel nozzles 22nd and 23 is increased, which in turn increases the fuel / air ratio of coaxial jets emerging from the air holes 52 and 53 be emitted increases.

Es ist festzuhalten, dass als der gasförmige Brennstoff F, der von der Brennstoffzufuhrquelle 56 geliefert wird, außer Erdgas, das ein typischer Gasturbinenbrennstoff ist, ein Petroleumgas oder ein Gas, das Wasserstoff oder Kohlenmonoxid enthält, wie z. B. ein Koksofengas, ein Raffinerieabgas oder ein Kohlederivatgas verwendet werden kann.It should be noted that as the gaseous fuel F supplied from the fuel supply source 56 is supplied, except natural gas which is a typical gas turbine fuel, a petroleum gas or a gas containing hydrogen or carbon monoxide such as e.g. B. a coke oven gas, a refinery off-gas or a coal derivative gas can be used.

- Prinzip des Auftretens einer Verbrennungsschwingung -- Principle of the occurrence of a combustion oscillation -

In 4 ist eine herkömmliche Brennerstruktur veranschaulicht. Zum Vergleich veranschaulicht die Figur einen Brenner, der mehrere Luftlöcher und Brennstoffdüsen, die wie in der vorliegenden Ausführungsform in drei konzentrischen ringförmigen Zeilen darin angeordnet sind, besitzt, und die Brennstoffdüsen in allen drei Zeilen besitzen Mündungen Z, die darin bei derselben Axialposition einheitlich installiert sind.In 4th a conventional burner structure is illustrated. For comparison, the figure illustrates a burner having a plurality of air holes and fuel nozzles arranged therein in three concentric annular rows as in the present embodiment, and the fuel nozzles in all three rows have orifices Z unitarily installed therein at the same axial position .

5A bis 5F sind Figuren zum Erläutern des Mechanismus des Auftretens einer Verbrennungsschwingung. Die Graphen von 5A bis 5F repräsentieren zeitliche Druckänderungen, einen Brennstoffzufuhrdifferenzdruck, eine Brennstoffdurchflussmenge und eine Wärmeabgabe, die in der Nähe (einem Bereich E in 4) der Auslässe von Brennstoffdüsenspitzen des Brenners oder in einer Brennkammer (einem Bereich C in 4) auf der stromabwärts liegenden Seite des Brenners beobachtet werden. Es hat sich in den letzten Jahren gezeigt, dass eine Interferenz zwischen einer Druckfluktuation und einer Fluktuation der Wärmeabgabe durch Flammen in der Brennkammer eine Verbrennungsschwingung durch einen Mechanismus wie den, der durch die folgenden Punkte (a) bis (f) dargestellt ist, verursacht. Die Erläuterungen von (a) bis (f) entsprechen jeweils 5A bis 5F.

  1. (a) Eine Fluktuation (die Fluktuationsperiode ist als T definiert) des Drucks Pc tritt in einem stromabwärts liegenden Bereich des Brenners in der Brennkammer (dem Bereich C) auf.
  2. (b) Ähnlich zu (a) fluktuiert der Druck Pe in der Nähe der Auslässe der Brennstoffdüsenspitzen (dem Bereich E) phasengleich mit dem Druck Pc.
  3. (c) Weil der Druck Ps des Brennstoffs im Brennstoffverteiler (den Bereichen S in 4) konstant ist, fluktuiert der Brennstoffzufuhrdifferenzdruck (Ps - Pe) phasenverschoben zu den Drücken Pc und Pe.
  4. (d) Die Durchflussmenge des Brennstoffs, der aus den Brennstoffdüsen zum Bereich E ausgestoßen worden ist, fluktuiert phasengleich mit dem Brennstoffzufuhrdifferenzdruck (Ps - Pe) und das Brennstoff/Luft-Verhältnis im Bereich E (das Durchflussmengenverhältnis des Brennstoffs in Bezug auf Luft) fluktuiert außerdem phasengleich.
  5. (e) Die Brennstoffdurchflussmenge im Bereich C fluktuiert mit einer Phasenverzögerung durch die Konvektionszeit τconv des Brennstoffs aus dem Bereich E zum Bereich C in Bezug auf die Brennstoffdurchflussmengenschwankung im Bereich E und das Brennstoff/LuftVerhältnis im Bereich C fluktuiert außerdem mit derselben Phase.
  6. (f) Das Gemisch des Brennstoffs und der Luft wird verbrannt und gibt im Bereich C Wärme ab und die Wärmeabgabe durch Flammen fluktuiert phasengleich mit dem Brennstoff/Luft-Verhältnis.
5A to 5F are figures for explaining the mechanism of occurrence of combustion vibration. The graphs of 5A to 5F represent changes in pressure with time, a fuel supply differential pressure, a fuel flow rate and a heat release occurring in the vicinity (an area E in 4th ) the outlets of fuel nozzle tips of the burner or in a combustion chamber (an area C in 4th ) can be observed on the downstream side of the burner. It has been found in recent years that an interference between a pressure fluctuation and a fluctuation in heat output by flames in the combustion chamber causes combustion vibration by a mechanism such as that represented by the following items (a) to (f). The explanations from (a) to (f) correspond to each other 5A to 5F .
  1. (a) A fluctuation (the fluctuation period is defined as T) of the pressure Pc occurs in a downstream area of the burner in the combustion chamber (the area C).
  2. (b) Similar to (a), the pressure Pe fluctuates near the outlets of the fuel nozzle tips (the area E) in phase with the pressure Pc.
  3. (c) Because the pressure Ps of the fuel in the fuel rail (the areas S in 4th ) is constant, the fuel supply differential pressure (Ps - Pe) fluctuates out of phase with the pressures Pc and Pe.
  4. (d) The flow rate of the fuel ejected from the fuel nozzles to the area E fluctuates in phase with the fuel supply differential pressure (Ps - Pe) and the fuel / air ratio in the area E (the flow rate ratio of the fuel with respect to air) fluctuates also in phase.
  5. (e) The fuel flow rate in the area C fluctuates with a phase delay due to the convection time τconv of the fuel from the area E to the area C with respect to the fuel flow rate fluctuation in the area E and the fuel / air ratio in the area C also fluctuates with the same phase.
  6. (f) The mixture of the fuel and the air is burned and gives off heat in the area C and the heat output by flames fluctuates in phase with the fuel / air ratio.

Die oben beschriebene Reihe von Schwankungen in (a) bis (f) tritt auf und die Druckfluktuation (in 5A) und die Wärmeabgabefluktuation (in 5F) sind im Bereich C phasengleich, derart, dass sie einander verstärken; als ein Ergebnis tritt eine Verbrennungsschwingung auf.The series of fluctuations in (a) to (f) described above occur and the pressure fluctuation (in 5A) and the heat output fluctuation (in 5F) are in phase in region C such that they reinforce each other; as a result, combustion oscillation occurs.

6 ist eine Figur, die eine Druckfluktuationsverteilung und eine Brennstoffdurchflussmengen-Fluktuationsverteilung in einer Brennkammer eines herkömmlichen Brenners repräsentiert. In 6 ist die Druckfluktuationsverteilung durch Darstellen von Maxima/Minima der Amplitude, die in der Axialrichtung fluktuiert, (von Spitzenwerten/Nulldurchgängen der Fluktuationsamplitude) durch Schattieren dargestellt. Zusätzlich stellt 6 die Brennstoffdurchflussmengen-Fluktuationsverteilung durch Darstellen von Maxima/Minima der Amplitude, die in der Axialrichtung fluktuiert, (von Spitzenwerten/Nulldurchgängen der Fluktuationsamplitude) durch Sinusschwingungen dar. Ebenen, die durch Punkte gleicher Phasen in der Druckfluktuationsverteilung in der Brennkammer verlaufen, ergeben sich parallel zu einer Brenneroberfläche (einer Luftlochplatte). Dann sind außerdem, weil die Mündungen Z der Brennstoffdüsen im herkömmlichen Brenner in allen drei Zeilen bei derselben Axialposition installiert sind, Ebenen, die durch Punkte gleicher Phase in der Durchflussmengenfluktuationsverteilung des Brennstoffs, der aus den Brennstoffdüsen ausgestoßen wird, verlaufen, unvermeidbar parallel zur Brenneroberfläche. Dies führt zu einem Anstieg in Bereichen in der Brennkammer, in denen die Druckfluktuation und die Brennstoffdurchflussmengenschwankung aufgrund der übereinstimmenden Phasen einander verstärken, und somit tritt wahrscheinlich eine Verbrennungsschwingung im gesamten Bereich, der sich stromabwärts der drei Zeilen Luftlöcher befindet, auf. 6th Fig. 13 is a figure representing a pressure fluctuation distribution and a fuel flow rate fluctuation distribution in a combustion chamber of a conventional burner. In 6th The pressure fluctuation distribution is represented by representing maxima / minima of the amplitude fluctuating in the axial direction (peaks / zero crossings of the fluctuation amplitude) by shading. Additionally provides 6th the fuel flow rate fluctuation distribution by representing maxima / minima of the amplitude fluctuating in the axial direction (of peaks / zero crossings of the fluctuation amplitude) by sinusoidal oscillations. Planes passing through points of equal phases in the pressure fluctuation distribution in the combustion chamber result in parallel to a burner surface (an air vent plate). Then, in addition, since the orifices Z of the fuel nozzles in the conventional burner are installed in all three rows at the same axial position, planes passing through points of same phase in the flow rate fluctuation distribution of the fuel ejected from the fuel nozzles are inevitably parallel to the burner surface. This leads to an increase in areas in the combustion chamber where the pressure fluctuation and the fuel flow rate fluctuation due to the coincident phases increase each other, and thus combustion oscillation is likely to occur in the entire area downstream of the three rows of air holes.

- Wirkungen -- Effects -

(1) Gemäß der vorliegenden Ausführungsform kann, weil die Axialpositionen von Mündungen zwischen Düsengruppen verschieden sind, das Auftreten einer Verbrennungsschwingung selbst unter einer Teillastbedingung unterdrückt werden. Das Prinzip wird unten erläutert.(1) According to the present embodiment, since the axial positions of orifices are different between nozzle groups, the occurrence of combustion vibration can be suppressed even under a part load condition. The principle is explained below.

7 ist eine Figur, die eine Druckfluktuationsverteilung und eine Brennstoffdurchflussmengen-Fluktuationsverteilung in der Brennkammer des Brenners gemäß der ersten Ausführungsform repräsentiert. Ähnlich zu 6 veranschaulicht 7 außerdem Spitzenwerte/Nulldurchgänge der Fluktuationsamplitude in der Druckfluktuationsverteilung und der Brennstoffdurchflussmengen-Fluktuationsverteilung durch Schattieren bzw. Sinusschwingungen. Außerdem sind sich in der vorliegenden Ausführungsform Ebenen, die in der Druckfluktuationsverteilung in der Brennkammer durch Punkte gleicher Phasen verlaufen, wie im herkömmlichen Brenner parallel zur Brenneroberfläche. Im Gegensatz sind in der vorliegenden Ausführungsform, weil die Axialpositionen von Mündungen zwischen Düsengruppen verschieden gestaltet sind, Ebenen, die durch Punkte gleicher Phase in der Durchflussmengenfluktuationsverteilung des Brennstoffs, der aus den Brennstoffdüsen 21 bis 23 ausgestoßen wird, verlaufen, in Bezug auf die Brenneroberfläche geneigt. Dies beschränkt Bereiche, in denen die Phasen der Druckfluktuation und der Brennstoffdurchflussmengenschwankung miteinander übereinstimmen, und somit tritt weniger wahrscheinlich in dem gesamten Bereich, der sich stromabwärts der Luftlöcher 51 bis 53 befindet, eine Verbrennungsschwingung auf. Dadurch kann das Auftreten einer Verbrennungsschwingung unterdrückt werden und kann die strukturelle Zuverlässigkeit der Gasturbinenverbrennungsvorrichtung mit magerer Verbrennung verbessert werden. 7th Fig. 13 is a figure representing a pressure fluctuation distribution and a fuel flow rate fluctuation distribution in the combustion chamber of the burner according to the first embodiment. Similar to 6th illustrated 7th and peak values / zero crossings of the fluctuation amplitude in the pressure fluctuation distribution and the fuel flow rate fluctuation distribution by shading and sine waves, respectively. In addition, in the present embodiment, planes which run in the pressure fluctuation distribution in the combustion chamber through points of the same phase are parallel to the burner surface as in the conventional burner. On the contrary, in the present embodiment, since the axial positions of orifices between nozzle groups are made different, planes defined by points of same phase in the flow rate fluctuation distribution of the fuel flowing from the fuel nozzles 21 to 23 is ejected, extend inclined with respect to the burner surface. This restricts areas in which the phases of the pressure fluctuation and the fuel flow rate fluctuation coincide with each other, and thus less likely to occur in the entire area located downstream of the air holes 51 to 53 is located, a combustion oscillation. Thereby, the occurrence of combustion vibration can be suppressed and the structural reliability of the lean-burn gas turbine combustion apparatus can be improved.

Zusätzlich werden in der vorliegenden Ausführungsform die Brennstoffdurchflüsse des gasförmigen Brennstoffs F aus einer großen Anzahl der Brennstoffdüsen 21 bis 23 getrennt eingespritzt und es wird einzeln verursacht, dass jeder Brennstoffdurchfluss durch ein entsprechendes Luftloch 51 bis 53 verläuft. Dadurch ist es möglich, zu verursachen, dass jeder Brennstoffdurchfluss als koaxiale Strahlen, die durch die Druckluft A2 umgeben sind, zur Brennkammer 5 ausgestoßen wird. Dadurch kann die Brennstoffdispersion verbessert werden, um NOx-Emissionen zu verringern.In addition, in the present embodiment, the fuel flows of the gaseous fuel F are made from a large number of the fuel nozzles 21 to 23 injected separately and it is individually caused that each fuel flow through a corresponding air hole 51 to 53 runs. This makes it possible to cause any fuel flow as coaxial jets going through the compressed air A2 are surrounded to Combustion chamber 5 is expelled. This can improve fuel dispersion to reduce NOx emissions.

(2) Wenn die Gasturbine gemäß der vorliegenden Ausführungsform zu laufen beginnt, nachdem der gasförmige Brennstoff F zu den Brennstoffdüsen 21 in der ersten (innersten) Zeile geliefert und gezündet wurde, wird der gasförmige Brennstoff F außerdem unter einer Teillastbedingung zu den Brennstoffdüsen 22 und 23 in der zweiten und der dritten Zeile geliefert und die Last wird zu einer Basislastbedingung erhöht. In einer Verbrennungsvorrichtung, die auf diese Weise betrieben wird, werden Spezifikationen wie z. B. die Längen von Brennstoffdüsen und die Öffnungsdurchmesser der Auslässe (der Einspritzöffnungen) von Brennstoffdüsen häufig für jede ringförmige Zeile festgesetzt. Entsprechend kann durch Festsetzen der Spezifikationen von Mündungen außerdem für jede ringförmige Zeile, d. h. durch Bereitstellen von Düsen identischer Spezifikationen mit identischen Mündungen bei denselben Positionen, die Anzahl von Brennstoffdüsen, die hergestellt werden müssen, verringert werden und dies trägt zur Verringerung der Herstellungskosten von Brennstoffdüsen bei.(2) When the gas turbine according to the present embodiment starts to run after the gaseous fuel F reaches the fuel nozzles 21 has been delivered and ignited in the first (innermost) row, the gaseous fuel F is also supplied to the fuel nozzles under a part load condition 22nd and 23 in the second and third lines and the load is increased to a base load condition. In a combustion apparatus operated in this way, specifications such as. B. the lengths of fuel nozzles and the opening diameters of the outlets (the injection ports) of fuel nozzles are often fixed for each annular row. Accordingly, by setting the specifications of orifices also for each ring-shaped row, that is, by providing nozzles of identical specifications with identical orifices at the same positions, the number of fuel nozzles to be manufactured can be reduced and this contributes to reducing the manufacturing cost of fuel nozzles .

Aus dieser Perspektive können in der vorliegenden Ausführungsform, weil die Axialpositionen der Mündungen von Brennstoffdüsen, die derselben ringförmigen Zeile angehören, miteinander übereinstimmen, die Herstellungskosten von Brennstoffdüsen verringert werden, was wiederum die Herstellungskosten des Brenners 8, der Verbrennungsvorrichtung 3 und des Gasturbinenkraftwerks verringert.From this perspective, in the present embodiment, since the axial positions of the mouths of fuel nozzles belonging to the same annular row coincide with each other, the manufacturing cost of fuel nozzles can be reduced, which in turn can reduce the manufacturing cost of the burner 8th , the combustion device 3 and the gas turbine power plant.

(3) In der vorliegenden Ausführungsform sind die Öffnungsdurchmesser der Mündungen 71, die an den Brennstoffdüsen 21, die der innersten ringförmigen Zeile angehören, vorgesehen sind, größer gestaltet als die Öffnungsdurchmesser der Mündungen 73, die an den Brennstoffdüsen 23, die der äußersten ringförmigen Zeile angehören, vorgesehen sind. Durch größer Gestalten der Öffnungsdurchmesser von Mündungen in inneren ringförmigen Zeilen, die kleinere Anzahlen von Brennstoffdüsen enthalten, kann auf diese Weise ein übermäßiger Anstieg eines Brennstoffzufuhrdifferenzdrucks unterdrückt werden.(3) In the present embodiment, the opening diameters of the orifices are 71 attached to the fuel nozzles 21 belonging to the innermost annular row are provided, designed larger than the opening diameter of the mouths 73 attached to the fuel nozzles 23 belonging to the outermost annular row are provided. In this way, by making the opening diameters of orifices in inner annular lines containing smaller numbers of fuel nozzles larger, an excessive increase in a fuel supply differential pressure can be suppressed.

Es ist allerdings festzuhalten, dass es, solange die wesentliche Wirkung (1), die oben erwähnt wurde, erreicht werden kann, nicht notwendigerweise erforderlich ist, den Öffnungsdurchmesser von Mündungen verschieden von einem Weiteren zu gestalten, und in einer möglichen Konfiguration stimmen die Öffnungsdurchmesser der Mündungen 71 bis 73 miteinander überein.It should be noted, however, that as long as the essential effect ( 1 ) mentioned above can be achieved, it is not necessarily necessary to make the opening diameter of mouths different from another, and in one possible configuration the opening diameters of the mouths are correct 71 to 73 coincide with each other.

(Zweite Ausführungsform)(Second embodiment)

- Konfiguration -- configuration -

8 ist eine Querschnittansicht, die die Konfiguration von Hauptabschnitten des Brenners, der an der Gasturbinenverbrennungsvorrichtung gemäß der zweiten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung vorgesehen ist, darstellt und die zentrale Achse des Brenners enthält. 9 ist eine Figur des Brenners, der an der Gasturbinenverbrennungsvorrichtung gemäß der zweiten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung vorgesehen ist, von der Brennkammer gesehen. Diese 8 und 9 entsprechen 2 und 3, die entsprechend die erste Ausführungsform veranschaulichen. 8th Fig. 13 is a cross-sectional view showing the configuration of main portions of the burner provided to the gas turbine combustion apparatus according to the second embodiment of the present invention and including the central axis of the burner. 9 Fig. 13 is a figure of the combustor provided on the gas turbine combustion apparatus according to the second embodiment of the present invention as viewed from the combustor. This 8th and 9 correspond 2 and 3 respectively illustrating the first embodiment.

Die vorliegende Ausführungsform ist von der ersten Ausführungsform dahingehend verschieden, dass ringförmige Zeilen in mehrere Bereiche X1 bis X3 in der Umfangsrichtung gruppiert sind, Düsengruppen gemäß diesen Bereichen X1 bis X3 gruppiert sind und Brennstoffdüsen, die Mündungen bei verschiedenen Axialpositionen besitzen, in der gleichen ringförmigen Zeile gemischt vorhanden sind. Die Mündungen 71 bis 73, die zum Bereich X1 gehören, befinden sich bei derselben Axialposition in einer Entfernung L4 von den Düsenauslässen und die Mündungen 71 bis 73, die zum Bereich X2 gehören, befinden sich bei derselben Axialposition in einer Entfernung L5 (> L4) von den Düsenauslässen. Obwohl sie in 8 nicht dargestellt sind, befinden sich die Mündungen 71 bis 73, die zum Bereich X3 gehören, bei derselben Axialposition in einer Entfernung L6 (> L5) von den Düsenauslässen. Die Luftlöcher 51 bis 53 im Bereich XI, die in 9 ohne Schraffur dargestellt sind, entsprechen den Mündungen 71 bis 73 bei der Position bei der Entfernung L4. Die Luftlöcher 51 bis 53, die im Bereich X2 durch eine Schraffur nach rechts oben verschieden dargestellt sind, entsprechen den Mündungen 71 bis 73 bei der Position bei der Entfernung L5 und die Luftlöcher 51 bis 53, die im Bereich X3 durch eine Schraffur nach rechts unten verschieden dargestellt sind, entsprechen den Mündungen 71 bis 73 bei der Position bei der Entfernung L6. Auf diese Weise sind die Brennstoffdüsen 21, die die Mündungen 71 bei verschiedenen Axialpositionen besitzen, in der ersten (der innersten) ringförmigen Zeile gemischt vorhanden. Entsprechend sind die Brennstoffdüsen 22, die die Mündungen 72 bei verschiedenen Axialpositionen besitzen, in der zweiten ringförmigen Zeile gemischt vorhanden und sind die Brennstoffdüsen 23, die die Mündungen 73 bei verschiedenen Axialpositionen besitzen, in der dritten (der äußersten) ringförmigen Zeile gemischt vorhanden.The present embodiment is different from the first embodiment in that ring-shaped rows are grouped into plural areas X1 to X3 in the circumferential direction, nozzle groups are grouped according to these areas X1 to X3, and fuel nozzles having orifices at different axial positions are grouped in the same ring-shaped row mixed are available. The mouths 71 to 73 belonging to the area X1 are at the same axial position at a distance L4 from the nozzle outlets and the orifices 71 to 73 belonging to the area X2 are at the same axial position at a distance L5 (> L4) from the nozzle outlets. Although they are in 8th are not shown, are the mouths 71 to 73 belonging to area X3 at the same axial position at a distance L6 (> L5) from the nozzle outlets. The air holes 51 to 53 in area XI, which is in 9 shown without hatching correspond to the mouths 71 to 73 at the position at distance L4. The air holes 51 to 53 , which are shown differently in the area X2 by hatching to the top right, correspond to the mouths 71 to 73 at the position at distance L5 and the air holes 51 to 53 , which are shown differently in area X3 by hatching to the bottom right, correspond to the mouths 71 to 73 at the position at distance L6. This is how the fuel nozzles are 21 that are the mouths 71 at different axial positions, mixed in the first (innermost) annular row. The fuel nozzles are accordingly 22nd that are the mouths 72 at different axial positions are present mixed in the second annular row and are the fuel nozzles 23 that are the mouths 73 at different axial positions, mixed present in the third (the outermost) annular row.

Weitere Aspekte, die die Konfigurationen der Brennstoffdüsen 21 bis 23 und der Luftlöcher 51 bis 53, ein Vorsehen lediglich einer Mündung bei einer Brennstoffdüse und ein großes Gestalten der Öffnungsdurchmesser der Mündungen 71 in einer inneren Zeile enthalten, sind ähnlich zur ersten Ausführungsform.Other aspects affecting the configurations of the fuel nozzles 21 to 23 and the air holes 51 to 53 , a provision of only one mouth at one Fuel nozzle and a large shaping of the opening diameters of the mouths 71 contained in an inner row are similar to the first embodiment.

- Wirkungen -- Effects -

In der vorliegenden Ausführungsform können die folgenden Wirkungen zusätzlich zu den Wirkungen, die in (1) und (3) beschrieben sind und die ähnlich zur ersten Ausführungsform sind, erreicht werden. Wenn die Gasturbine gemäß der vorliegenden Ausführungsform zu laufen beginnt, nachdem der gasförmige Brennstoff F zu den Brennstoffdüsen 21 in der ersten (der innersten) Zeile geliefert und gezündet worden ist, wird der gasförmige Brennstoff F außerdem unter einer Teillastbedingung zu den Brennstoffdüsen 22 und 23 in der zweiten und der dritten Zeile geliefert und die Last wird zu einer Basislastbedingung erhöht. Selbst in einem Zustand, in dem lediglich die Brennstoffdüsen 21 in der ersten Zeile in diesem Prozess verwendet werden, sind die Brennstoffdüsen 21, die die Mündungen 71 bei verschiedenen Axialpositionen besitzen, gemischt vorhanden und Ebenen, die durch Punkte gleicher Phase in der Durchflussmengenfluktuation des Brennstoffs, der aus den Brennstoffdüsen 21 ausgestoßen wird, verlaufen, sind in Bezug auf die Brenneroberfläche geneigt. Dadurch ist es in jedem Schritt der Aktivierung der Gasturbine möglich, die Bildung von Bereichen, in denen die Phasen der Druckfluktuation und der Brennstoffdurchflussmengenschwankung miteinander übereinstimmen, zu unterdrücken und das Auftreten einer Verbrennungsschwingung zu unterdrücken.In the present embodiment, the following effects can be obtained in addition to the effects described in (1) and (3) which are similar to the first embodiment. According to the present embodiment, when the gas turbine starts to run after the gaseous fuel F reaches the fuel nozzles 21 in the first (innermost) row has been delivered and ignited, the gaseous fuel F is also made to the fuel nozzles under a part load condition 22nd and 23 in the second and third lines and the load is increased to a base load condition. Even in a state in which only the fuel nozzles 21 The first line used in this process are the fuel nozzles 21 that are the mouths 71 at different axial positions have mixed and present planes indicated by points of equal phase in the flow rate fluctuation of the fuel emerging from the fuel nozzles 21 are ejected, are inclined with respect to the burner surface. Thereby, in each step of the activation of the gas turbine, it is possible to suppress the formation of regions in which the phases of the pressure fluctuation and the fuel flow rate fluctuation coincide with each other and to suppress the occurrence of combustion oscillation.

(Dritte Ausführungsform)(Third embodiment)

- Konfiguration -- configuration -

10 ist ein schematisches Konfigurationsdiagramm des Gasturbinenkraftwerks, das die Gasturbinenverbrennungsvorrichtung gemäß einer dritten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung enthält, und 11 ist eine Figur des Brenners, der an der Gasturbinenverbrennungsvorrichtung gemäß der dritten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung vorgesehen ist, von der Brennkammer gesehen. Die vorliegende Ausführungsform ist von der ersten Ausführungsform und der zweiten Ausführungsform dahingehend verschieden, dass die vorliegende Erfindung auf einen Mehrfachbrenner, der mehrere Brenner enthält, angewendet wird. Die Verbrennungsvorrichtung 3 gemäß der vorliegenden Ausführungsform enthält ein Vorsteuerbrenner 31 und mehrere Hauptbrenner 32 (im vorliegenden Beispiel sechs Brenner 32) und die mehreren Hauptbrenner 32 sind derart angeordnet, dass sie den Umfang des einen Vorsteuerbrenners 31, der im Zentrum angeordnet ist, umgeben. Der Brenner 8 gemäß der ersten Ausführungsform oder der zweite Ausführungsform kann als der Vorsteuerbrenner 31 und die einzelnen Hauptbrenner 32 verwendet werden. Zum Beispiel kann der Brenner 8 gemäß der ersten Ausführungsform auf alle des Vorsteuerbrenners 31 und der Hauptbrenner 32 angewendet werden oder der Brenner 8 gemäß der zweiten Ausführungsform kann auf alle des Vorsteuerbrenners 31 und der Hauptbrenner 32 angewendet werden. Der Brenner 8 gemäß der ersten Ausführungsform und der Brenner 8 gemäß der zweiten Ausführungsform können außerdem gemischt vorhanden sein, wie jeweils anwendbar ist. Die Luftlochplatte 20 kann durch den Vorsteuerbrenner 31 und die mehreren Hauptbrenner 32 gemeinsam verwendet werden (die Luftlöcher 51 bis 53 für die einzelnen Brenner können durch die eine Luftlochplatte 20 gebildet sein). 10 FIG. 13 is a schematic configuration diagram of the gas turbine power plant including the gas turbine combustion apparatus according to a third embodiment of the present invention, and FIG 11 Fig. 13 is a figure of the combustor provided on the gas turbine combustion apparatus according to the third embodiment of the present invention as viewed from the combustor. The present embodiment is different from the first embodiment and the second embodiment in that the present invention is applied to a multiple burner including a plurality of burners. The combustion device 3 according to the present embodiment includes a pilot burner 31 and several main burners 32 (in this example six burners 32 ) and the multiple main burners 32 are arranged in such a way that they fit the circumference of a pilot control burner 31 , which is arranged in the center. The burner 8th according to the first embodiment or the second embodiment can be used as the pilot burner 31 and the individual main burners 32 be used. For example, the burner can 8th according to the first embodiment on all of the pilot control burner 31 and the main burner 32 be applied or the burner 8th according to the second embodiment, all of the pilot control burner 31 and the main burner 32 be applied. The burner 8th according to the first embodiment and the burner 8th according to the second embodiment may also be mixed as applicable. The vent plate 20th can through the pilot burner 31 and the multiple main burners 32 used together (the air holes 51 to 53 for the individual burners can through the one air hole plate 20th be formed).

Im Brennstoffzufuhrsystem 200 ist die Anzahl der Sätze der Abzweigrohrleitungen 58 und 59, die von der Hauptstromrohrleitung 57 abzweigen, gleich der Gesamtanzahl (im vorliegenden Beispiel sieben) des Vorsteuerbrenners 31 und der Hauptbrenner 32 und die Abzweigrohrleitungen 58 und 59 sind mit den Brennstoffhohlräumen 25 und 26 entsprechender Brenner verbunden. Die Hauptbrenner 32 können derart konfiguriert sein, dass mindestens zwei Brenner ein Brennstoffzufuhrsystem (die Abzweigrohrleitung 59 und das Brennstoffstromsteuerventil 62) gemeinsam verwenden. Ähnlich der ersten Ausführungsform und der zweiten Ausführungsform sind die Hauptstromrohrleitung 57 und die Abzweigrohrleitungen 58 und 59 mit dem Brennstoffabsperrventil 60 bzw. den Brennstoffstromsteuerventilen 61 und 62 versehen.In the fuel supply system 200 is the number of sets of branch pipelines 58 and 59 coming from the main stream pipeline 57 branch, equal to the total number (in this example seven) of the pilot control burner 31 and the main burner 32 and the branch pipelines 58 and 59 are with the fuel cavities 25th and 26th corresponding burner connected. The main burners 32 can be configured so that at least two burners have a fuel supply system (the branch pipeline 59 and the fuel flow control valve 62 ) together. Similar to the first embodiment and the second embodiment are the main flow piping 57 and the branch pipelines 58 and 59 with the fuel shut-off valve 60 or the fuel flow control valves 61 and 62 Mistake.

Die vorliegende Ausführungsform ist hinsichtlich weiterer Aspekte ähnlich der ersten Ausführungsform und der zweiten Ausführungsform.The present embodiment is similar to the first embodiment and the second embodiment in other respects.

- Wirkungen -- Effects -

Durch Anwenden der Brennerkonfiguration gemäß der ersten Ausführungsform oder der zweiten Ausführungsform auf den Vorsteuerbrenner 31 und die Hauptbrenner 32, um einen Mehrfachbrenner zu bilden, können Wirkungen erreicht werden, die ähnlich denen sind, die gemäß der ersten Ausführungsform, der zweiten Ausführungsform oder sowohl der ersten Ausführungsform als auch der zweiten Ausführungsform erreicht werden, selbst wenn die vorliegende Erfindung auf eine Gasturbine mit hoher Kapazität angewendet wird.By applying the burner configuration according to the first embodiment or the second embodiment to the pilot burner 31 and the main burners 32 To form a multiple burner, effects similar to those achieved according to the first embodiment, the second embodiment, or both of the first embodiment and the second embodiment can be obtained even when the present invention is applied to a large capacity gas turbine is applied.

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Claims (5)

Gasturbinenverbrennungsvorrichtung, die Folgendes umfasst: eine rohrförmige Auskleidung, die eine Brennkammer bildet; und einen Brenner, der Folgendes enthält: eine Luftlochplatte, die bei einem Einlass der Auskleidung angeordnet ist und die mit mehreren Luftlöcher zum Leiten von Druckluft zur Brennkammer versehen ist, und mehrere Brennstoffdüsen, die auf einer Seite gegenüber der Brennkammer mit der Luftlochplatte dazwischen eingeklemmt angeordnet sind, wobei die mehreren Brennstoffdüsen jeweils einen Brennstoff in Richtung eines entsprechenden Luftlochs einspritzen, wobei die Luftlöcher und die Brennstoffdüsen mehrere konzentrische ringförmige Zeilen bilden, wobei die mehreren Brennstoffdüsen jeweils eine Mündung in einem Brennstoffströmungskanal enthalten und in mehrere Düsengruppen gruppiert sind und Axialpositionen der Mündungen zwischen den Düsengruppen verschieden sind.A gas turbine combustion apparatus comprising: a tubular liner defining a combustion chamber; and a burner that contains: an air hole plate which is arranged at an inlet of the liner and which is provided with a plurality of air holes for guiding compressed air to the combustion chamber, and a plurality of fuel nozzles arranged on a side opposite the combustion chamber with the air hole plate sandwiched therebetween, the plurality of fuel nozzles each injecting a fuel towards a corresponding air hole, wherein the air holes and the fuel nozzles form a plurality of concentric annular rows, wherein the plurality of fuel nozzles each include an orifice in a fuel flow channel and are grouped into a plurality of nozzle groups, and Axial positions of the mouths between the nozzle groups are different. Gasturbinenverbrennungsvorrichtung nach Anspruch 1, wobei Brennstoffdüsen, die in dieselbe Düsengruppe gruppiert sind, derselben ringförmigen Zeile angehören und die Axialpositionen der Mündungen der Brennstoffdüsen, die derselben ringförmigen Zeile angehören, miteinander übereinstimmen.Gas turbine combustion apparatus according to Claim 1 wherein fuel nozzles grouped in the same nozzle group belong to the same annular row, and the axial positions of the mouths of the fuel nozzles belonging to the same annular row coincide with each other. Gasturbinenverbrennungsvorrichtung nach Anspruch 1, die ferner Folgendes umfasst: mehrere Brennstoffhohlräume, die einen Brennstoff zu mehreren Brennstoffdüsen, die entsprechenden ringförmigen Zeilen angehören, getrennt liefern, wobei die ringförmigen Zeilen in mehrere Bereiche in einer Umfangsrichtung gruppiert sind, Brennstoffdüsen, die in dieselbe Düsengruppe gruppiert sind, demselben Bereich angehören, und Brennstoffdüsen, die Mündungen bei verschiedenen Axialpositionen enthalten, in derselben ringförmigen Zeile gemischt vorhanden sind.Gas turbine combustion apparatus according to Claim 1 Further comprising: a plurality of fuel cavities separately supplying fuel to a plurality of fuel nozzles belonging to respective annular rows, the annular rows being grouped into a plurality of regions in a circumferential direction, fuel nozzles grouped into the same nozzle group belonging to the same region , and fuel nozzles containing orifices at different axial positions are mixed in the same annular row. Gasturbinenverbrennungsvorrichtung nach Anspruch 1, wobei Öffnungsdurchmesser von Mündungen, die einer innersten ringförmigen Zeile angehören, größer als Öffnungsdurchmesser von Mündungen, die einer äußersten ringförmigen Zeile angehören, sind.Gas turbine combustion apparatus according to Claim 1 wherein opening diameters of mouths belonging to an innermost annular row are larger than opening diameters of mouths belonging to an outermost annular row. Gasturbinenverbrennungsvorrichtung nach Anspruch 1, die ferner Folgendes umfasst: mehrere Brenner.Gas turbine combustion apparatus according to Claim 1 further comprising: multiple burners.
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