FR2470249A1 - Circuit de carburant de moteur a turbine a gaz pour carburant liquide ou gazeux - Google Patents
Circuit de carburant de moteur a turbine a gaz pour carburant liquide ou gazeux Download PDFInfo
- Publication number
- FR2470249A1 FR2470249A1 FR8024809A FR8024809A FR2470249A1 FR 2470249 A1 FR2470249 A1 FR 2470249A1 FR 8024809 A FR8024809 A FR 8024809A FR 8024809 A FR8024809 A FR 8024809A FR 2470249 A1 FR2470249 A1 FR 2470249A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- fuel
- combustion
- members
- liquid
- engine
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Withdrawn
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/36—Supply of different fuels
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/20—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products
- F02C3/26—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products the fuel or oxidant being solid or pulverulent, e.g. in slurry or suspension
- F02C3/28—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products the fuel or oxidant being solid or pulverulent, e.g. in slurry or suspension using a separate gas producer for gasifying the fuel before combustion
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/22—Fuel supply systems
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T10/00—Road transport of goods or passengers
- Y02T10/10—Internal combustion engine [ICE] based vehicles
- Y02T10/30—Use of alternative fuels, e.g. biofuels
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Feeding And Controlling Fuel (AREA)
Abstract
L'INVENTION CONCERNE UN CIRCUIT DE CARBURANT A CARBURANT LIQUIDE ETOU GAZEUX POUR MOTEUR A TURBINE A GAZ. LE MOTEUR 10 EST ALIMENTE DIRECTEMENT EN CARBURANT GAZEUX PAR UN CONDUIT 30. POUR L'ALIMENTATION EN CARBURANT LIQUIDE, CE DERNIER EST D'ABORD VAPORISE, EXTERIEUREMENT AU MOTEUR, DANS UNE CHAMBRE DE COMBUSTION 38 DONT LE BRULEUR 36 EST ALIMENTE PAR UNE FAIBLE FRACTION DU CARBURANT LIQUIDE DONT LA COMBUSTION ASSURE LA VAPORISATION DE LA FRACTION RESTANTE INJECTEE EN AVAL DANS LA MEME CHAMBRE 38, LE CARBURANT LIQUIDE VAPORISE REJOIGNANT ENSUITE LE CONDUIT D'ALIMENTATION EN CARBURANT GAZEUX 30. LA OU LES CHAMBRES DE COMBUSTION 20 DU MOTEUR 10 NE COMPORTENT QUE DES BRULEURS 24 POUR CARBURANT GAZEUX ET SONT DU TYPE ASSURANT LE REFROIDISSEMENT RAPIDE DU MELANGE GAZEUX RICHE, REDUISANT SENSIBLEMENT LES EMISSIONS D'OXYDES NITREUX OU NITRIQUES.
Description
La présente invention concerne les circuits de carbu-
rant de moteurs à turbine à gaz, en particulier de ceux pouvant fonctionner avec des carburants liquides
et gazeux.
Pour satisfaire aux conditions d'émission fixées par L'Office Américain de Protection de l'Environnement
(ou United States Environmental Protection Agency -
en abrégé E.P.A.), les constructeurs de turbines à gaz
on fait de grands efforts en vue de réduire, entre au-
tres, les émissions d'oxydes nitreux et nitriques de formule générale NOX o La présente invention vise principalement à réduire les émissions de tels oxydes
dans les moteurs conçus pour fonctionner avec des car-
burants liquides, tels que le kérosène et le carburant pour moteurs diesel, et avec les carburants gazeux, tels aue le méthane et le propane gazeux o Un procédé connu de réduction de l'émission de NOX consiste à faire brûler, dans la zone primaire de la chambre de combustion du moteur, un mélange gazeux riche, ayant par exemple un taux d'équivalence au moins égal à 1,3, puis à introduire tout l'air de dilution immédiatement
en aval de la zone primaire et à le mélanger aussi ra-
pidement que possible avec les gaz de combustion.
Ce procédé s'appelle "rich burn rapid quench" (refroi-
dissement rapide par combustion de mélange riche), et des essais ont révélé que l'ém.ission de NOx pouvait ainsi 8tre considérablement réduite avec le méthane
et le propane gazeux, au moins jusqu'à un degré com-
parible avec les prescriptions de l'EoP.Ao.
L'application de ce procédé aux carburants liquides ne s'est pas révélée aussi avantageuse bien que, du point de vue de-la combustion et de la production de NOx, il y ait peu de différence entre le carburant liquide pour moteurs diesel et le propane gazeux.
La présente invention a pour but de réaliser un procé-
dé et un dispositif de préparation du carburant liqui-
de dans un circuit d'alimentation en deux sortes de
carburant de moteur à turbine à gaz, tels que les émis-
sions de NOx produites par la combustion de carburants liquides soient comparables à celles produites par la combustion de carburants gazeux
Selon un de ses aspects, l'invention réalise un procé-
dé de combustion de carburant dans un moteur à turbine à gaz dans lequel l'alimentation en carburant comprend un carburant liquide, un carburant gazeux ou un mélange de carburants liquide et gazeux, procédé consistant à amener le carburant aux organes de combustion du moteur ne comportant que des brûleurs de carburant gazeux, le carburant liquide étant vaporisé extérieurement aux organes de combustion du moteur, la chaleur nécessaire
à cette vaporisation étant obtenue en brûlant une frac-
tion du carburant liquide, et le carburant liquide va-
porisé étant amené aux organes de combustion du moteur Selon un autre de ses aspects, l'invention réalise un circuit d'alimentation en deux sortes de carburant de
moteur à turbine à gaz comprenant des organes d'alimen-
tation en carburant liquide et des organes d'alimenta-
tion en carburant gazeux, les organes d'alimentation
24702A
en carburant gazeux comportant des brleurs de carbu-
rant gazeux placés dans les organes de combustion du
moteur, les organes de carburant liquide comportant -
un dispositif de vaporisation par combustion placé extérieurement aux organes de combustion du moteur et
en communication de fluide avec les organes d'alimen-
tation en carburant gazeux, le dispositif de vaporisa-
tion par combustion étant disposé de façon à recevoir une fraction de l'air fourni par le compresseur du moteur et possédant des brûleurs de carburant disposés de façon à recevoir une fraction du carburant liquide, le reste du carburant liquide étant injecté dans le
dispositif de vaporisation par combustion, et le car-
burant liquide vaporisé pouvant alors pénétrer dans les organes d'alimentation en carburant gazeux Les organes d'alimentation en carburant gazeux pourront comporter4n conduit d'alimentation en carburant gazeux, une rampe de distribution de carburant gazeux, et des brûleurs de carburant gazeux placés dans la, ou les
chambres de combustion du moteur.
Le dispositif de vaporisation de carburant liquide pourra comporter une chambre de combustion équipée
d'un brûleur à carburant liquide ayant des buses pi-
lotes et des buses principales fonctionnant selon une certaine proportion du courant de carburant liquide, le reste du courant de carburant liquide étant injecté dans la chambre de vaporisation par combustion en aval du brleur de carburant liquide
La chambre de vaporisation par combustion pourra rece-
voir de l'air comprimé du moteur par une prise d'air
2470249.
sur le compresseur du moteur et l'on pourra utiliser un compresseur d'appoint pour élever la pression de l'air ainsi fourni par le compresseur du moteur Les carburants liquide et gazeux pourront d'abord franchir un distributeur commun,sélecteur de carburant# réglementant l'écoulement de chaque carburant selon
qu'on a besoin de carburant liquide, de carburant ga-
zeux ou de mélange de carburant liquide et gazeux.
De ce distributeur sélecteur de carburant, le carburant gazeux ira directement aux brûleurs de carburant gazeux tandis que le carburant liquide n'y parviendra qu'en
passant par le dispositif de vaporisation par combus-
tion du carburant liquide.
Des organes de réglage d'écoulement d'air pourront être disposés en amont de la chambre de vaporisation par combustion en vue de régler le courant d'air parvenant
à cette chambre selon la température du carburant li-
quide vaporisé quittant ladite chambre On notera qu!un avantage supplémentaire de l'invention
réside dans le fait qu'en aval de la chambre de vapo-
risation par combustion le circuit de carburant est
commun aux carburants initialement liquides et aux car-
burants gazeux, sans besoin de tuyauteries et rampes d'alimentation séparées ni de brleurs spécialement conçus pour deux genres de carburant
L'invention est décrite ci-après en détail en se réfé-
rant à un exemple préféré, non limitatif, de réalisa-
tion représenté sur les dessins annexés dans lesquels: - la figure 1 est un schéma représentant l'agencement
d'un moteur à turbine à gaz équipé d'un circuit d'a-
limentation en deux sortes de carburant conforme à la présente invention la figure 2 est une coupe longitudinale de la chambre de vaporisation de carburant liquide de la figure 1 - la figure 3 est une coupe longitudinale du brûleur de carburant liquide de la chambre de vaporisation bar combustion de la figure 2; et - la figure 4 est une coupe longitudinale d'une des chambres de combustion du moteur à turbine à gaz de
la figure 1.
Le moteur à turbine à gaz 10p représenté à la figure 1, comprend un compresseur 12 entraîné depuis une turbine 14 par un arbre 16 L'appareillage de combustion 18,
comprenant une série de chambres de combustion cylin-
driques 20 dans un carter annulaire 22 munies chacune d'un brûleur de carburant 24, reçoit de l'air comprimé
du compresseur 12 et du carburant d'un circuit d'ali-
mentation en carburant 26, les produits de la combus-
tion sortant des chambres de combustion pour entraîner
la turbine 14.
Le circuit d'alimentation en carburant 26 comprend un distributeur sélecteur de carburant liquide ou gazeux 28 disposé de façon à recevoir des carburants liquide
et gazeux de leurs réserves respectives (non représen-
tées), le carburant gazeux arrivant par un conduit 30
et par une rampe circulaire 32 entourant le carter an-
nulaire 22 pour gagner les brûleurs 24, du type clas-
sique des brûleurs à carburant gazeux, représentés à la figure 4 o
2470249 1
Du distributeur 28, le carburant liquide gagne un dis-
tributeur de dosage de carburant liquide 34 divisant
le carburant liquide en deux parties, l'une relative-
ment petite gagnant un brûleur de carburant 36 d'une chambre de vaporisation par combustion de carburant liquide 38, tandis que le reste du carburant liquide pa:-'vient à cette chambre de combustion 38 en aval du brûleur 36. l'écoulement de carburant liquide vers le bretteur 36 est réglé par un groupe distributeur 40
contenant une soupape d'arrêt de carburant et une sou-
pape de pressurisation (ancune de ces soupapes n'étant
représentées). le groupe distributeur 40 comporte -
deux sorties 42 et 44, la sortie 42 étant destinée à
amener le carburant d'amorçage au brûleur 36, repré-
senté plus en détail à la figure 3, tandis que la sor-
tie 44 est destinée à lui amener le courant principal de carburant, la soupape de pressurisation s'ouvrant lorsque la pression du carburant est suffisante pour
permettre l'écoulement du courant principal de carbu-
rant L'arrivée d'air à la chambre de combustion 38 comprend une prise d'air sur le compresseur 12 du moteur et un compresseur d'appoint 46, entralné indépendamment ou depuis le moteur 10, pourra être monté dans le circuit d'arrivée d'air pour obtenir la pression d'air correcte
à l'entrée de la chambre de combustion 38.
Le débit d'arrivée d'air pourra être réglé par un dis-
tributeur 48 commandé par un régulateur 50 de façon que ce distributeur 48 fonctionne selon la température
des gaz en aval de la chambre de combustion 38, per-
çue par un détecteur thermique 52, le régu1atetur 50 ouvrant le distributeur 48 pour augmenter l'arrivée d'air à la chambre de combustion 38 si la température est trop élevée, et vice versa La figure 2 montre que le brOleur de carburant 36 de la chambre de vaporisation par combustion de carburant liquide 38 est monté, à l'extrémité amont de cette chambre, dans une couronne d'ailettes de turbulence 54 placées dans un passage de section circulaire 56 L'air provenant du compresseur 12 pénètre dans la chambre de combustion 38 par le passage 56 et par dés
orifices d'entrée 58 de la paroi de la chambre de com-
bustion, via un espace annulaire 60 et des orifices (non représentés) dans une enveloppe externe 62
Comme on l'a précédemment mentionné, une faible propor-
tion de carburant liquide passe par le brûleur 36 sous
forme de carburant d'amorçage et de carburant princi-
pal, le reste du carburant liquide étant injecté dans la chambre en aval du brûleur. Ce reste de carburant passe dans une rampe d'alimentation 64 et pénètre dans
la chambre par une pluralité d'orifices d'injection 66.
La figure 3 est une vue plus détaillée du brûleur de
carburant liquide 36. Le carburant d'amorçage, arri-
vant par le conduit 42, parvient à l'orifice pilote 68 par un conduit 70, un filtre 72, une rampe 74 et des
orifices 76, tandis que le carburant principal, arri-
vant par le conduit 44, parvient à un orifice principal
annulaire 78 par un conduit 80, une rampe 82, des ca-
neux 84, une seconde rampe 86, et des orifices 88 e Un capuchon 90 entoure l'extrémité du brûleur pour dirigersur l'orifice principal du brûleur, un courant 2470249 i d'air pénétrant par des ouvertures 92 en vue d'empêcher
la formation de carbone.
La figure 4 montre, plus en détail, l'une des chambres de combustion 20 du moteur à turbine à gaz. Cette chambre de combustion est du type dit "à refroidisse- ment rapide par combustion de mélange riche", précité,
qui s'est révélé efficace pour la diminution des émis-
sions de NO au cours de la combustion de carburants X gazeux. Le brleur 24, monté à l'extrémité amont de cette chambre est du type courant, dit "en salière" caractérisé par des buses 24a percées dans l'extrémité
du brtleur dont elles constituent les seules ouvertures.
L'air primaire pénètre à travers une couronne d'ailet-
tes de turbulence 94 tandis que l'air secondaire, des-
tiné à parfaire la combustion, pénètre par une série d'orifices secondaires 96. Les gaz de combustion sont presque immédiatement refroidis par l'air pénétrant par des orifices de refroidissement 98 placés assez
près des orifices d'air secondaire 96. Le mélange ga-
zeux de la zone primaire est riche en carburant, son taux d'équivalence n'étant pas inférieur à 1,3, et l'on a constaté que le refroidissement rapide des gaz de combustion presque immédiatement en aval de la zone primaire opérait une réduction, allant jusqu'à 50 %,
des émissions de N0x pour un type particulier de mo-
teur à turbine à gaz brftlant du méthane et du propane gazeux Revenant maintenant à la figure 1, le fonctionnement
du circuit d'alimentation en carburant 26 est le sui-
vant:
247O74!
Lorsque le moteur 10 ne doit marcher qu'au carburant gazeux, le distributeur sélecteur 28 ne laisse que du
carburant gazeux parvenir, par le conduit 30, aux brû-
leurs 24 des chambres de combustion 20 du moteur Lorsque le moteur doit marcher au carburant liquide,
le distributeur sélecteur 28 ferme l'accès du carbu-
rant gazeux au conduit 30 et ouvre l'accès du carbu-
rant liquide au distributeur doseur 34. Environ 3 % du courant total de carburant liquide parvient au
brûleur 36 de la chambre de vaporisation par combus-
tion 38, le reste étant injecté dans cette même cham-
bre par les orifices d'injection 66. Environ 1 % de
l'air fourni par le compresseur 12 du moteur est pré-
levé à la sortie du compresseur et traverse le compres-
seur d'appoint 46 qui, dans l'exemple représenté, a un
un taux de compression de 1,1. De ce compresseur d'ap-
point, l'air parvient à la chambre de vaporisation par combustion 38. La chaleur dégagée par la combustion
des 3 % de carburant liquide est suffisante pour vapo-
riser la fraction principale de carburant liquide et le carburant vaporisé passe dans le conduit 30 et gagne les brûleurs 24. Le carburant liquide pénètre donc
dans les chambres de combustion "à refroidissement ra-
pide par combustion de mélange riche" 20 sons forme de carburant effectivement gazeux et, par conséquent, avec l'avantage d'un carburant initialement gazeux
en ce qui concerne les émissions de NOX. On constate-
ra également que le dispositif de combustion selon la présente invention présente également les avantages d'un circuit classique d'alimentation de carburant et de brûleurs de carburant simples en comparaison des
brûleurs compliqués connus pour deux carburants.
2470249 I
Comme le taux du mélange gazeux du moteur 10 varie sur l'étendue de sa gamme de fonctionnement et au cours de conditions passagères, il est indispensable de pouvoir régler le courant d'air vers la chambre de vaporisation par combustion en vue d'agir sur la température du cou- rant gazeux sortant de ladite chambre 38. Le détecteur
thermique 52 est placé en un point bien en aval de cet-
te chambre 38, là o la réaction et le mélange sont, essentiellement, accomplis Le moteur 10 peut marcher exclusivement au carburant gazeux ou au carburant liquide, ou avec un mélange de ces carburants. Pour des raisons pratiques, si la proportion de carburant liquide tombe au dessous de %, le compresseur d'appoint 46 est arrêté et le
distributeur régulateur d'air 48 fermé, le distribu-
teur sélecteur 28 ne laissant passer que le carburant gazeux.
Bien que l'invention ait été décrite en se basant es-
sentiellement sur un dispositif de combustion à cham-
bres dites tubannulaires (ou mixtes), elle est appli-
cable également à d'autres dispositifs de combustion pour moteurs à turbine à gaz tels que ceux à chambre
de combustion annulaire unique.
24702J
Claims (8)
1. Circuit d'alimentation en. deux sortes de carburant pour moteur à turbine à gaz, caractérisé en. ce qu'il comporte des organes d'alimentation en carburant liquide et des organes d'alimentation en carburant gazeux, les organes d'alimentation en carburant gazeux comprenant des brûleurs de carburant gazeux
(24) placés dans les organes de combustion du mo-
teur, les organes d'alimentation en carburant li-
quide comprenant des organes de vaporisation par combustion (38) disposés à l'extérieur des organes de combustion du moteur et en communication de fluide avec les organes d'alimentation en carburant gazeux, les organes de vaporisation par combustion étant disposés de façon à recevoir une fraction de l'air comprimé fourni par le compresseur (12) du moteur à turbine à gas et possédant des brûleurs de carburant (36) disposés de façon à recevoir une
fraction du carburant liquide, le reste dudit car-
burant liquide étant injecté dans lesdits organes de vaporisation par combustion (38)
2. Circuit de carburant selon la Revendication 1, ca-
ractérisé en ce que les organes de vaporisation par combustion du carburant liquide comprennent une chambre de combustion (38) contenant un brûleur de carburant liquide (36) recevant une fraction du carburant liquide, le reste dudit carburant liquide étant injecté dans ladite chambre de vaporisation
par combustion (38) en aval dudit brûleur (36).
247Oe49 1
3. Circuit de carburant selon la Revendication 2, ca-
ractérisé en ce que la chambre de vaporisation par
combustion (38) reçoit une fraction de l'air compri-
mé fourni par le compresseur (12) du moteur à tur-
bine à gaz.
4. Circuit de carburant selon la Revendication 3, ca-
ractérisé en ce que ladite fraction d'air comprimé traverse un compresseur d'appoint (46) placé en amont de la chambre de vaporisation par combustion
5. Circuit de carburant selon une quelconque des Reven-
dications 1, 2, 3 ou 4, caractérisé en ce qu'il comporte des organes sélecteurs de carburant (28)
appropriés à régler l'arrivée des carburants li-
quide et gazeux aux organes de vaporisation par combustion (38) et aux brûleurs de carburant gazeux
(24), respectivement.
6. Circuit de carburant selon la Revendication 5, ca-
- ractérisé en ce qu'il comporte un distributeur do-
seur de carburant liquide (34) en aval du distribu-
teur sélecteur de carburants (28) et en amont des organes de vaporisation par combustion (38)
7. Circuit de carburant selon une quelconque des Reven-
dications 1, 2, 3, 4, 5 ou 6, caractérisé en ce qu'il comporte des organes de réglage d'écoulement d'air comprenant un distributeur (48) réglant la proportion d'air de compresseur du moteur amenée aux organes de vaporisation par combustion (38), des organes'régulateurs (50) actionnant ledit
distributeur, et des organes détecteurs de tempéra-
ture (52) placés en aval des organes de vaporisation par combustion (38), le fonctionnement des organes régulateurs (50) dépendant de la température perçue par lesdits organes détecteurs de température (52) à
8. Circuit de carburant selon une quelconque des Reven-
dications 1, 2, 3, 4, 5, 6 ou 7, caractérisé en ce que les organes de combustion (20) du moteur sont
appropriés à brOIer du carburant dans la zone pri-
maire à un taux d'équivalence au moins égal à 1,3 et en ce que l'air de dilution pénètre dans lesdits organes de combustion immédiatement en aval de la zone primaire O 9 Procédé de combustion du carburant dans un moteur
à turbine à gaz, caractérisé en ce que l'alimenta-
tion en carburant comprend un carburant liquide, un carburant gazeux, ou un mélange de carburants
liquide et gazeux, ledit procédé consistant à ame-
ner le carburant aux organes de combustion du mo-
teur ne comportant que des brûleurs de carburant
gazeux, le carburant liquide étant vaporisé à l'ex-
térieur desdits organes de combustion du moteur, la chaleur nécessaire à ladite vaporisation étant
obtenue en brûlant une fraction du carburant liqui-
de, et le carburant liquide vaporisé étant amené
auxdits organes de combustion du moteur.
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB7940687A GB2064006B (en) | 1979-11-24 | 1979-11-24 | Dual fuel system for a gas turbine engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2470249A1 true FR2470249A1 (fr) | 1981-05-29 |
Family
ID=10509401
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR8024809A Withdrawn FR2470249A1 (fr) | 1979-11-24 | 1980-11-21 | Circuit de carburant de moteur a turbine a gaz pour carburant liquide ou gazeux |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5696121A (fr) |
| DE (1) | DE3043698A1 (fr) |
| FR (1) | FR2470249A1 (fr) |
| GB (1) | GB2064006B (fr) |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE19539246A1 (de) * | 1995-10-21 | 1997-04-24 | Asea Brown Boveri | Airblast-Zerstäuberdüse |
| DE19647492A1 (de) * | 1996-11-16 | 1998-05-20 | Abb Research Ltd | Verfahren und Vorrichtung zur Speisung einer Gasturbine sowohl mit flüssigen wie auch mit gasförmigen Brennstoffen |
| US9097208B2 (en) | 2012-12-14 | 2015-08-04 | Electro-Motive Diesel, Inc. | Cryogenic pump system for converting fuel |
| EP2851600A1 (fr) * | 2013-09-20 | 2015-03-25 | Siemens Aktiengesellschaft | Agencement de liaison de tube, système de conduites de fluide haute pression d'un moteur à combustion interne dualfuel, moteur à combustion interne dualfuel et utilisation d'un écrou de serrage |
Citations (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB568087A (en) * | 1943-09-15 | 1945-03-16 | Michael Steinschlaeger | A process for the generation of power using turbines |
| FR1143041A (fr) * | 1954-09-10 | 1957-09-25 | Henschel & Sohn Gmbh | Turbine à gaz et carburateur à pression avec niveau de pression différent |
| US2958189A (en) * | 1955-05-31 | 1960-11-01 | Phillips Petroleum Co | Method and apparatus for providing improved combustion in jet engines |
| DE1944307A1 (de) * | 1969-09-01 | 1971-03-11 | Metallgesellschaft Ag | Turbinenkraftwerksprozess |
| FR2193146A1 (fr) * | 1972-07-17 | 1974-02-15 | Siemens Ag | |
| US3866411A (en) * | 1973-12-27 | 1975-02-18 | Texaco Inc | Gas turbine process utilizing purified fuel and recirculated flue gases |
| FR2256314A1 (fr) * | 1973-12-27 | 1975-07-25 | Texaco Development Corp | |
| JPS52156212A (en) * | 1976-06-23 | 1977-12-26 | Hitachi Ltd | Gas turbine |
| EP0002936A2 (fr) * | 1978-01-03 | 1979-07-11 | Allied Corporation | Procédé et dispositif pour utiliser du fuel-oil vaporisé dans une turbine à gaz |
| US4161164A (en) * | 1972-07-17 | 1979-07-17 | Siemens Aktiengesellschaft | Internal combustion engine fuel supply system |
| US4193259A (en) * | 1979-05-24 | 1980-03-18 | Texaco Inc. | Process for the generation of power from carbonaceous fuels with minimal atmospheric pollution |
Family Cites Families (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| BE516068A (fr) * | 1951-12-06 | |||
| CH343714A (de) * | 1956-09-10 | 1959-12-31 | Bbc Brown Boveri & Cie | Regeleinrichtung für den Brenner einer Gasturbinenbrennkammer für die gleichzeitige Verbrennung eines gasförmigen und eines flüssigen Brennstoffes |
| DE2260515A1 (de) * | 1972-12-11 | 1974-06-12 | Siemens Ag | Gasturbine mit gleichmaessiger, vollstaendiger verbrennung des ihr zugefuehrten brennstoffes |
-
1979
- 1979-11-24 GB GB7940687A patent/GB2064006B/en not_active Expired
-
1980
- 1980-11-19 DE DE19803043698 patent/DE3043698A1/de not_active Withdrawn
- 1980-11-21 FR FR8024809A patent/FR2470249A1/fr not_active Withdrawn
- 1980-11-22 JP JP16520380A patent/JPS5696121A/ja active Pending
Patent Citations (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB568087A (en) * | 1943-09-15 | 1945-03-16 | Michael Steinschlaeger | A process for the generation of power using turbines |
| FR1143041A (fr) * | 1954-09-10 | 1957-09-25 | Henschel & Sohn Gmbh | Turbine à gaz et carburateur à pression avec niveau de pression différent |
| US2958189A (en) * | 1955-05-31 | 1960-11-01 | Phillips Petroleum Co | Method and apparatus for providing improved combustion in jet engines |
| DE1944307A1 (de) * | 1969-09-01 | 1971-03-11 | Metallgesellschaft Ag | Turbinenkraftwerksprozess |
| FR2059155A5 (fr) * | 1969-09-01 | 1971-05-28 | Metallgesellschaft Ag | |
| FR2193146A1 (fr) * | 1972-07-17 | 1974-02-15 | Siemens Ag | |
| US4161164A (en) * | 1972-07-17 | 1979-07-17 | Siemens Aktiengesellschaft | Internal combustion engine fuel supply system |
| US3866411A (en) * | 1973-12-27 | 1975-02-18 | Texaco Inc | Gas turbine process utilizing purified fuel and recirculated flue gases |
| FR2256314A1 (fr) * | 1973-12-27 | 1975-07-25 | Texaco Development Corp | |
| JPS52156212A (en) * | 1976-06-23 | 1977-12-26 | Hitachi Ltd | Gas turbine |
| EP0002936A2 (fr) * | 1978-01-03 | 1979-07-11 | Allied Corporation | Procédé et dispositif pour utiliser du fuel-oil vaporisé dans une turbine à gaz |
| US4193259A (en) * | 1979-05-24 | 1980-03-18 | Texaco Inc. | Process for the generation of power from carbonaceous fuels with minimal atmospheric pollution |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB2064006A (en) | 1981-06-10 |
| DE3043698A1 (de) | 1981-06-11 |
| GB2064006B (en) | 1983-09-14 |
| JPS5696121A (en) | 1981-08-04 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4833878A (en) | Wide range gaseous fuel combustion system for gas turbine engines | |
| US4761948A (en) | Wide range gaseous fuel combustion system for gas turbine engines | |
| RU2434150C2 (ru) | Способ управления газовым двигателем и система газового двигателя | |
| US4062183A (en) | Fuel supply system for a gas turbine engine | |
| US8490406B2 (en) | Method and apparatus for controlling a heating value of a low energy fuel | |
| FR2966201A1 (fr) | Dispositif et procede de purge pour systeme d'injection de carburant liquide dans une turbine a gaz | |
| FR2536462A1 (fr) | Dispositif d'injection pour carburants alcools, en particulier pour des moteurs diesel a injection directe | |
| FR2930971A1 (fr) | Systeme d'alimentation en double combustible gazeux de turbine a collecteurs independants | |
| FR2462556A1 (fr) | Injecteur de carburants perfectionne pour moteur a turbine a gaz | |
| FR2510665A1 (fr) | Injecteur mixte de carburant pour moteur a turbine a gaz | |
| US6912977B2 (en) | Hydrogen assisted combustion | |
| EP2577029A1 (fr) | Moteur à combustion interne alimenté en carburant muni d'un circuit de recirculation des gaz d'échappement à basse pression et d'un système de production d'hydrogène supplementaire | |
| US10538712B2 (en) | Micro-gasifier array networking | |
| US5213086A (en) | Fuel inlet system for internal combustion engine | |
| CN101932812A (zh) | 内燃机 | |
| FR2470249A1 (fr) | Circuit de carburant de moteur a turbine a gaz pour carburant liquide ou gazeux | |
| JPH0357825A (ja) | ピストン‐エンジンの駆動方法及び加圧下にある燃料蒸気と水蒸気の混合物を導入する装置 | |
| EP0543720B1 (fr) | Dispositif pour introduire une quantité controllée d'air aux intersections des cÔnes de carburant issus des injecteurs d'une chambre de combustion d'une turbine à gaz | |
| US20110048353A1 (en) | Engine with Integrated Mixing Technology | |
| FR3100580A1 (fr) | Procede d’injection d’eau dans la chambre de combustion d’un moteur thermique a allumage commande | |
| FR2930801A1 (fr) | Systeme a collecteur unique pour fournir un double combustible gazeux a une turbine. | |
| FR2854924A1 (fr) | Systeme et methode pour organiser l'ecoulement d'air dans une zone de combustion | |
| WO2023060869A1 (fr) | Buse à faible émission, chambre de combustion de double carburant à faible émission, et ensemble générateur à turbine à gaz | |
| AU2014309334B2 (en) | Micro-gasifier array networking | |
| KR100311069B1 (ko) | 가스터어빈엔진의듀얼연료시스템 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| ST | Notification of lapse |