DE2839703C2 - - Google Patents
Info
- Publication number
- DE2839703C2 DE2839703C2 DE2839703A DE2839703A DE2839703C2 DE 2839703 C2 DE2839703 C2 DE 2839703C2 DE 2839703 A DE2839703 A DE 2839703A DE 2839703 A DE2839703 A DE 2839703A DE 2839703 C2 DE2839703 C2 DE 2839703C2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- section
- stage
- fuel
- double ring
- burner
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/34—Feeding into different combustion zones
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
Die Erfindung bezieht sich auf einen Doppelringbrenner für
ein Gasturbinentriebwerk gemäß dem Oberbegriff des Pa
tentanspruchs 1.
Ein derartiger Doppelringbrenner ist bekannt aus der
US-Z "Aviation Week & Space Technology", 26. August 1974,
S. 56-59. Bei diesem sind zwei Stufen konzentrisch in einer
Brennkammerauskleidung angeordnet, wobei in der an der Au
ßenseite angeordneten Pilotstufe eine Zündeinrichtung vor
handen ist, die relativ einfach in der äußeren Verkleidung
montiert sein kann. Die Pilotstufe arbeitet bei niedrigen
Temperaturen und einem kleinen Brennstoff/Luft-Verhältnis
während des Leerlaufes des Triebwerkes. Die Hauptstufe, die
an der Innenseite angeordnet ist, wird später mit Brenn
stoff versorgt und von der Pilotstufe gezündet, um bei ho
hen Temperaturen und einem relativ großen Brennstoff/Luft-
Verhältnis zu arbeiten.
Bei diesem Doppelringbrenner, wo die Höhe der Brennkammer
größer ist als der Düsenringraum der Turbine, ist der äu
ßere Abschnitt gerade und von kurzer Länge, und der innere
Abschnitt ist gekrümmt und hat eine größere Länge. Diese
strukturellen Relationen sind aus einer Reihe von Gründen
nachteilig. Bei Trieb
werksleerlauf arbeitet die Pilotstufe bei niedrigen Temperaturen und
Drücken am Kompressorausgang, und die Reaktionsgeschwindig
keiten sind somit relativ langsam. Um eine nahezu vollstän
dige Verbrennung zu gestatten, um dadurch die Menge an Koh
lenwasserstoff- und Kohlenstoffmonoxid-Emissionen zu ver
ringern, ist es vorteilhaft, eine lange Verweilzeit zu ha
ben, eine Charakteristik, die bei der kürzeren, radial au
ßen liegenden Pilotstufe naturgemäß nicht vorhanden ist.
Andererseits ist es in der Hauptstufe, wo die Emission von
Distickstoffoxiden das Hauptproblem darstellt, wünschens
wert, die Verweilzeit möglichst kurz zu halten, um auf
diese Weise auch die Bildung von Distickstoffoxiden auf ein
Minimum zu reduzieren. Wiederum ist die Anordnung der
Hauptstufe auf der radial innen liegenden Seite für diesen
Zweck abträglich, da dieser Abschnitt notwendigerweise län
ger ist als derjenige auf der Außenseite.
Ein weiterer Nachteil bei der Anordnung der Hauptstufe auf
der radial inneren Seite besteht darin, daß die aus dem
Brenner austretenden Gase mit einer höheren Temperatur die
Tendenz haben, gegen die gekrümmte, innere Auskleidung der
Brennkammer zu strömen. Deshalb muß für eine hochgradige
Kühlung dieser Verkleidung gesorgt werden, um ein Durch
brennen zu verhindern. Außerdem wäre es für die Turbinenle
bensdauer ideal, ein Temperaturprofil zu haben, bei dem die
Temperaturen an dem inneren Durchmesser niedriger sind als
an dem äußeren Durchmesser. Bei radial innen angeordneter
Hauptstufe jedoch befinden sich die höheren Temperaturen an
der Innenseite der Turbine.
Die der Erfindung zugrunde liegende Aufgabe besteht deshalb
darin, an einem Doppelringbrenner der gattungsgemäßen Art
die genannten Emissionen zu vermindern.
Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe durch die kennzeichnen
den Merkmale des Patentanspruchs 1 gelöst.
Hierdurch werden die relativen Positionen der Pilot- und
der Hauptstufe des bekannten Doppelringbrenners umgekehrt,
das heißt, die Pilotstufe wird in dem radial inneren Ab
schnitt des Brenners und die Hauptstufe in dem radial äuße
ren Abschnitt angeordnet. Auf diese Weise wird die effek
tive Länge des Hauptstufenabschnittes relativ kurz und die
effektive Länge des Pilotstufenabschnittes relativ lang.
Weiterhin ist das Profil der Hauptstufe gerade, so daß die
heißen Gase nicht auf die Brennkammerauskleidung aufpral
len, sondern stattdessen prallen die eine niedrige Tempera
tur aufweisenden Gase von der Pilotstufe gegen die innere
Auskleidung des Brenners. Schließlich weist das resultie
rende Temperaturprofil am Turbineneinlaß höhere Temperatu
ren in Richtung auf die radial äußere Seite auf.
Ausgestaltungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteran
sprüchen.
Bei der Anordnung der Zündeinrichtung gemäß Anspruch 2 kann
diese als Rohr entweder gerade oder gekrümmt sein und weist
keramische Isolatoren auf, die zwischen den Zündleitern und
dem äußeren Rohr angeordnet sind.
Aus der DE-OS 22 23 093 ist ein Doppelringbrenner bekannt,
der in zwei konzentrischen Ringen angeordnete Brenner auf
weist.
Die Erfindung wird anhand der folgenden Beschreibung und
der Zeichnung von Ausführungsbeispielen erläutert.
Fig. 1 ist eine axiale Schnittansicht von einem
Doppelringbrenner gemäß der Erfindung.
Fig. 2 ist eine Querschnittsansicht entlang der Linie
2-2 in Fig. 1.
Fig. 3 ist eine Teilschnittansicht von einem
modifizierten Brenner.
Fig. 4 ist eine Querschnittsansicht entlang der Linie
4-4 in Fig. 3.
In Fig. 1 ist bei 10 eine kontinuierlich brennende Verbren
nungseinrichtung für ein Gasturbinentriebwerk gezeigt.
Diese weist in einem Gehäuse 11 einen hohlen Körper 12 auf,
in dem eine Brennkammer 13 gebildet ist. Der Hohlkörper 12
ist ringförmig und weist eine äußere Verkleidung 14 und
eine innere Verkleidung 16 auf. Am stromaufwärtigen Ende
des Hohlkörpers 12 befindet sich eine Ringöffnung 17 für
das Einführen von Druckluft von einem nicht gezeigten Kom
pressor.
Der Hohlkörper 12 ist von einem Mantel 19 umschlossen, der
zusammen mit den Verkleidungen 14 und 16 Strömungskanäle 21
bzw. 22 bildet, die in einer stromabwärtigen Strömung die
Druckluft von einem Diffusor 23 führen. Die Druckluft von
dem Diffusor 23 strömt vorwiegend in die Ringöffnung 17, um
die Verbrennung zu unterstützen, und teilweise in die Strö
mungskanäle 21 und 22, wo sie zur Kühlung der Verkleidungen
14 und 16 mittels einer Anzahl von Öffnungen 24 und zur
Kühlung der stromabwärts angeordneten Turbine verwendet
wird.
Zwischen den Verkleidungen 14 und 16 und diese verbindend
sind nahe den stromaufwärtigen Enden ein äußerer und ein
innerer Brennerdom 26 bzw. 27 angeordnet, die an den Ver
kleidungen durch Löten oder Schweißen befestigt sind. Die
Dome 26 und 27 sind in einer Doppelring-Konfiguration ange
ordnet, wobei die zwei Dome die vorderen Grenzen von ge
trennten, radial beabstandeten Ringbrennern bilden, die
während des unterschiedlichen Betriebes der beiden Stufen
in etwa unabhängig als getrennte Brenner arbeiten und als
innerer Ringbrenner und äußerer Ringbrenner 25 bzw. 30 be
zeichnet werden.
Als Verbindung zwischen dem äußeren und inneren Dom 26 und
27 befindet sich ein Mittelkörper 35, der die gemeinsame
Grenze zwischen dem inneren und äußeren Ringbrenner 25 bzw.
30 teilweise bildet. Wie aus den Fig. 1 und 2 ersichtlich
ist, weist der Mittelkörper 35 in Umfangsrichtung beabstan
det abwechselnd Schlitze 40 und Rippen 45 auf, die die
Luftströmung nach hinten leiten, wie es durch Pfeile ge
zeigt ist, um wirkungsmäßig die gemeinsame Grenze zu ver
längern. Das bedeutet, daß entlang dieser Linie der Luft
strömung ein Hochdruckbereich besteht, der zu verhindern
sucht, daß Verbrennungsgase aus dem inneren Ringbrenner 25
in den äußeren Ringbrenner 30 eintreten und umgekehrt. Der
Mittelkörper 35 weist auch eine Vielzahl von Kühlöffnungen
50 und eine Lippe 55 auf, um für eine Kühlluftströmung ent
lang der Oberfläche des Mittelkörpers 35 zu sorgen.
In dem äußeren Dom 26 ist eine Anzahl in Umfangsrichtung
beabstandeter Mischvorrichtungen 28 als Bestandteil des äu
ßeren Ringbrenners 30 angeordnet, der im wesentlichen ge
radlinig mit der äußeren Verkleidung 14 ausgerichtet ist
und eine kurze Länge für die Strömung aufweist. Die Misch
vorrichtung 28 nimmt Brennstoff von einer Brennstoffleitung
29 und Luft aus der Ringöffnung 17 auf, und der Brennstoff
wird durch die Luftströmung zerstäubt, wie es durch die
Pfeile gezeigt ist, um einen Sprühnebel aus Brennstoff an
die Brennkammer 13 zu liefern.
In ähnlicher Weise wie der äußere Dom 26 weist der innere
Dom 27 in Umfangsrichtung beabstandete Mischvorrichtungen
31 auf, deren Achsen im wesentlichen parallel zur Achse der
Mischvorrichtung 28 ausgerichtet sind. Diese Mischvorrich
tungen 31 bilden zusammen mit dem inneren Dom 27, der inne
ren Verkleidung 16 und dem Mittelkörper 35 den inneren
Ringbrenner 25, der im wesentlichen unabhängig von dem äu
ßeren Ringbrenner betrieben werden kann. Der spezielle Auf
bau der Mischvorrichtungen 28, 31 ist bezüglich Wirkungs
grad und geringen Emissionen optimiert. Die Mischvorrich
tung 31 weist wie die Mischvorrichtung 28 ein Brennstoff
rohr 32 und eine Brennstoffdüse 33 zum Einführen von Brenn
stoff auf, der durch hohen Druck atomisiert oder in flüssi
gem Zustand bei niedrigem Druck eingeführt wird. Ein primä
rer Verwirbler 34 empfängt Luft, wie es durch die Pfeile
gezeigt ist, um in Wechselwirkung mit dem Brennstoff zu
treten, und wirbelt sie in die Venturidüse 36. Ein sekun
därer Verwirbler 37 hat dann die Wirkung, einen Luftwirbel
in der entgegengesetzten Richtung zu bilden, um mit der
Brennstoff/Luft-Mischung in Wechselwirkung zu treten, damit
die Mischung weiter atomisiert wird und in die Brennkammer
13 strömt. An dem stromabwärtigen Ende der Mischvorrichtung
31 ist eine schräge Ablenkplatte 38 verwendet, um eine
übermäßige Ausbreitung der Brennstoff/Luft-Mischung zu ver
hindern.
Damit der innere Ringbrenner 25 gezündet werden kann, führt
ein Zündrohr 39 durch den Brennermantel 19 hindurch und ra
dial nach innen durch den inneren Dom 27 hindurch, damit
sich das Ende der Mittelelektrode 41 nahe an den Mischvor
richtungen 31 auf einer ihrer beiden Seiten befindet.
Der innere Ringbrenner 25 kann einzeln oder zusammen mit
dem äußeren Ringbrenner 30 verwendet werden, um für den ge
wünschten Verbrennungszustand zu sorgen. Dabei wird der in
nere Ringbrenner 25 alleine zum Starten und bei kleinen
Drehzahlen verwendet und als die Pilotstufe bezeichnet. Der
äußere Ringbrenner 30 wird bei höheren Drehzahlen und höhe
ren Temperaturen verwendet und als die Hauptstufe bezeich
net. Beim Starten des Triebwerkes und im Leerlaufbetrieb
strömt die Luft vom Diffusor 23, wie es durch die Pfeile
gezeigt ist, sowohl durch die aktiven Mischvorrichtungen 31
als auch durch die inaktiven Mischvorrichtungen 28. Während
dieses Leerlaufs, wo sowohl die Temperaturen als auch die
Luftmengen relativ niedrig sind, arbeitet die Pilotstufe in
einem relativ niedrigen Brennstoff/Luft-Verhältnis, und die
innere Verkleidung 16, die sich in der direkten axialen Li
nie der Mischvorrichtungen 31 befindet, erfährt nur schmale
Ausschläge in relativ niedrigen Temperaturbereichen. Da
durch kann die Kühlströmung in den Öffnungen 24 auf einem
Minimum gehalten werden. Da ferner die Pilotstufe relativ
lang ist im Vergleich zu der Hauptstufe, ist die Verweil
zeit relativ lang, wodurch die Menge an Kohlenwasserstoff
und Kohlenstoffmonoxid-Emissionen auf ein Minimum reduziert
wird.
Wenn die Triebwerksdrehzahl steigt, wird Brennstoff über
die Brennstoffleitung 29 in die Mischvorrichtungen 28 ein
geführt, um die Hauptstufe zu aktivieren. Während des Be
triebes bei höheren Drehzahlen bleibt die Pilotstufe in Be
trieb, aber die Hauptstufe verbraucht den größeren Anteil
an Brennstoff und Luft. Aufgrund der Ausrichtung der Haupt
stufe prallen die heißen Gase nicht auf die Verkleidung 14
auf, sondern strömen direkt nach hinten, so daß die erfor
derliche Kühlluft an der Verkleidung 14 auf ein Minimum re
duziert wird. Da ferner die Hauptstufe eine kurze axiale
Länge für die Strömung besitzt, ist die Verweilzeit relativ
kurz, wodurch die Emissionen an Distickstoffmonoxiden ver
mindert werden.
Diese Anordnung von Pilot- und Hauptstufe bringt ein vor
teilhaftes Temperaturprofil an der Turbine mit sich. Das
bedeutet, daß im Leerlauf die radial innere Seite der Tur
bine heißer ist, aber die Gase sind trotzdem relativ kalt.
Bei höheren Drehzahlen ist das Profil an der Turbine so,
daß sich die relativ kälteren Temperaturen an der radial
inneren Seite und die höheren Gastemperaturen aus der
Hauptstufe an der radial äußeren Seite befinden. Dies ist
das angestrebte Profil, um der Turbine eine längere Lebens
dauer zu geben.
Die Verwendung eines geraden Rohres 39 als Zündeinrichtung,
das sich durch das Gehäuse 11 hindurch nach unten und durch
den inneren Dom 27 erstreckt, zeigt Fig. 1. Ein anderes
Ausführungsbeispiel ist in Fig. 3 gezeigt, das ein gekrümm
tes Zündrohr 42 aufweist, das durch das Gehäuse 11 hin
durchführt und sich dann nach unten krümmt, um durch den
inneren Dom 27 in einer im wesentlichen normalen Relation
hindurchzuführen. Das gekrümmte Rohr 42 ist in dem Gehäuse
11 in ähnlicher Weise befestigt wie das gerade Rohr 39,
d. h. mit einem Gewindeeinsatz 43, an dem sich eine Schraub
schlüsselfläche 44 befindet. Bei der Wahl zwischen dem ge
raden Zündrohr 39 und dem gekrümmten Rohr 42 sollte der
Hauptgesichtspunkt die Lage des Gewindeeinsatzes 43 sein.
Bei der Verwendung des geraden Zündrohres 39 sind die wähl
baren Positionen für den Gewindeeinsatz 43 relativ gering,
aber bei der Verwendung des gekrümmten Rohres 42 steht eine
größere Anzahl von Positionen zur Verfügung. Auch wenn bei
beiden Rohren ein Isolator 46 aus einem Keramikmaterial nö
tig ist, um die äußere Elektrode oder das Rohr 42 gegenüber
der Mittelelektrode 41 zu isolieren, so sind sie im Falle
des gekrümmten Rohres 42 von größerer Wichtigkeit, für das
eine größere Anzahl von ringröhrenförmigen Keramikscheiben
erforderlich ist.
Claims (5)
1. Doppelringbrenner für ein Gasturbinentriebwerk
mit konzentrisch angeordneten und radial getrennten Ab
schnitten für eine Pilot- und eine Hauptstufe, die jeweils
einen ringförmigen Brennerdom (27, 26) und an diesem an
eine Zufuhr für Druckluft und Brennstoff angeschlossene in
Umfangsrichtung beabstandete Mischvorrichtungen (31, 28)
für letztere aufweisen, wobei dem eine Zündeinrichtung (39)
aufweisenden Abschnitt für die Pilotstufe Brennstoff für
einen Betrieb bei kleiner Leistung und dem Abschnitt für
die Hauptstufe Brennstoff nur für einen Betrieb bei größe
rer Leistung zuführbar ist,
dadurch gekennzeichnet, daß der Abschnitt für die
Pilotstufe radial innen und der Abschnitt für die Haupt
stufe radial außen angeordnet ist.
2. Doppelringbrenner nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß sich die Zündeinrich
tung (39) radial nach innen bis zum Abschnitt für die Pi
lotstufe durch den zugehörigen Brennerdom (27)
hindurch erstreckt.
3. Doppelringbrenner nach Anspruch 2,
dadurch gekennzeichnet, daß die Zündeinrichtung
(39) zwischen einem Paar benachbarter Mischvorrichtungen
(31) angeordnet ist.
4. Doppelringbrenner nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß zwischen dem radial
inneren und äußeren Brennerdom (27, 26) ein Mittelkörper
(35) angeordnet ist.
5. Doppelringbrenner nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet daß die axiale Länge des Abschnitts für
Pilotstufe größer ist als die axiale Länge des Abschnitts für die Hauptstufe.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US05/860,933 US4194358A (en) | 1977-12-15 | 1977-12-15 | Double annular combustor configuration |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2839703A1 DE2839703A1 (de) | 1979-06-28 |
DE2839703C2 true DE2839703C2 (de) | 1991-07-18 |
Family
ID=25334413
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19782839703 Granted DE2839703A1 (de) | 1977-12-15 | 1978-09-13 | Ringfoermiger doppelbrenner |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4194358A (de) |
JP (1) | JPS5484115A (de) |
DE (1) | DE2839703A1 (de) |
FR (1) | FR2411968B1 (de) |
GB (1) | GB2010408B (de) |
IT (1) | IT1098836B (de) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE4412315A1 (de) * | 1994-04-11 | 1995-10-12 | Abb Management Ag | Verfahren und Vorrichtung zum Betreiben der Brennkammer einer Gasturbine |
DE19508109A1 (de) * | 1995-03-08 | 1996-09-12 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Axial gestufte Ring-Brennkammer einer Gasturbine |
DE19600837A1 (de) * | 1996-01-12 | 1997-07-17 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Axial gestufte Ring-Brennkammer einer Gasturbine |
DE10108561A1 (de) * | 2001-02-22 | 2002-09-05 | Alstom Switzerland Ltd | Thermische Turbomaschine und Verfahren zum Zünden der thermischen Turbomaschine |
DE4336096B4 (de) * | 1992-11-13 | 2004-07-08 | Alstom | Vorrichtung zur Reduktion von Schwingungen in Brennkammern |
Families Citing this family (99)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2402068A1 (fr) * | 1977-09-02 | 1979-03-30 | Snecma | Chambre de combustion anti-pollution |
US4351156A (en) * | 1978-08-02 | 1982-09-28 | International Harvester Company | Combustion systems |
GB2036296B (en) * | 1978-11-20 | 1982-12-01 | Rolls Royce | Gas turbine |
US4344280A (en) * | 1980-01-24 | 1982-08-17 | Hitachi, Ltd. | Combustor of gas turbine |
GB2073400B (en) * | 1980-04-02 | 1984-03-14 | United Technologies Corp | Fuel injector |
SE423742B (sv) * | 1980-09-29 | 1982-05-24 | United Motor & Transmissions A | Gasturbinanleggning for automotiv drift |
GB2085146B (en) * | 1980-10-01 | 1985-06-12 | Gen Electric | Flow modifying device |
JPS57207711A (en) * | 1981-06-15 | 1982-12-20 | Hitachi Ltd | Premixture and revolving burner |
US4419863A (en) * | 1981-09-30 | 1983-12-13 | United Technologies Corporation | Fuel-air mixing apparatus |
US4584834A (en) * | 1982-07-06 | 1986-04-29 | General Electric Company | Gas turbine engine carburetor |
JPS63150428A (ja) * | 1986-12-16 | 1988-06-23 | Sakio Yoneda | 高速ガス・タ−ビン |
US5193995A (en) * | 1987-12-21 | 1993-03-16 | Asea Brown Boveri Ltd. | Apparatus for premixing-type combustion of liquid fuel |
US5040371A (en) * | 1988-12-12 | 1991-08-20 | Sundstrand Corporation | Fuel injectors for use with combustors |
US4991398A (en) * | 1989-01-12 | 1991-02-12 | United Technologies Corporation | Combustor fuel nozzle arrangement |
CH678757A5 (de) * | 1989-03-15 | 1991-10-31 | Asea Brown Boveri | |
CH680084A5 (de) * | 1989-06-06 | 1992-06-15 | Asea Brown Boveri | |
US5284019A (en) * | 1990-06-12 | 1994-02-08 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Double dome, single anular combustor with daisy mixer |
US5323605A (en) * | 1990-10-01 | 1994-06-28 | General Electric Company | Double dome arched combustor |
ATE124528T1 (de) * | 1990-10-17 | 1995-07-15 | Asea Brown Boveri | Brennkammer einer gasturbine. |
US5197289A (en) * | 1990-11-26 | 1993-03-30 | General Electric Company | Double dome combustor |
US5197278A (en) * | 1990-12-17 | 1993-03-30 | General Electric Company | Double dome combustor and method of operation |
US5195315A (en) * | 1991-01-14 | 1993-03-23 | United Technologies Corporation | Double dome combustor with counter rotating toroidal vortices and dual radial fuel injection |
US5142871A (en) * | 1991-01-22 | 1992-09-01 | General Electric Company | Combustor dome plate support having uniform thickness arcuate apex with circumferentially spaced coolant apertures |
US5165241A (en) * | 1991-02-22 | 1992-11-24 | General Electric Company | Air fuel mixer for gas turbine combustor |
US5181377A (en) * | 1991-04-16 | 1993-01-26 | General Electric Company | Damped combustor cowl structure |
CA2070518C (en) * | 1991-07-01 | 2001-10-02 | Adrian Mark Ablett | Combustor dome assembly |
US5154060A (en) * | 1991-08-12 | 1992-10-13 | General Electric Company | Stiffened double dome combustor |
US5257502A (en) * | 1991-08-12 | 1993-11-02 | General Electric Company | Fuel delivery system for dual annular combustor |
US5261222A (en) * | 1991-08-12 | 1993-11-16 | General Electric Company | Fuel delivery method for dual annular combuster |
US5237820A (en) * | 1992-01-02 | 1993-08-24 | General Electric Company | Integral combustor cowl plate/ferrule retainer |
CA2089302C (en) * | 1992-03-30 | 2004-07-06 | Joseph Frank Savelli | Double annular combustor |
CA2089285C (en) * | 1992-03-30 | 2002-06-25 | Stephen Winthrop Falls | Segmented centerbody for a double annular combustor |
FR2691235B1 (fr) * | 1992-05-13 | 1995-07-07 | Snecma | Chambre de combustion comprenant un ensemble separateur des gaz. |
US5406799A (en) * | 1992-06-12 | 1995-04-18 | United Technologies Corporation | Combustion chamber |
JP2597800B2 (ja) * | 1992-06-12 | 1997-04-09 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | ガスタービンエンジン用燃焼器 |
FR2694624B1 (fr) * | 1992-08-05 | 1994-09-23 | Snecma | Chambre de combustion à plusieurs injecteurs de carburant. |
FR2695460B1 (fr) * | 1992-09-09 | 1994-10-21 | Snecma | Chambre de combustion de turbomachine à plusieurs injecteurs. |
US5251447A (en) * | 1992-10-01 | 1993-10-12 | General Electric Company | Air fuel mixer for gas turbine combustor |
US5303542A (en) * | 1992-11-16 | 1994-04-19 | General Electric Company | Fuel supply control method for a gas turbine engine |
US5289685A (en) * | 1992-11-16 | 1994-03-01 | General Electric Company | Fuel supply system for a gas turbine engine |
US5323604A (en) * | 1992-11-16 | 1994-06-28 | General Electric Company | Triple annular combustor for gas turbine engine |
US5373694A (en) * | 1992-11-17 | 1994-12-20 | United Technologies Corporation | Combustor seal and support |
US5291733A (en) * | 1993-02-08 | 1994-03-08 | General Electric Company | Liner mounting assembly |
US5291732A (en) * | 1993-02-08 | 1994-03-08 | General Electric Company | Combustor liner support assembly |
US5363643A (en) * | 1993-02-08 | 1994-11-15 | General Electric Company | Segmented combustor |
US5285632A (en) * | 1993-02-08 | 1994-02-15 | General Electric Company | Low NOx combustor |
US5345768A (en) * | 1993-04-07 | 1994-09-13 | General Electric Company | Dual-fuel pre-mixing burner assembly |
FR2706021B1 (fr) * | 1993-06-03 | 1995-07-07 | Snecma | Chambre de combustion comprenant un ensemble séparateur de gaz. |
DE4318405C2 (de) * | 1993-06-03 | 1995-11-02 | Mtu Muenchen Gmbh | Brennkammeranordnung für eine Gasturbine |
US5402637A (en) * | 1993-07-13 | 1995-04-04 | Cooper Industries | Igniter plug extender for a turbine engine combustor |
GB9410233D0 (en) * | 1994-05-21 | 1994-07-06 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine combustion chamber |
US5421158A (en) * | 1994-10-21 | 1995-06-06 | General Electric Company | Segmented centerbody for a double annular combustor |
FR2727193B1 (fr) * | 1994-11-23 | 1996-12-20 | Snecma | Chambre de combustion a deux tetes fonctionnant du ralenti au plein gaz |
US5924288A (en) * | 1994-12-22 | 1999-07-20 | General Electric Company | One-piece combustor cowl |
US6058710A (en) * | 1995-03-08 | 2000-05-09 | Bmw Rolls-Royce Gmbh | Axially staged annular combustion chamber of a gas turbine |
DE19620874A1 (de) | 1996-05-23 | 1997-11-27 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Kraftstoffeinspritzung für eine gestufte Gasturbinen-Brennkammer |
US5970716A (en) | 1997-10-02 | 1999-10-26 | General Electric Company | Apparatus for retaining centerbody between adjacent domes of multiple annular combustor employing interference and clamping fits |
US5987889A (en) * | 1997-10-09 | 1999-11-23 | United Technologies Corporation | Fuel injector for producing outer shear layer flame for combustion |
US5966937A (en) * | 1997-10-09 | 1999-10-19 | United Technologies Corporation | Radial inlet swirler with twisted vanes for fuel injector |
US6550251B1 (en) | 1997-12-18 | 2003-04-22 | General Electric Company | Venturiless swirl cup |
US6354072B1 (en) * | 1999-12-10 | 2002-03-12 | General Electric Company | Methods and apparatus for decreasing combustor emissions |
US6481209B1 (en) * | 2000-06-28 | 2002-11-19 | General Electric Company | Methods and apparatus for decreasing combustor emissions with swirl stabilized mixer |
US6557350B2 (en) | 2001-05-17 | 2003-05-06 | General Electric Company | Method and apparatus for cooling gas turbine engine igniter tubes |
US6715279B2 (en) | 2002-03-04 | 2004-04-06 | General Electric Company | Apparatus for positioning an igniter within a liner port of a gas turbine engine |
US6834505B2 (en) | 2002-10-07 | 2004-12-28 | General Electric Company | Hybrid swirler |
US6968699B2 (en) * | 2003-05-08 | 2005-11-29 | General Electric Company | Sector staging combustor |
US6952927B2 (en) * | 2003-05-29 | 2005-10-11 | General Electric Company | Multiport dome baffle |
FR2856468B1 (fr) * | 2003-06-17 | 2007-11-23 | Snecma Moteurs | Chambre de combustion annulaire de turbomachine |
US7506511B2 (en) * | 2003-12-23 | 2009-03-24 | Honeywell International Inc. | Reduced exhaust emissions gas turbine engine combustor |
US6868675B1 (en) * | 2004-01-09 | 2005-03-22 | Honeywell International Inc. | Apparatus and method for controlling combustor liner carbon formation |
EP2434222B1 (de) * | 2010-09-24 | 2019-02-27 | Ansaldo Energia IP UK Limited | Verfahren zum betrieb einer verbrennungskammer |
DE102011089242A1 (de) * | 2011-12-20 | 2013-06-20 | Siemens Aktiengesellschaft | Verbrennungssystem mit zwei Ringbrennkammern |
EP2677239A1 (de) * | 2012-06-19 | 2013-12-25 | Alstom Technology Ltd | Verfahren zum Betrieb einer zwei-stufigen Gasturbinen-Brennkammer |
RU2493495C1 (ru) * | 2012-06-25 | 2013-09-20 | Николай Борисович Болотин | Камера сгорания гтд |
RU2493492C1 (ru) * | 2012-06-25 | 2013-09-20 | Николай Борисович Болотин | Камера сгорания гтд и форсуночный модуль |
RU2493493C1 (ru) * | 2012-06-25 | 2013-09-20 | Николай Борисович Болотин | Камера сгорания гтд |
RU2493494C1 (ru) * | 2012-06-25 | 2013-09-20 | Николай Борисович Болотин | Камера сгорания гтд |
RU2511977C2 (ru) * | 2012-06-27 | 2014-04-10 | Николай Борисович Болотин | Форсуночный блок камеры сгорания гтд |
RU2515909C2 (ru) * | 2012-07-04 | 2014-05-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Кольцевая малоэмиссионная камера сгорания газотурбинного двигателя |
WO2015108583A2 (en) * | 2013-10-24 | 2015-07-23 | United Technologies Corporation | Circumferentially and axially staged annular combustor for gas turbine engine combustor |
RU2561754C1 (ru) * | 2014-02-12 | 2015-09-10 | Открытое акционерное общество "Газпром" | Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя и способ её эксплуатации |
US11692488B2 (en) | 2020-11-04 | 2023-07-04 | Delavan Inc. | Torch igniter cooling system |
US11473505B2 (en) | 2020-11-04 | 2022-10-18 | Delavan Inc. | Torch igniter cooling system |
US11608783B2 (en) | 2020-11-04 | 2023-03-21 | Delavan, Inc. | Surface igniter cooling system |
US11635027B2 (en) | 2020-11-18 | 2023-04-25 | Collins Engine Nozzles, Inc. | Fuel systems for torch ignition devices |
US11226103B1 (en) | 2020-12-16 | 2022-01-18 | Delavan Inc. | High-pressure continuous ignition device |
US11421602B2 (en) | 2020-12-16 | 2022-08-23 | Delavan Inc. | Continuous ignition device exhaust manifold |
US11486309B2 (en) | 2020-12-17 | 2022-11-01 | Delavan Inc. | Axially oriented internally mounted continuous ignition device: removable hot surface igniter |
US12092333B2 (en) * | 2020-12-17 | 2024-09-17 | Collins Engine Nozzles, Inc. | Radially oriented internally mounted continuous ignition device |
US11754289B2 (en) | 2020-12-17 | 2023-09-12 | Delavan, Inc. | Axially oriented internally mounted continuous ignition device: removable nozzle |
US11635210B2 (en) | 2020-12-17 | 2023-04-25 | Collins Engine Nozzles, Inc. | Conformal and flexible woven heat shields for gas turbine engine components |
US20220195933A1 (en) * | 2020-12-17 | 2022-06-23 | Delavan Inc. | Radially oriented internally mounted continuous ignition device |
US11209164B1 (en) | 2020-12-18 | 2021-12-28 | Delavan Inc. | Fuel injector systems for torch igniters |
US11286862B1 (en) | 2020-12-18 | 2022-03-29 | Delavan Inc. | Torch injector systems for gas turbine combustors |
US11680528B2 (en) | 2020-12-18 | 2023-06-20 | Delavan Inc. | Internally-mounted torch igniters with removable igniter heads |
US11566565B2 (en) | 2020-12-23 | 2023-01-31 | Collins Engine Nozzles, Inc. | Access hatch for internally mounted torch ignitor |
US11415058B2 (en) | 2020-12-23 | 2022-08-16 | Collins Engine Nozzles, Inc. | Torch ignitors with tangential injection |
US11415059B2 (en) | 2020-12-23 | 2022-08-16 | Collins Engine Nozzles, Inc. | Tangentially mounted torch ignitors |
US11774100B2 (en) | 2022-01-14 | 2023-10-03 | General Electric Company | Combustor fuel nozzle assembly |
Family Cites Families (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2595999A (en) * | 1943-11-23 | 1952-05-06 | Westinghouse Electric Corp | Power plant combustion apparatus having apertured combustion chamber walls |
FR994727A (fr) * | 1948-09-11 | 1951-11-21 | Thomson Houston Comp Francaise | Jauge magnétique d'écartement |
FR1086694A (fr) * | 1953-11-09 | 1955-02-15 | Plessey Co Ltd | Système d'alimentation en combustible liquide des moteurs et des démarreurs de turbines utilisant ce combustible |
FR1130091A (fr) * | 1954-05-06 | 1957-01-30 | Nat Res Dev | Perfectionnements apportés aux dispositifs de combustion |
US2996884A (en) * | 1959-03-11 | 1961-08-22 | Rolls Royce | Combustion chamber |
GB874644A (en) * | 1959-03-11 | 1961-08-10 | Rolls Royce | Combustion chamber |
FR76734E (fr) * | 1959-12-14 | 1961-11-24 | Bristol Aero Engines Ltd | Perfectionnements aux chambres de combustion |
FR1377988A (fr) * | 1964-01-06 | 1964-11-06 | Lucas Industries Ltd | Appareil de combustion pour moteurs à propulsion par réaction, turbines à gaz ou autres machines motrices |
US3788065A (en) * | 1970-10-26 | 1974-01-29 | United Aircraft Corp | Annular combustion chamber for dissimilar fluids in swirling flow relationship |
DE2223093A1 (de) * | 1972-05-12 | 1973-11-22 | Gen Electric | Brenner und brennstoffinjektor |
DE2403657A1 (de) * | 1973-02-28 | 1974-09-12 | United Aircraft Corp | Brennkammer mit vormischung fuer gasturbinentriebwerke |
FR2221621B1 (de) * | 1973-03-13 | 1976-09-10 | Snecma | |
US3910035A (en) * | 1973-05-24 | 1975-10-07 | Nasa | Controlled separation combustor |
US3931707A (en) * | 1975-01-08 | 1976-01-13 | General Electric Company | Augmentor flameholding apparatus |
FR2402068A1 (fr) * | 1977-09-02 | 1979-03-30 | Snecma | Chambre de combustion anti-pollution |
-
1977
- 1977-12-15 US US05/860,933 patent/US4194358A/en not_active Expired - Lifetime
-
1978
- 1978-09-01 GB GB7835255A patent/GB2010408B/en not_active Expired
- 1978-09-07 IT IT27419/78A patent/IT1098836B/it active
- 1978-09-08 JP JP10983278A patent/JPS5484115A/ja active Granted
- 1978-09-13 DE DE19782839703 patent/DE2839703A1/de active Granted
- 1978-09-13 FR FR7826302A patent/FR2411968B1/fr not_active Expired
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE4336096B4 (de) * | 1992-11-13 | 2004-07-08 | Alstom | Vorrichtung zur Reduktion von Schwingungen in Brennkammern |
DE4412315A1 (de) * | 1994-04-11 | 1995-10-12 | Abb Management Ag | Verfahren und Vorrichtung zum Betreiben der Brennkammer einer Gasturbine |
DE4412315B4 (de) * | 1994-04-11 | 2005-12-15 | Alstom | Verfahren und Vorrichtung zum Betreiben der Brennkammer einer Gasturbine |
DE19508109A1 (de) * | 1995-03-08 | 1996-09-12 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Axial gestufte Ring-Brennkammer einer Gasturbine |
DE19600837A1 (de) * | 1996-01-12 | 1997-07-17 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Axial gestufte Ring-Brennkammer einer Gasturbine |
DE10108561A1 (de) * | 2001-02-22 | 2002-09-05 | Alstom Switzerland Ltd | Thermische Turbomaschine und Verfahren zum Zünden der thermischen Turbomaschine |
US6729142B2 (en) | 2001-02-22 | 2004-05-04 | Alstom Technology Ltd. | Thermal turbomachine and process for igniting the thermal turbomachine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB2010408B (en) | 1982-06-16 |
IT1098836B (it) | 1985-09-18 |
DE2839703A1 (de) | 1979-06-28 |
JPS6120770B2 (de) | 1986-05-23 |
US4194358A (en) | 1980-03-25 |
GB2010408A (en) | 1979-06-27 |
JPS5484115A (en) | 1979-07-04 |
IT7827419A0 (it) | 1978-09-07 |
FR2411968A1 (fr) | 1979-07-13 |
FR2411968B1 (fr) | 1986-03-14 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE2839703C2 (de) | ||
DE69006861T2 (de) | Brenner und Brennstoffinjektor-Anordnung. | |
DE69405281T2 (de) | Vormischbrennkammer mit konzentrischen Ringkanälen | |
DE19903770B4 (de) | Vergasungsbrenner für einen Gasturbinenmotor | |
DE69312362T2 (de) | Brennkammer mit Verdünnungsleitschaufeln | |
DE69513542T2 (de) | Brennstoffdüse | |
DE69632111T2 (de) | Vormischbrenner für eine Gasturbinen-Brennkammer mit niedriger Schadstoffemission | |
DE60111670T2 (de) | Kühlungssystem einer Gasturbinenbrennkammer | |
DE102012100368B4 (de) | Brennkammerdüse | |
DE69830131T2 (de) | Drallerzeuger ohne Venturi | |
DE69306291T2 (de) | Einteiliger Aufsatz für eine Dualringbrennkammer | |
DE60037850T2 (de) | Flüssigbrennstoffeinspritzdüse für Gasturbinenbrenner | |
DE102014117621A1 (de) | Brennstoffinjektor mit Vormisch-Pilotdüse | |
DE19538746B4 (de) | Segmentierter Mittelkörper für eine Doppelring-Brennkammer | |
DE102009003572A1 (de) | Brennkammerkappe mit Kranzmischöffnungen | |
CH701144B1 (de) | Gasturbine mit Befestigung für Brennstoffdüse. | |
DE102010017779B4 (de) | Radiale Einlassleitschaufeln für einen Brenner | |
CH697800A2 (de) | Kraftstoffdüse sowie Brennkammer für eine Turbine. | |
CH697801A2 (de) | Kraftstoffdüse und Diffusionsspitze dafür. | |
DE102011000589A1 (de) | Axial gestufte Vormischbrennkammer | |
DE10160997A1 (de) | Magervormischbrenner für eine Gasturbine sowie Verfahren zum Betrieb eines Magervormischbrenners | |
DE112013007579T5 (de) | Flüssigbrennstoffpatrone für eine Brennstoffdüse | |
DE102011056057A1 (de) | Luftgestufte Diffusionsdüse | |
CH697703A2 (de) | Kraftstoffdüsenanordnung. | |
DE3824121A1 (de) | Gasturbine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8110 | Request for examination paragraph 44 | ||
D2 | Grant after examination | ||
8320 | Willingness to grant licences declared (paragraph 23) | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8328 | Change in the person/name/address of the agent |
Free format text: VOIGT, R., DIPL.-ING., PAT.-ANW., 6232 BAD SODEN |