FR2708338A1 - Brûleur de turbine à gaz. - Google Patents
Brûleur de turbine à gaz. Download PDFInfo
- Publication number
- FR2708338A1 FR2708338A1 FR9407928A FR9407928A FR2708338A1 FR 2708338 A1 FR2708338 A1 FR 2708338A1 FR 9407928 A FR9407928 A FR 9407928A FR 9407928 A FR9407928 A FR 9407928A FR 2708338 A1 FR2708338 A1 FR 2708338A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- fuel
- combustion
- stage
- nozzle
- gas turbine
- 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.)
- Granted
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
- F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
-
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/20—Three-dimensional
- F05D2250/23—Three-dimensional prismatic
- F05D2250/231—Three-dimensional prismatic cylindrical
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2270/00—Control
- F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
- F05D2270/31—Fuel schedule for stage combustors
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23D—BURNERS
- F23D2900/00—Special features of, or arrangements for burners using fluid fuels or solid fuels suspended in a carrier gas
- F23D2900/14—Special features of gas burners
- F23D2900/14021—Premixing burners with swirling or vortices creating means for fuel or air
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
Abstract
Brûleur de turbine à gaz (5) comprenant un carter externe (23); une chemise de brûleur (20) disposée à l'intérieur du carter externe et munie d'une chambre de combustion interne (21) qui est divisée en des régions de combustion de premier étage (26) et de second étage (27); un premier moyen d'alimentation en carburant de premier étage (30) pour injecter un carburant de premier étage dans la région de combustion de premier étage; et un moyen d'alimentation en carburant de second étage (32) pour injecter un carburant de second étage préalablement mélangé dans un état de carburant pauvre. Le moyen d'alimentation en carburant de premier étage comprend un assemblage de tuyère de carburant de premier étage (31) qui est formé en combinant une tuyère de combustion par diffusion (35) et une tuyère de combustion de pré-mélange (36).
Description
La présente invention concerne un brûleur de turbine à gaz dans lequel de
l'air et du carburant sont
préliminairement mélangés l'un à l'autre, qui permette en particulier d'abaisser la concentration de NOx5 contenu dans un gaz évacué depuis une turbine à gaz.
Une installation de turbine à gaz et une centrale électrique à cycles combinés incluent chacune une pluralité de brûleurs de turbine à gaz et un gaz de combustion brûlé des les brûleurs de turbine à gaz est10 guidé jusqu'à des turbines à gaz de manière à entraîner les turbines à gaz. Il est déjà connu que le rendement thermique de la turbine d'une installation de turbine à gaz du type décrit est amélioré lorsque la température de la partie d'entrée de la turbine est augmentée. Afin d'améliorer le rendement thermique de la turbine, il convient d'augmenter la température de la partie
d'entrée de la turbine.
Dans le brûleur de turbine à gaz, la température du gaz de combustion est limitée de diverses façons du fait de la limite de résistance à la chaleur de la turbine à gaz et du matériau du brûleur. En outre, la nécessité de prendre des contre-mesures vis-à-vis du NOx (oxydes d'azote) contenu dans le brûleur de turbine à gaz fait que la température du gaz de combustion doit
être limitée.
Une cause essentielle de la génération de NOx dans le brûleur de turbine à gaz est constituée par une augmentation locale de la température du brûleur à gaz de combustion dans le brûleur de turbine à gaz. La quantité de NOx générée dépend de la température du gaz de combustion dans une région de combustion dans le brûleur de turbine à gaz. Le NOx est généré en quantité importante dans le cas o le carburant et l'air sont amenés à brûler par diffusion à une température élevée proche d'une température de flamme adiabatique dans un état dans lequel il y a sensiblement la même quantité
de carburant et d'air.
En tant que procédé permettant d'empêcher la génération de NOx dans le brûleur de turbine à gaz, un procédé de combustion à pré-mélange pauvre est disponible, procédé dans lequel du carburant et de l'air sont préalablement mélangés l'un à l'autre et
sont brûlés dans un état de carburant pauvre.
Un brûleur de turbine à gaz qui utilise le procédé de combustion à prémélange pauvre a été décrit par
exemple dans le modèle d'utilité du Japon HEI 4-43762.
Le brûleur de turbine à gaz, comme représenté sur la figure 6, comporte un agencement dans lequel un carburant pilote est, en plus du mélange mentionné précédemment du carburant principal, mélangé pour réduire la combustion par diffusion qui génère du NOx selon une quantité importante afin de réduire le NOx de façon significative.20 Le brûleur de turbine à gaz classique représenté sur la figure 6 comporte une chemise de brûleur 1 divisée en une région de combustion de premier étage 2 et en une région de combustion de second étage 3. Une tuyère de carburant pilote est disposée dans la partie de tête de la chemise de brûleur 1, la tuyère de carburant 4 appliquant du carburant pilote A à la
région de combustion de premier étage 2.
Un conduit de pré-mélange 6 permettant de mélanger au préalable du carburant principal C injecté à de l'air par l'intermédiaire de la tuyère de carburant principal 5 est disposé autour de la chemise de brûleur 1. Le carburant principal C mélangé au préalable dans le conduit de pré-mélange 6 est injecté dans la région
de combustion de second étage 3 de manière à être35 brûlé.
Par ailleurs, la tuyère de carburant pilote 4 comporte, dans sa partie centrale, une partie de passage de carburant 4a s'étendant suivant la direction axiale de la tuyère de carburant pilote 4. Une partie de passage d'air 4b est disposée de manière à entourer la partie de passage de carburant 4a. Au niveau de l'orifice d'entrée et d'un orifice de sortie (l'orifice d'entrée pour la chemise) de la partie de passage d'air 4b, des chambres de tourbillonnement 7 et 8 permettant de faire tourbillonner des écoulements d'air sont disposées, conformément à la structure d'un agencement dans lequel le carburant pilote A est injecté dans chacune des chambres de tourbillonnement 7 et 8 ou dans
la partie aval des chambres de tourbillonnement.
Comme représenté sur la figure 7, le fonctionnement du brûleur de turbine à gaz classique est mis en oeuvre de telle sorte qu'une opération de combustion qui utilise seulement du carburant pilote A injecté au travers de la tuyère de carburant pilote 4 soit réalisée à partir de l'allumage jusqu'à un état dans lequel la charge de la turbine à gaz devient une charge quelque peu partielle. A cet instant, le débit d'écoulement du carburant pilote est contrôlé par une vanne de contrôle de carburant 9 et le carburant pilote est appliqué à la tuyère de carburant pilote 4. La tuyère de carburant pilote 4 divise le carburant pilote
en carburant de diffusion pilote a et en carburant de pré-mélange pilote b.
Le carburant de diffusion pilote a est diffusé par la chambre de tourbillonnement 8 et est appliqué dans la région de combustion de premier étage 2 de manière à être brûlé. Par ailleurs, le carburant de pré-mélange pilote b est, dans la partie de pré-mélange d'air 4b,
mélangé uniformément à de l'air destiné à être injecté dans la région de combustion de premier étage 2 par l'intermédiaire de la chambre de tourbillonnement 8 de35 manière à être soumis à une combustion.
A cet instant, la distribution de carburant du
carburant de diffusion pilote a et du carburant de pré-
mélange pilote b est déterminée par l'aire de chacun des orifices d'injection de carburant. Afin de réduire le NOx, l'aire de passage de chacune des chambres de tourbillonnement 7 et 8 et de la partie de passage 5 d'air 4b est conçue de manière à être relativement importante afin d'abaisser suffisamment le rapport carburant/air (débit d'écoulement en poids du
carburant/débit d'écoulement en poids de l'air).
Lorsque le fonctionnement de la turbine à gaz dans une région de charge lourde est démarré, la vanne de contrôle de carburant 9 est étranglée de manière à diminuer le carburant pilote A de manière à abaisser le rapport de combustion par diffusion, comme représenté sur la figure 7. En outre, une vanne de contrôle de carburant 10 est ouverte pour appliquer le carburant principal C à la tuyère de carburant principal 5. Le carburant principal appliqué C est mélangé uniformément dans le conduit de pré-mélange 6 puis il est injecté dans la chemise de brûleur 1 de manière à être brûlé20 dans la région de combustion de second étage 3. Dans le conduit de pré-mélange 6, une aire de passage est maintenue, aire au travers de laquelle de l'air susceptible de se mélanger de façon pauvre suffisamment à l'avance au carburant principal, lequel occupe de 70
à 80 % du débit de carburant global, circule.
Puisqu'une partie de carburant pilote A est, dans le brûleur de turbine à gaz classique, mélangée au préalable de façon pauvre en plus du carburant principal, le rapport du carburant de diffusion pilote a peut être abaissé. Il résulte de cela que le NOx peut être significativement réduit. Cependant, le rapport du carburant de diffusion a est déterminé par le débit d'écoulement du carburant pilote A et par conséquent, son abaissement est limité à environ 20 % du débit d'écoulement global. Le rapport ne peut pas être davantage abaissé et par conséquent, une limitation est
observée pour la réduction du NOx.
Un autre exemple d'un brûleur de turbine à gaz classique a été décrit par exemple dans la demande de brevet du Japon publiée HEI 4-98014. Un exemple du brûleur de turbine à gaz de cet exemple est représenté sur les figures 8 et 9. Le brûleur de turbine à gaz comporte une structure de base qui est sensiblement la même que celle du brûleur de turbine à gaz représenté sur la figure 6, structure dans laquelle une chambre de combustion formée dans la chemise de brûleur 1 est divisée en une région de combustion de premier étage 2 et en une région de combustion de second étage 3 formée
à l'aval de celle-ci. Une pluralité de conduits de pré-
mélange ou de tubes de pré-mélange 6 sont disposés
autour de la chemise de brûleur 1, les conduits de pré-
mélange 6 mélangeant uniformément au préalable le carburant principal et de l'air dans un état de carburant pauvre, ce mélange étant suivi par l'injection du carburant principal mélangé préalablement dans la région de combustion de second
étage 3 pour brûler le carburant principal.
Le brûleur de turbine à gaz représenté sur la figure 8 comporte une tuyère de carburant pilote 4 constituée par seulement un tuyère de carburant de diffusion de telle sorte que le carburant pilote A injecté au travers de la tuyère de carburant pilote 4 soit conformé selon un écoulement tourbillonnaire par
une chambre de tourbillonnement de combustion pilote 8.
L'écoulement tourbillonnaire est guidé par un guide d'écoulement tourbillonnaire annulaire 11 disposé à l'aval de la tuyère de carburant pilote 4 de telle sorte qu'une combustion stable dans la région de combustion de premier étage 2 formée au niveau de la position centrale du guide d'écoulement tourbillonnaire
11 soit réalisée.
Par ailleurs, la combustion stable peut également être obtenue dans un état dans lequel la quantité de carburant pilote A est relativement faible lors de la combustion par diffusion pilote, la combustion par diffusion réalisée par la tuyère de carburant pilote 4 est diminuée et la combustion de pré-mélange peut être mise en oeuvre par la tuyère de carburant principal 5 tout en empêchant significativement la génération de NOx de manière à réaliser une réduction significative
du NOx.
Par ailleurs, le brûleur de turbine à gaz représenté sur la figure 9 comprend la tuyère de carburant pilote 4 du brûleur de turbine à gaz représenté sur la figure 8 qui est partiellement formée selon une structure de pré-mélange afin de diminuer le NOx. Le brûleur de turbine à gaz décrit comporte une tuyère de carburant de pré-mélange pilote 7 disposée en plus à l'amont de la chambre de tourbillonnement de combustion pilote 8 qui confère un écoulement tourbillonnaire au carburant pilote A injecté au travers de la tuyère de carburant pilote 4. Puisque la tuyère de carburant de pré-mélange pilote 7 injecte le carburant de pré-mélange pilote b, cette injection étant suivie par son mélange dans la partie de passage d'air 12 dans un état de carburant pauvre et par la combustion du pré-mélange dans la région de combustion de premier étage 2, la génération de NOx peut être réduite. A cet instant, le carburant de diffusion pilote A est diminué par comparaison avec le cas du brûleur de turbine à gaz représenté sur la figure 8,
d'o la réalisation de la réduction du NOx.
Dans les récentes installations de turbines à gaz, la température du gaz de combustion dans le brûleur de turbine à gaz est augmentée afin d'améliorer encore le rendement thermique de la turbine à gaz. Moyennant la tendance à l'augmentation de la température élevée du gaz de combustion, il est en outre nécessaire de réduire le NOx. Afin d'obtenir une valeur souhaitée de réduction du NOx, le développement d'un brûleur de turbine à gaz à faible NOx est souhaité, brûleur dans lequel la combustion par diffusion, laquelle génère du NOx en quantité importante, est limitée à quelques % de la quantité de combustion globale et la partie5 résiduelle est totalement brûlée dans un état pauvre de pré-mélange, la génération de NOx étant significativement empêchée. Le brûleur de turbine à gaz classique représenté sur la figure 6 comporte une structure conçue afin de faire en sorte que le carburant de pré-mélange pilote b soit dans un état de mélange de carburant pauvre dans lequel de l'air en une quantité relativement importante est amené à circuler au travers de la tuyère de carburant de pré-mélange pilote 7 et au travers de la partie de passage d'air 4b. Par conséquent, la chambre de tourbillonnement de combustion pilote 8 est agrandie du point de vue de sa dimension et par conséquent, la dimension totale ne peut pas être aisément réduite. Par conséquent, la réduction du carburant de diffusion pilote a jusqu'à quelques % du débit global du carburant génère un problème de combustion instable, tel qu'une combustion incomplète ou qu'un défaut d'allumage. Il devient par conséquent impossible de mettre en oeuvre un fonctionnement dans lequel la combustion par diffusion pilote est modifiée depuis environ 30 % jusqu'à environ quelques % du débit de carburant global moyennant une différence de pression au travers de l'orifice d'injection de carburant
maintenue par une tuyère de carburant pilote 4.
En outre, le brûleur de turbine à gaz représenté sur la figure 9 présente un problème qui résulte d'un problème similaire consistant en ce que le carburant de diffusion pilote a ne peut pas être réduit jusqu'à
quelques % de la quantité globale du carburant.
Le brûleur de turbine à gaz représenté sur la figure 8 comporte une structure dans laquelle la tuyère de carburant pilote 4 est constituée par seulement la tuyère de carburant de diffusion. Par conséquent, un fonctionnement moyennant seulement la combustion par diffusion pilote qui génère du NOx de façon considérable est réalisé jusqu'à ce que la charge de la5 turbine à gaz atteigne une charge moyennant laquelle la combustion de pré-mélange avec le carburant C peut être commencée. Le fonctionnement moyennant seulement la combustion par diffusion pilote est conçu pour maintenir la combustion par diffusion en introduisant, selon une quantité relativement importante, l'air requis pour la combustion par diffusion par l'intermédiaire de la chambre de tourbillonnement de combustion pilote 8. Par conséquent, dans le brûleur de turbine à gaz représenté sur la figure 8, le rapport du carburant de diffusion pilote ne peut pas être abaissé dans une région de charge de turbine à gaz lourde dans laquelle le carburant pilote C est introduit et dans laquelle la combustion de pré-mélange qui génère du NOx en petite quantité est commencée. Si ce rapport est abaissé jusqu'à environ quelques %, une combustion instable telle qu'une combustion incomplète ou qu'un
défaut d'allumage ne peut pas être empêchée.
En outre, le brûleur de turbine à gaz classique n'est pas muni d'une partie de passage d'air spécifique ni d'un mécanisme de blocage de flamme pour la mise en oeuvre de la combustion par diffusion pilote selon quelques % du débit de carburant global, d'o un aspect
défectueux et peu commode.
Un objet essentiel de la présente invention consiste à éliminer significativement les défauts ou inconvénients rencontrés dans l'art antérieur décrit ci-avant et à proposer un brûleur de turbine à gaz permettant d'abaisser la génération de NOx en réduisant significativement le rapport de combustion par diffusion qui génère du NOx et permettant de maintenir une combustion stable même si le rapport de combustion
par diffusion est réduit.
Un autre objet de la présente invention consiste à proposer un brûleur de turbine à gaz destiné à abaisser significativement le NOx en limitant le rapport de combustion par diffusion jusqu'à quelques % ou moins du débit de carburant total et permettant d'obtenir de façon sûre une combustion stable en réduisant la
dimension d'un tuyère de combustion par diffusion.
Un autre objet de la présente invention consiste à proposer un brûleur de turbine à gaz permettant de réaliser la combustion stable d'un gaz de carburant pré-mélangé, en empêchant un défaut d'allumage et en abaissant par conséquent significativement le NOx en faisant en sorte qu'un écoulement de pré-mélange guidé dans une tuyère de combustion de prémélange d'une tuyère de carburant de premier étage soit un écoulement
de contraction.
Encore un autre objet de la présente invention consiste à proposer un brûleur de turbine à gaz permettant de mettre en oeuvre une combustion davantage stable en formant une partie de passage de carburant dans une tuyère de combustion par diffusion d'une tuyère de carburant de premier étage selon une première25 partie de passage de carburant et une seconde partie de passage de carburant qui sont indépendantes l'une de l'autre et en formant des orifices d'injection de carburant adaptables à chaque débit de carburant. Encore un autre objet de la présente invention consiste à proposer un brûleur de turbine à gaz permettant d'abaisser significativement le NOx en
mélangeant encore uniformément du carburant pré-mélangé et de l'air dans une partie de pré-mélange formée dans une tuyère de combustion de pré-mélange d'une tuyère de35 combustion de premier étage.
Ces objets ainsi que d'autres de la présente invention peuvent être atteints en proposant un brûleur de turbine à gaz qui comprend: un carter externe cylindrique comportant une ouverture d'extrémité fermée par une plaque de tête; une chemise de brûleur disposée à l'intérieur du carter externe et munie d'une chambre de combustion interne qui est divisée en une région de combustion de premier étage sur un côté de la plaque de tête et en10 une région de combustion de second étage formée sur un côté aval de la région de combustion de premier étage; un premier moyen d'alimentation en carburant de premier étage monté sur la plaque de tête pour injecter un carburant de premier étage dans la région de15 combustion de premier étage; et un moyen d'alimentation en carburant de second étage monté sur la plaque de tête pour injecter un carburant de second étage préalablement mélangé dans un état de carburant pauvre, ledit moyen d'alimentation en carburant de premier étage comprenant un assemblage de tuyère de carburant de premier étage qui applique le carburant de premier étage et qui est formé en combinant une tuyère de combustion par diffusion et une tuyère de combustion de pré-mélange, ladite tuyère de combustion de pré-mélange comportant, au niveau d'une partie intermédiaire d'elle-même, une partie de pré-mélange pour mélanger préliminairement le carburant de premier étage avec de l'air et ladite partie de pré-mélange présentant un diamètre dans une partie aval d'elle-même inférieur à celui d'une partie amont d'elle-même de manière à former un écoulement de pré-mélange selon un écoulement
de contraction.
Dans les modes de réalisation particuliers ou davantage détaillés, l'assemblage de tuyère de carburant de premier étage est un assemblage de tuyère de carburant pilote et le moyen d'alimentation en carburant de second étage est disposé à l'extérieur de l'assemblage de tuyère de carburant pilote, le moyen d'alimentation en carburant de second étage incluant une pluralité d'assemblages de tuyère de carburant de second étage, l'assemblage de tuyère pilote et les assemblages de tuyère de carburant de second étage étant montés sur la plaque de tête qui ferme une
ouverture d'extrémité du carter externe.
La tuyère de carburant de pré-mélange de l'assemblage de tuyère de carburant de premier étage est disposée de manière à entourer la tuyère de combustion par diffusion disposée dans une partie centrale de celui-ci. La tuyère de combustion par diffusion de l'assemblage de tuyère de carburant de premier étage comprend une structure cylindrique double comportant une partie de passage de carburant s'étendant suivant une direction axiale au niveau d'une partie centrale de celle-ci et une partie de passage d'air formée dans une partie périphérique externe de la partie de passage de carburant, la partie de passage d'air étant prévue sur le côté de région de combustion de premier étage, moyennant un moyen de chambre de tourbillonnement pour imprimer un déplacement tourbillonnaire à de l'air et moyennant un orifice d'injection de carburant pour injecter un carburant depuis la partie de passage de carburant. La partie de passage de carburant formée dans la tuyère de combustion par diffusion est munie d'une première partie de passage de carburant permettant d'appliquer le carburant de premier étage en une quantité importante et d'une seconde partie de passage de carburant permettant d'appliquer le carburant de premier étage selon une faible quantité qui vaut environ quelques % du débit de carburant total, lesquelles sont formées indépendamment l'une de l'autre. La tuyère de combustion de pré-mélange de l'assemblage de tuyère de carburant de premier étage comporte une partie de passage d'air annulaire entourant la tuyère de combustion par diffusion et la partie de passage d'air comporte un moyen de chambre de tourbillonnement pour imprimer un déplacement tourbillonnaire à de l'air disposé sur un côté d'entrée
de la chemise de combustion et une partie de pré-
mélange formée au niveau d'une partie intermédiaire de celle-ci pour mélanger préalablement de l'air et du carburant. La tuyère de combustion de pré-mélange de l'assemblage de tuyère de carburant de premier étage est munie d'un orifice d'injection de carburant pour injecter du carburant dans la partie de passage d'air annulaire au niveau d'au moins soit une partie située sur le côté amont soit une partie située sur le côté aval du moyen de chambre de tourbillonnement. L'orifice d'injection de carburant de la tuyère de combustion de pré-mélange est formé dans chacune d'une pluralité de parties faisant saillie formées sur la partie de passage d'air annulaire de manière à se projeter radialement dedans et l'orifice d'injection de carburant de la tuyère de combustion de pré-mélange est formé sur chacune des parties en saillie.25 Selon les structures et les caractéristiques de la présente invention décrites ci-avant, le carburant est injecté dans la région de combustion de premier étage dans la chemise de brûleur par un moyen d'alimentation en carburant de premier étage. Par ailleurs, le30 carburant est, par le moyen d'alimentation en carburant de second étage, injecté dans un état de carburant pauvre dans la région de combustion de second étage pour être brûlé dans la chemise de brûleur. Par ailleurs, le moyen d'alimentation en carburant de premier étage a une tuyère de carburant de premier étage formée en combinant la tuyère de combustion par diffusion et la tuyère de combustion de pré-mélange. La tuyère de combustion par diffusion réalise une combustion par diffusion qui présente un rendement de combustion excellent et une stabilité de combustion excellente. Afin d'empêcher significativement la5 génération de NOx dans la tuyère de combustion de pré- mélange, le diamètre de la partie aval de la partie de pré- mélange permettant de réaliser préalablement le mélange dans un état de carburant pauvre est conçu de manière à être inférieur à celui de la partie amont de10 cette même partie de telle sorte que la combustion stable du gaz de pré-mélange et que l'empêchement d'un défaut de l'allumage soient réalisés. Ainsi, la combustion stable peut être maintenue dans un état dans lequel le taux de la combustion par diffusion qui
génère du NOx en quantité considérable est très faible.
Il résulte de cela que le NOx peut être significativement réduit et qu'une combustion stable peut être maintenue même si le taux de la combustion
par diffusion est abaissé.
La tuyère de combustion par diffusion de la tuyère de carburant de premier étage prévue pour le brûleur de turbine à gaz comporte une partie de passage de carburant dans sa partie centrale et une partie de passage d'air formée de façon concentrique autour de la partie de passage de carburant et permettant un débit d'écoulement d'air adaptable au carburant diffusé qui vaut quelques % du débit de carburant total. La chambre de tourbillonnement permettant de faire tourbillonner l'air et l'orifice d'injection de carburant sont prévus sur le côté d'orifice d'entrée de la chemise de brûleur de la partie de passage d'air. Il résulte de cela que la combustion par diffusion présentant un rendement de combustion excellent et une stabilité de combustion
excellente peut être réalisée.
Dans l'état décrit, la tuyère de combustion par diffusion comporte une partie de passage de carburant sectionnée individuellement en une première partie de passage de carburant et en une seconde partie de passage de carburant. Par conséquent, la première partie de passage de carburant peut être formée selon un passage de carburant pour permettre l'écoulement5 d'une quantité relativement importante de carburant de combustion par diffusion pour la charge de turbine légère tandis que la seconde partie de passage de carburant peut être formée selon un passage de carburant permettant l'écoulement du carburant de10 diffusion qui vaut quelques % du débit de carburant total pour un fonctionnement à NOx faible moyennant une charge de turbine à gaz lourde. En formant l'orifice d'injection de carburant qui présente une aire de passage adaptable à chaque débit d'écoulement de15 carburant dans la partie aval de chaque partie de passage de carburant, une combustion davantage stable peut être obtenue et l'abaissement du NOx peut être réalisé. Puisque la partie de passage d'air de la tuyère de combustion par diffusion peut présenter une20 aire de passage correspondant au carburant diffusé qui vaut quelques % du débit de carburant total, sa dimension peut être réduite. La tuyère de combustion par diffusion de petite dimension permet de façon sûre la réalisation d'une combustion stable.25 La tuyère de combustion de pré-mélange du moyen d'alimentation en carburant de premier étage comporte une partie d'injection de carburant formée selon une forme faisant saillie suivant une direction radiale par rapport à la partie de passage d'air annulaire. En outre, une pluralité d'orifices d'injection sont formés au niveau des positions directionnelles axiales de la saillie afin d'injecter le carburant d'une façon dispersée. Il résulte de cela qu'un mélange davantage uniforme peut être obtenu, ce qui permet d'obtenir un
abaissement du NOx.
Parmi les dessins annexés: la figure 1 est une vue en coupe schématique qui représente un exemple d'une installation de turbine à gaz à laquelle un brûleur de turbine à gaz selon la présente invention est appliqué; la figure 2 est une vue en coupe longitudinale qui représente un mode de réalisation du brûleur de turbine à gaz selon la présente invention; la figure 3 est une vue en coupe à échelle agrandie d'une partie avant d'une tuyère de combustion par diffusion pilote d'une tuyère de carburant pilote de la figure 2 qui joue le rôle de tuyère de carburant de premier étage incluse dans le brûleur de turbine à gaz selon la présente invention; la figure 4 est un graphique qui représente la relation (distribution de carburant) qui lie chaque débit de carburant et une charge de turbine à gaz du brûleur de turbine à gaz selon la présente invention; la figure 5 est un graphique qui représnte la concentration de NOx en fonction de la charge de turbine du brûleur de turbine à gaz selon la présente invention par comparaison avec une concentration de NOx basée sur un brûleur de turbine à gaz classique; la figure 6 est un schéma qui représente un exemple qui montre une structure d'un brûleur de turbine à gaz à faible NOx classique; la figure 7 est un graphique qui représente la distributionde chaque carburant dans le brûleur de turbine à gaz représenté sur la figure 6; la figure 8 est une vue en coupe longitudinale qui représente un autre exemple de la structure du brûleur de turbine à gaz à faible NOx classique; la figure 9 est un schéma qui représente un exemple d'une structure modifiée du brûleur de turbine à gaz classique représenté sur la figure 8; et la figure 10 est un graphique qui représente une distribution de chaque carburant dans le brûleur de
turbine à gaz représenté sur la figure 9.
La figure 1 est une vue schématique qui représente une partie d'une installation de turbine à gaz qui utilise un brûleur de turbine à gaz 15 selon un mode de réalisation de la présente invention. Un exemple5 représenté de l'installation de turbine à gaz 16 comprend un compresseur 18 disposé coaxialement par rapport à la turbine à gaz 17. L'installation de turbine à gaz 16 réalise un fonctionnement qui est tel que l'air comprimé déchargé par le fonctionnement du compresseur 18 est guidé dans un brûleur de turbine à gaz 15 puis est brûlé avec du carburant dans une chambre de combustion 21 formée dans une chemise de brûleur 20, et le gaz brûlé est guidé jusqu'à une turbine à gaz 17 par l'intermédiaire d'une pièce de15 transition 22, la turbine à gaz 17 étant ainsi activée. Ainsi, un générateur, non représenté, connecté à la turbine à gaz 17 est mis en rotation et en fonctionnement. Une pluralité de brûleurs de turbine à gaz 15 sont disposés suivant une direction circonférentielle en une position intermédiaire entre le compresseur 18 et la turbine à gaz. Chacun des brûleurs de turbine à gaz 15, comme représenté sur la figure 2, présente un agencement dans lequel la chemise de brûleur 20 est, en25 tant que cylindre interne, reçue dans un cylindre externe de brûleur 23. Une chambre de combustion 21 est formée dans la chemise de brûleur 20 et un passage en forme de gaine annulaire 24 pour l'air comprimé est formé entre le cylindre externe 23 et le cylindre interne 20. De l'air déchargé depuis le compresseur 15
est guidé au travers du passage d'air 24.
La chambre de combustion 21 formée dans la chemise de brûleur 20 est sectionnée en une région de combustion de premier étage 26 formée dans la partie de tête, côté amont, de la chemise de brûleur 20 et en une région de combustion de second étage 27 formée à l'aval
de la première région de combustion 26.
Dans la partie de tête de la chemise de brûleur , un moyen d'alimentation en carburant de premier étage 30 permettant d'injecter du carburant pilote qui joue le rôle de carburant de premier étage dans la région de combustion de premier étage 26 est disposé. Le moyen d'alimentation en carburant de premier étage comporte une tuyère de carburant pilote 31 disposée pour jouer le rôle de tuyère de carburant de premier étage pour appliquer du carburant pilote A dans la région de combustion de premier étage 26. Sur l'extérieur de la tuyère de carburant pilote 31, un moyen d'alimentation en carburant de second étage 32 pour appliquer du carburant principal qui joue le rôle de carburant de second étage dans la région de combustion de second étage 27 est disposé. Le moyen d'alimentation en carburant de second étage 32 comporte une tuyère de carburant principal 33 qui joue le rôle d'une pluralité de tuyères de carburant de second étage, laquelle est disposée sur l'extérieur de la tuyère de carburant pilote 31. La tuyère de carburant pilote 31 et la tuyère de carburant principal 33 sont
prévues pour une plaque de tête 34 qui recouvre une ouverture formée dans le cylindre externe de brûleur 23.
La tuyère de carburant pilote 31 est constituée par une tuyère de combustion par diffusion pilote 35 disposée dans une partie centrale et par une tuyère de pré-mélange pilote 36 disposée dans sa périphérie de manière à injecter du carburant contenu dans la région
de combustion de premier étage 26 dans la chemise de brûleur 20.
Une partie de passage de carburant 37 de la tuyère de combustion par diffusion pilote 35 est formée selon la forme de deux cylindres concentriques comportant une première partie de passage de carburant de diffusion pilote 38 disposée dans sa partie centrale pour guider le premier carburant de diffusion pilote al et une seconde partie de passage de carburant de diffusion pilote 39 disposée de manière à entourer la première partie de passage 38 pour permettre l'écoulement du
second carburant de diffusion pilote a2.
La tuyère de combustion par diffusion pilote 35 comprend en outre une partie de passage d'air de combustion par diffusion pilote en forme de gaine annulaire 40 formée de manière à entourer la seconde
partie de passage de carburant pr diffusion pilote 39.
La partie de passage d'air 40 est formée selon une structure de passage qui permet un écoulement d'air approprié pour le carburant diffusé de quelques %, par exemple de 2 à 4 %, du débit total du carburant. Dans la partie avant de la partie de passage d'air de combustion par diffusion pilote 40, en une position adjacente à la partie d'entrée de la chemise de brûleur , une chambre de tourbillonnement de combustion par diffusion pilote 41 et des premier et second orifices d'injection de carburant de diffusion pilote 43 et 44 respectivement indépendants l'un de l'autre sont disposés. Le premier orifice d'injection de carburant de diffusion pilote 43 et le second orifice d'injection 44 sont ouverts entre des aubes de tourbillonnement non représentées de la chambre de tourbillonnement de combustion par diffusion pilote 41. Une pluralité de par exemple 12 aubes de tourbillonnement sont disposées suivant la direction circonférentielle au niveau de la partie de sortie de la partie de passage d'air de
combustion par diffusion pilote 40.
Par ailleurs, la tuyère de pré-mélange pilote 36 de la tuyère de carburant pilote 31 est structurée de manière à entourer la tuyère de combustion par diffusion pilote 35. La tuyère de pré-mélange pilote 36 comporte une partie de passage d'air de combustion de pré-mélange pilote 45 formée de façon concentrique sur l'extérieur de la partie de passage d'air de combustion par diffusion pilote 40. La partie de passage d'air 45 est formée selon un passage en forme de gaine annulaire. Dans la partie d'orifice d'entrée de la partie de passage d'air de combustion de pré-mélange pilote 45, une chambre de tourbillonnement de combustion de pré-mélange pilote 46 est disposée. En une position aval (ou amont) de la chambre de combustion de tourbillonnement 46 de la partie de passage d'air annulaire 45, une tuyère de combustion de pré-mélange pilote 47 est formée de manière à faire10 saillie radialement. Le carburant de pré-mélange pilote b est appliqué à la tuyère de combustion de mélange
pilote 47 depuis un passage de carburant de pré-mélange 49 au travers de la tête de pré-mélange pilote 48.
Le passage d'air 45 de la tuyère de pré-mélange pilote 36 comporte une partie de pré-mélange formée au niveau d'une partie intermédiaire de celui-ci (côté aval de la chambre de tourbillonnement 46) et agencée pour mélanger de l'air et du carburant de pré-mélange pilote l'un à l'autre. La partie de pré-mélange est structurée de manière à présenter un diamètre réduit depuis la partie amont en direction de la partie d'orifice d'entrée aval de la chemise de brûleur pour former un écoulement pré-mélangé selon un écoulement de contraction. Dans la partie avant de tuyère de la tuyère de combustion par diffusion pilote 35 de la tuyère de carburant pilote 31, une tête d'air de refroidissement est formée comme représenté sur la figure 3. Une pluralité d'ouvertures d'incidence 51 sont formées à partir de la tête d'air de refroidissement 50 dans la chemise de brûleur 20 pour refroidir la surface d'extrémité de la tuyère de combustion par diffusion pilote 35 qui fait face à la chemise. La partie de passage d'air 40 de la tuyère de combustion par diffusion pilote 35 est connectée à la tête d'air de refroidissement 50 par l'intermédiaire d'un trou d'application d'air non représenté qui s'étend de manière à dériver les premier et second orifices
d'injection de carburant de diffusion pilote 43 et 44.
Les parties de passage d'air 40 et 45 formées dans la tuyère de carburant pilote 31 sont amenées à communiquer avec le passage d'air 24 par l'intermédiaire d'orifices de communication de telle sorte que de l'air comprimé déchargé depuis le compresseur puisse s'échapper jusqu'à chacune des parties de passage d'air 40 et 45 au travers des
orifices de communication.
Par ailleurs, une pluralité de conduits de mélange
ou de tubes de pré-mélange 55 formant un moyen de pré-
mélange sont disposés sur la surface externe de la chemise de brûleur 20 de manière à faire face à la tuyère de carburant principal 33 de telle sorte que le moyen d'alimentation en carburant de second étage 32 soit formé. La tuyère de carburant principal 33 joue le rôle de tuyère de carburant de second étage qui fait
face à l'orifice d'entrée formé dans le conduit de pré-
mélange 55 de telle sorte que le carburant principal C injecté au travers de la tuyère de carburant principal 33 et que l'air comprimé d appliqué au travers du passage d'air 24 soient uniformément mélangés l'un à l'autre dans le conduit de pré-mélange 55, ce mélange étant suivi par l'injection du gaz mélangé dans la région de combustion de second étage 27 au travers de l'orifice de sortie de conduit. Une pluralité d'orifices d'injection de carburant 56 sont, suivant la direction de longueur du conduit de pré-mélange 55,
ouverts au niveau de l'orifice de sortie de conduit.
Le fonctionnement du brûleur de turbine à gaz 15 de la structure décrite ci-avant est décrit ci-après.
Le fonctionnement du brûleur de turbine à gaz - 15 est contrôlé de manière à correspondre au fonctionnement de la turbine à gaz 17. A partir du moment o la turbine à gaz 17 est allumée jusqu'au moment o la charge de turbine à gaz vaut 0 %, le premier carburant de diffusion pilote ai est appliqué à
seulement la première partie de passage de carburant de diffusion pilote 38 de la tuyère de carburant pilote 31 qui joue le rôle de tuyère de carburant de premier5 étage.
Une quantité relativement importante du premier carburant de diffusion pilote al est injectée dans la première partie de passage de carburant de diffusion pilote au travers du premier orifice d'injection de carburant de diffusion pilote 43 qui comporte une aire d'ouverture relativement importante. Le premier carburant de diffusion pilote injecté al réagit avec l'air de combustion injecté au travers de la chambre de tourbillonnement de combustion par diffusion pilote 41 et est brûlé de façon stable dans la région de
combustion de premier étage 26.
Lorsque la charge de la turbine à gaz est augmentée à partir de la charge de O %, le débit total, c'est-à-dire global, de carburant est augmenté comme représenté sur la figure 4. Par conséquent, le second carburant de diffusion pilote a2 et le carburant de pré-mélange pilote b sont injectés en plus du premier carburant de diffusion pilote al. Le second carburant de diffusion pilote a2 joue le rôle de source de flamme stable lorsqu'un fonctionnement de combustion à très faible NOx est mis en oeuvre dans la région de fonctionnement de charge de turbine lourde et par conséquent, il est toujours injecté selon quelques % du débit de carburant global du carburant exprimé par une ligne continue F sur la totalité de la région de
fonctionnement de la turbine à gaz 17.
Par ailleurs, le débit d'écoulement de carburant du carburant de prémélange pilote b est déterminé afin de maintenir le rapport carburant/air qui est le rapport du carburant et de l'air dans une plage de combustion sur un côté de carburant pauvre du carburant de pré- mélange. Le reste d'une soustraction du second carburant de diffusion pilote a2 et du carburant de pré-mélange pilote b vis-à-vis du débit de carburant total F est injecté en tant que premier carburant de diffusion pilote al. La tuyère de pré-mélange pilote 36 est formée de manière à faire saillie radialement (suivant la direction radiale) par rapport à la partie de passage d'air annulaire 45 et elle comporte une pluralité d'orifices d'injection de carburant suivant la
direction axiale de la tuyère de pré-mélange pilote 36.
Par conséquent, un gaz pré-mélangé à du carburant pauvre de façon extrêmement uniforme, soit du
carburant, peut être obtenu dans la partie de pré-
mélange de la tuyère de pré-mélange pilote 36. Il résulte de cela que la génération de NOx est significativement empêchée même si la combustion s'effectue dans la région de combustion de premier
étage 26, dans la chemise de brûleur 20.
En faisant en sorte que le diamètre de la partie aval qui est adjacente à l'orifice d'entrée de ligne de brûleur de la partie de pré-mélange de la tuyère de pré-mélange pilote 36 soit inférieur à celui de sa
partie amont, la vitesse d'écoulement du gaz pré-
mélangé est augmentée pour empêcher un retour de flamme. En déterminant l'angle de tourbillonnement de
la chambre de tourbillonnement de combustion de pré-
mélange pilote 46 de manière à ce qu'il présente une
valeur adéquate, par exemple 30 %, le carburant de pré-
mélange pilote b injecté dans la chemise de brûleur 20 peut être amené à s'écouler comme repéré à l'aide du symbole e de telle sorte qu'il entoure l'écoulement f des carburants de diffusion pilotes al et a2 en formant une flamme stable. Par conséquent, une combustion de pré-mélange présentant un rendement de combustion excellent et une stabilité excellente peut être réalisée. Lorsque la charge de turbine à gaz est amenée à être plus lourde, la température du gaz de combustion dans la chambre de combustion 21, dans la chemise de brûleur 20, atteint une température à laquelle la génération de gaz non brûlés, tel que du CO, peut être significativement empêchée même si le carburant principal C pour la combustion de pré-mélange qui joue le rôle de carburant de second étage est injecté selon
une quantité importante.
A l'instant o la charge de la turbine à gaz atteint cette valeur, le carburant principal C est injecté comme indiqué par une ligne en pointillés g de la figure 4 et le premier carburant de diffusion pilote al est réduit à l'opposé de telle sorte que son alimentation est arrêtée. A cet instant, le second carburant de diffusion pilote a2 est injecté selon environ quelques %, de préférence environ 2 à 4 % du débit d'écoulement de carburant global, tandis que le carburant de pré-mélange pilote b est injecté de telle sorte que le rapport carburant/air constitue le carburant le plus pauvre dans la plage combustible pour le carburant de gaz pré-mélangé. En outre, le carburant principal C est injecté de telle sorte que le rapport carburant/air du gaz de carburant principal pré-mélangé C dans le conduit de pré-mélange 55 soit au même niveau que celui du carburant pré-mélangé pilote b. Le carburant principal C est établi de manière à être injecté selon environ 70 à 80 % du débit d'écoulement de carburant global F. Puisque le brûleur de turbine à gaz 15 comporte la chambre de tourbillonnement de combustion par diffusion pilote 41 disposée dans la partie de passage d'air 40 de la tuyère de combustion par diffusion pilote 35 de la tuyère de carburant 31 et que l'aire de passage de la chambre de tourbillonnement 41 peut être conçue de manière à faire en sorte que la quantité d'air convienne pour les quelques % du débit d'écoulement global F, un écoulement circulant extrêmement stable F peut être formé dans la région de combustion de premier étage 26 même si le fonctionnement est réalisé moyennant une très faible quantité du second carburant de diffusion pilote a2. Par conséquent, une décharge de feu ou autre peut être significativement empêchée et la
combustion stable est par conséquent maintenue.
Puisque le second orifice d'injection de carburant de diffusion pilote 44 est formé indépendamment du premier orifice d'injection de carburant de diffusion pilote 43, la pression de différence de carburant à l'avant de l'orifice d'injection de carburant et à l'arrière de celui-ci peut être conçue de manière à être égale à une valeur nécessaire et suffisante. Par conséquent, aucune vibration de combustion n'est observée, ce qui est avantageux. Puisque la tuyère de pré-mélange pilote 36 présente une structure dans
laquelle l'écoulement circulant de carburant de pré-
mélange e entoure le flux circulant de carburant de diffusion pilote f comme décrit ci-avant, la combustion stable de façon satisfaisante peut être obtenue même moyennant un gaz de carburant pilote de pré-mélange pauvre c. En outre, la génération de NOx est
significativement supprimée.
En outre, le gaz de pré-mélange de carburant principal C est injecté suivant la direction du centre d'axe de chemise par rapport au conduit de pré-mélange 55 et à l'intérieur de la région de combustion de second étage 27 immédiatement à l'aval de la région de combustion de premier étage 26 qui constitue une source de flamme stable pour brûler le second carburant de diffusion pilote a2 et du carburant de pré- mélange pilote b, d'o l'obtention de la combustion stable moyennant un rendement élevé. La combustion du carburant de pré-mélange principal C ne génère significativement pas de NOx. Il résulte de cela que le NOx est généré du fait de la combustion par diffusion qui vaut quelques % du débit d'écoulement de carburant global F. Par conséquent, le brûleur de turbine à gaz peut être activé globalement moyennant une faible génération de NOx dans un état dans lequel la génération de NOx est significativement empêchée. Dans une période qui va de la charge de la turbine à gaz immédiatement après que le carburant principal C a été injecté jusqu'à une charge de turbine de 100 %, la température du gaz de combustion au niveau de l'orifice de sortie du brûleur de turbine à gaz 15 peut être maintenue à un niveau sensiblement constant. Le rapport du carburant total F sur la quantité d'air totale est significativement constant, ce qui conduit à un fonctionnement stable. Par conséquent, un fonctionnement de sécurité peut être réalisé, fonctionnement dans lequel le rapport du second
carburant de diffusion pilote a2, du carburant de pré-
mélange pilote b et du débit d'écoulement principal C sur le carburant total peut être significativement maintenu à un rapport constant comme représenté sur la figure 4. Ainsi, une réduction significative du NOx peut être réalisée dans une large plage de la charge de
la turbine à gaz.
La figure 5 représente des données expérimentales obtenues en soumettant à une comparaison les caractéristiques du NOx généré lors du fonctionnement du brûleur de turbine à gaz 15 du présent mode de réalisation et les caractéristiques du NOx obtenues à partir d'un brûleur de turbine à gaz à faible NOx classique. Comme on peut le comprendre au vu de ces données, le brûleur de turbine à gaz 15 de la présente invention permet de ramener la valeur du NOx à la moitié ou au tiers des valeurs correspondantes pour le brûleur de turbine à gaz à faible NOx classique. Dans le brûleur de turbine à gaz 15 de la présente invention, lorsque la valeur de NOx présente une valeur de pic h, lorsque la charge de la turbine vaut 20 % jusqu'à plus de 20 %, l'injection du carburant principal de pré-mélange C est commencée. Lorsque la charge de la turbine à gaz vaut environ 30 %, la valeur de NOx devient une valeur minimum. A cet instant, l'alimentation du premier carburant de diffusion pilote
al est arrêtée.
Dans le brûleur de turbine à gaz selon la présente invention, un exemple de la structure de base présentant la performance de combustion qui est la plus
améliorée a été décrit dans le mode de réalisation.
Cependant, diverses modifications peuvent être considérées. Par exemple, les positions des première et seconde parties de passage de carburant de diffusion pilote peuvent être échangées et la tuyère de carburant de pré-mélange pilote peut être disposée à l'amont de la chambre de tourbillonnement de combustion de pré- mélange pilote. En outre, il est peut être non nécessaire que la tuyère de carburant de pré-mélange20 pilote soit formée de manière à faire saillie. Le carburant de pré-mélange pilote peut être injecté dans la partie de passage d'air depuis la partie de paroi interne ou depuis la partie de paroi externe de la partie de passage d'air de combustion de pré-mélange pilote ou autre. En outre, la partie de passage de carburant de diffusion pilote peut être formée d'un seul tenant avec un passage de carburant en lieu et place de la division de celui-ci en premier passage de
carburant et en second passage de carburant.
Comme décrit ci-avant, selon le brûleur de turbine à gaz de la présente invention, le carburant est injecté à l'intérieur de la région de combustion de premier étage dans la chemise de brûleur par le moyen d'alimentation en carburant de premier étage. Par ailleurs, le carburant est, par le moyen d'alimentation en carburant de second étage, injecté dans un état de carburant pauvre dans la région de combustion de second étage pour être brûlé dans la chemise de brûleur. Par ailleurs, le moyen d'alimentation en carburant de premier étage comporte la tuyère de carburant de premier étage formée en combinant la tuyère de combustion par diffusion et la tuyère de combustion de pré-mélange. La tuyère de combustion par diffusion réalise une combustion par diffusion présentant un rendement de combustion excellent et une stabilité de combustion excellente. Afin d'empêcher10 significativement la génération de NOx dans la tuyère de combustion de pré-mélange, le diamètre de la partie aval de la partie de pré-mélange permettant de réaliser au préalable un mélange dans un état de carburant pauvre est rendu inférieur à celui de la partie amont de cette même partie de telle sorte que la combustion stable du gaz de pré-mélange et que l'empêchement de défaut d'allumage soient obtenus. Ainsi, la combustion stable peut être maintenue dans un état dans lequel le rapport de la combustion par diffusion qui génère du NOx en quantité considérable est faible. Il résulte de cela que le NOx peut être significativement réduit et que le rapport de la combustion par diffusion peut être
abaissé tout en maintenant une combustion stable.
La tuyère de combustion par diffusion de la tuyère de carburant de premier étage prévue pour le brûleur de turbine à gaz comporte une partie de passage de carburant dans sa partie centrale et une partie de passage d'air formée de façon concentrique autour de cette partie de passage, ce qui permet un écoulement d'un débit d'écoulement d'air adaptable au carburant diffusé qui vaut quelques % du débit d'écoulement du carburant total. La chambre de tourbillonnement permettant de faire tourbillonner l'air et l'orifice d'injection de carburant sont prévus sur le côté35 d'orifice d'entrée de la chemise de brûleur de la partie de passage d'air. Il résulte de cela que la combustion par diffusion présentant un rendement de combustion excellent et une stabilité de combustion
excellente peut être réalisée.
Dans l'état qui précède, la tuyère de combustion par diffusion comporte la partie de passage de carburant sectionnée individuellement en première partie de passage de carburant et en seconde partie de passage de carburant. Par conséquent, la première partie de passage de carburant peut être formée selon un passage de carburant pour permettre l'écoulement d'une quantité relativement importante de carburant de combustion par diffusion pour la charge légère de la turbine tandis que la seconde partie de passage de carburant peut être formée selon un passage de carburant permettant un écoulement de carburant de combustion par diffusion qui vaut quelques % du débit d'écoulement de carburant total pour un fonctionnement
à faible NOx sous une charge lourde de turbine à gaz.
En formant l'orifice d'injection de carburant comportant une aire ouverte adaptable à chaque débit d'écoulement de carburant dans la partie aval de chaque partie de passage de carburant, une combustion stable peut en outre être obtenue et l'abaissement du NOx peut être réalisé. Puisque la partie de passage d'air de la tuyère de combustion par diffusion peut présenter une aire de passage correspondant au carburant diffusé qui vaut quelques % du débit d'écoulement de carburant total, sa dimension peut être réduite. La tuyère de combustion par diffusion de petite dimension permet de façon sûre la réalisation d'une combustion stable.30 La tuyère de combustion de pré-mélange du moyen d'alimentation en carburant de premier étage comporte une partie d'injection de carburant formée selon une forme faisant saillie suivant une direction radiale par rapport à la partie de passage d'air annulaire. En outre, une pluralité d'orifices d'injection de carburant sont formés au niveau des positions
directionnelles axiales de la saillie afin d'injecter le carburant de façon dispersée. Il résulte de cela qu'un mélange davantage uniforme peut être obtenu et5 qu'un abaissement du NOx peut ainsi être réalisé.
Claims (9)
1. Brûleur de turbine à gaz (15), caractérisé en ce qu'il comprend: un carter externe cylindrique (23) comportant une ouverture d'extrémité fermée par une plaque de tête
(34);
une chemise de brûleur (20) disposée à l'intérieur du carter externe (23) et munie d'une chambre de combustion interne (21) qui est divisée en une région de combustion de premier étage (26) sur un côté de la plaque de tête et en une région de combustion de second étage (27) formée sur un côté aval de la région de combustion de premier étage; un premier moyen d'alimentation en carburant de premier étage (30) monté sur la plaque de tête pour injecter un carburant de premier étage dans la région de combustion de premier étage (26); et un moyen d'alimentation en carburant de second étage (32) monté sur la plaque de tête pour injecter un carburant de second étage préalablement mélangé dans un état de carburant pauvre, ledit moyen d'alimentation en carburant de premier étage (30) comprenant un assemblage de tuyère de carburant de premier étage (31) qui applique le carburant de premier étage et qui est formé en combinant une tuyère de combustion par diffusion (35) et une tuyère de combustion de pré-mélange (36), ladite tuyère de combustion de pré-mélange comportant, au niveau d'une partie intermédiaire d'elle-même, une partie de pré-mélange pour mélanger préliminairement le carburant de premier étage avec de l'air et ladite partie de pré-mélange présentant un diamètre dans une
partie aval d'elle-même inférieur à celui d'une partie amont d'elle- même de manière à former un écoulement de pré-mélange selon un écoulement de contraction.
2. Brûleur de turbine à gaz (15) selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'assemblage de tuyère de carburant de premier étage (31) est un assemblage de tuyère de carburant pilote et ledit moyen d'alimentation en carburant de second étage (32) est disposé à l'extérieur de l'assemblage de tuyère de carburant pilote (31), ledit moyen d'alimentation en carburant de second étage incluant une pluralité d'assemblages de tuyère de carburant de second étage10 (33), ledit assemblage de tuyère pilote et lesdits assemblages de tuyère de carburant de second étage étant montés sur la plaque de tête (34) qui ferme une
extrémité du carter externe (23).
3. Brûleur de turbine à gaz (15) selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite tuyère de carburant de pré-mélange (36) de l'assemblage de tuyère de carburant de premier étage (31) est disposée de manière à entourer ladite tuyère de combustion par
diffusion (35) disposée dans sa partie centrale.
4. Brûleur de turbine à gaz (15) selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite tuyère de combustion par diffusion (35) de l'assemblage de tuyère de carburant de premier étage (31) comporte une structure à deux cylindres comportant une partie de passage de carburant (37) s'étendant suivant une direction axiale au niveau d'une partie centrale de celle-ci et une partie de passage d'air (45) formée dans une partie périphérique externe de ladite partie de passage de carburant, ladite partie de passage d'air étant munie, sur le côté de région de combustion de premier étage, d'un moyen de chambre de
tourbillonnement (41) pour imprimer un déplacement tourbillonnaire à l'air et d'un orifice d'injection de carburant pour injecter le carburant depuis la partie35 de passage de carburant.
5. Brûleur de turbine à gaz (15) selon la revendication 4, caractérisé en ce que ladite partie de passage de carburant (37) formée dans ladite tuyère de combustion par diffusion (35) est munie d'une première partie de passage de carburant permettant d'appliquer le carburant de premier étage en une quantité 5 importante et d'une seconde partie de passage de carburant permettant d'appliquer ledit carburant de premier étage selon une quantité faible qui vaut environ quelques % d'un débit d'écoulement de carburant total, lesquelles sont formées indépendamment l'une de
l'autre.
6. Brûleur de turbine à gaz (15) selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite tuyère de combustion de pré-mélange (36) de l'assemblage de tuyère de carburant de premier étage (31) comporte une partie de passage d'air annulaire (45) entourant la tuyère de combustion par diffusion (35) et ladite partie de passage d'air comporte un moyen de chambre de tourbillonnement (46) pour imprimer un déplacement tourbillonnaire à de l'air disposé sur un côté d'entrée20 de la chemise de combustion (20) et une partie de pré- mélange pour mélanger préalablement l'air et le carburant formée au niveau d'une partie intermédiaire de celle-ci.
7. Brûleur de turbine à gaz (15) selon la revendication 6, caractérisé en ce que ladite tuyère de combustion de pré-mélange (36) de l'assemblage de tuyère de carburant de premier étage (31) est munie d'un orifice d'injection de carburant pour injecter du carburant dans ladite partie de passage d'air annulaire (45) au niveau d'au moins soit une partie de côté amont soit une partie de côté aval du moyen de chambre de
tourbillonnement (46).
8. Brûleur de turbine à gaz (15) selon - la revendication 7, caractérisé en ce que ledit orifice d'injection de carburant de la tuyère de combustion de pré-mélange (36) est formé dans chacune d'une pluralité de parties en saillie formées sur la partie de passage d'air annulaire (45) de manière à faire saillie
radialement dedans et ledit orifice d'injection de carburant de la tuyère de combustion de pré-mélange (36) est formé sur chacune des parties faisant saillie.
9. Brûleur de turbine à gaz (15) selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'une tête d'air est formée sur une partie d'extrémité aval de la tuyère de combustion par diffusion (35) de l'assemblage de tuyère de combustion pilote, ladite tête d'air étant
munie d'une pluralité d'ouvertures d'incidence débouchant dans la chambre de chemise de brûleur.
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15747293A JP3335713B2 (ja) | 1993-06-28 | 1993-06-28 | ガスタービン燃焼器 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2708338A1 true FR2708338A1 (fr) | 1995-02-03 |
| FR2708338B1 FR2708338B1 (fr) | 1998-07-17 |
Family
ID=15650429
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR9407928A Expired - Lifetime FR2708338B1 (fr) | 1993-06-28 | 1994-06-28 | Brûleur de turbine à gaz. |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5450725A (fr) |
| JP (1) | JP3335713B2 (fr) |
| KR (1) | KR0149059B1 (fr) |
| FR (1) | FR2708338B1 (fr) |
| GB (1) | GB2280022B (fr) |
Families Citing this family (101)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2950720B2 (ja) * | 1994-02-24 | 1999-09-20 | 株式会社東芝 | ガスタービン燃焼装置およびその燃焼制御方法 |
| GB2297151B (en) * | 1995-01-13 | 1998-04-22 | Europ Gas Turbines Ltd | Fuel injector arrangement for gas-or liquid-fuelled turbine |
| JP2989515B2 (ja) * | 1995-04-11 | 1999-12-13 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービンの予混合式燃焼装置 |
| DE69625744T2 (de) * | 1995-06-05 | 2003-10-16 | Rolls Royce Corp | Magervormischbrenner mit niedrigem NOx-Ausstoss für industrielle Gasturbinen |
| JP2858104B2 (ja) * | 1996-02-05 | 1999-02-17 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン燃焼器 |
| JP3619626B2 (ja) | 1996-11-29 | 2005-02-09 | 株式会社東芝 | ガスタービン燃焼器の運転方法 |
| JP2001510885A (ja) * | 1997-07-17 | 2001-08-07 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | 燃焼設備用特にガスタービン燃焼器用のバーナ装置 |
| US6176087B1 (en) * | 1997-12-15 | 2001-01-23 | United Technologies Corporation | Bluff body premixing fuel injector and method for premixing fuel and air |
| EP0936406B1 (fr) | 1998-02-10 | 2004-05-06 | General Electric Company | Brûleur à prémélange combustible/air uniforme pour une combustion à faibles émissions |
| GB9818160D0 (en) | 1998-08-21 | 1998-10-14 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber |
| EP1112462B1 (fr) | 1998-08-31 | 2003-06-18 | Siemens Aktiengesellschaft | Procede d'exploitation d'une turbine a gaz et turbine a gaz correspondante |
| US6286300B1 (en) * | 2000-01-27 | 2001-09-11 | Honeywell International Inc. | Combustor with fuel preparation chambers |
| US6363724B1 (en) | 2000-08-31 | 2002-04-02 | General Electric Company | Gas only nozzle fuel tip |
| DE10108560A1 (de) * | 2001-02-22 | 2002-09-05 | Alstom Switzerland Ltd | Verfahren zum Betrieb einer Ringbrennkammer sowie eine diesbezügliche Ringbrennkammer |
| US6539721B2 (en) | 2001-07-10 | 2003-04-01 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas-liquid premixer |
| JP2003035417A (ja) * | 2001-07-24 | 2003-02-07 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン燃焼器のパイロットノズル |
| US6666029B2 (en) | 2001-12-06 | 2003-12-23 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Gas turbine pilot burner and method |
| US6691515B2 (en) * | 2002-03-12 | 2004-02-17 | Rolls-Royce Corporation | Dry low combustion system with means for eliminating combustion noise |
| US6848260B2 (en) * | 2002-09-23 | 2005-02-01 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Premixed pilot burner for a combustion turbine engine |
| US7080515B2 (en) * | 2002-12-23 | 2006-07-25 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Gas turbine can annular combustor |
| US7007486B2 (en) * | 2003-03-26 | 2006-03-07 | The Boeing Company | Apparatus and method for selecting a flow mixture |
| US7117676B2 (en) * | 2003-03-26 | 2006-10-10 | United Technologies Corporation | Apparatus for mixing fluids |
| EP1649219B1 (fr) * | 2003-07-25 | 2008-05-07 | Ansaldo Energia S.P.A. | Bruleur de turbine a gaz |
| US7107773B2 (en) * | 2003-09-04 | 2006-09-19 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine engine sequenced combustion |
| EP1524473A1 (fr) * | 2003-10-13 | 2005-04-20 | Siemens Aktiengesellschaft | Procédé et dispositif pour brûler du carburant |
| AU2003289368A1 (en) | 2003-12-16 | 2005-07-05 | Hitachi, Ltd. | Combustor for gas turbine |
| US7127899B2 (en) * | 2004-02-26 | 2006-10-31 | United Technologies Corporation | Non-swirl dry low NOx (DLN) combustor |
| US7694521B2 (en) * | 2004-03-03 | 2010-04-13 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Installation structure of pilot nozzle of combustor |
| JP4670035B2 (ja) * | 2004-06-25 | 2011-04-13 | 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 | ガスタービン燃焼器 |
| JP4626251B2 (ja) * | 2004-10-06 | 2011-02-02 | 株式会社日立製作所 | 燃焼器及び燃焼器の燃焼方法 |
| US20060191268A1 (en) * | 2005-02-25 | 2006-08-31 | General Electric Company | Method and apparatus for cooling gas turbine fuel nozzles |
| ITTO20050208A1 (it) * | 2005-03-30 | 2006-09-30 | Ansaldo Energia Spa | Gruppo bruciatore a gas per una turbina a gas |
| JP4728176B2 (ja) * | 2005-06-24 | 2011-07-20 | 株式会社日立製作所 | バーナ、ガスタービン燃焼器及びバーナの冷却方法 |
| GB2429516B (en) * | 2005-08-27 | 2010-12-29 | Siemens Ind Turbomachinery Ltd | An apparatus for modifying the content of a gaseous fuel |
| US20070089427A1 (en) * | 2005-10-24 | 2007-04-26 | Thomas Scarinci | Two-branch mixing passage and method to control combustor pulsations |
| EP1950494A1 (fr) | 2007-01-29 | 2008-07-30 | Siemens Aktiengesellschaft | Chambre de combustion pour turbine à gaz |
| EP2187128A4 (fr) * | 2007-08-10 | 2015-07-29 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | Chambre de combustion |
| US8393155B2 (en) | 2007-11-28 | 2013-03-12 | Solar Turbines Incorporated | Gas turbine fuel injector with insulating air shroud |
| EP2107313A1 (fr) * | 2008-04-01 | 2009-10-07 | Siemens Aktiengesellschaft | Alimentation étagée de combustible dans un brûleur |
| CN102245968B (zh) * | 2008-12-10 | 2014-03-05 | 株式会社Ihi | 燃烧器 |
| CN102245970B (zh) | 2008-12-10 | 2014-10-29 | 株式会社Ihi | 燃烧器 |
| US20100192582A1 (en) * | 2009-02-04 | 2010-08-05 | Robert Bland | Combustor nozzle |
| US8789372B2 (en) * | 2009-07-08 | 2014-07-29 | General Electric Company | Injector with integrated resonator |
| RU2534189C2 (ru) * | 2010-02-16 | 2014-11-27 | Дженерал Электрик Компани | Камера сгорания для газовой турбины(варианты) и способ эксплуатации газовой турбины |
| US8991187B2 (en) | 2010-10-11 | 2015-03-31 | General Electric Company | Combustor with a lean pre-nozzle fuel injection system |
| US8522556B2 (en) | 2010-12-06 | 2013-09-03 | General Electric Company | Air-staged diffusion nozzle |
| US8528338B2 (en) | 2010-12-06 | 2013-09-10 | General Electric Company | Method for operating an air-staged diffusion nozzle |
| JP5649949B2 (ja) * | 2010-12-28 | 2015-01-07 | 川崎重工業株式会社 | 燃焼装置 |
| US9719419B2 (en) * | 2011-03-16 | 2017-08-01 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine combustor with top hat nozzle arrangements |
| RU2550370C2 (ru) * | 2011-05-11 | 2015-05-10 | Альстом Текнолоджи Лтд | Центробежная форсунка с выступающими частями |
| US9371989B2 (en) * | 2011-05-18 | 2016-06-21 | General Electric Company | Combustor nozzle and method for supplying fuel to a combustor |
| US8601820B2 (en) | 2011-06-06 | 2013-12-10 | General Electric Company | Integrated late lean injection on a combustion liner and late lean injection sleeve assembly |
| EP2726788B1 (fr) * | 2011-06-28 | 2020-03-25 | General Electric Company | Injection pauvre retardée rationnelle |
| EP2726786B1 (fr) | 2011-06-30 | 2018-04-04 | General Electric Company | Chambre de combustion et procédé d'alimentation en carburant de la chambre de combustion |
| WO2013002669A1 (fr) | 2011-06-30 | 2013-01-03 | General Electric Company | Chambre de combustion et procédé d'alimentation en carburant de la chambre de combustion |
| US9010120B2 (en) * | 2011-08-05 | 2015-04-21 | General Electric Company | Assemblies and apparatus related to integrating late lean injection into combustion turbine engines |
| US8407892B2 (en) | 2011-08-05 | 2013-04-02 | General Electric Company | Methods relating to integrating late lean injection into combustion turbine engines |
| JP6050821B2 (ja) | 2011-09-22 | 2016-12-21 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 燃焼器及び燃焼器に燃料を供給する方法 |
| EP2780636A1 (fr) * | 2011-11-17 | 2014-09-24 | General Electric Company | Ensemble foyer de turbomachine et méthode d'utilisation d'une turbomachine |
| US9140455B2 (en) | 2012-01-04 | 2015-09-22 | General Electric Company | Flowsleeve of a turbomachine component |
| US9170024B2 (en) | 2012-01-06 | 2015-10-27 | General Electric Company | System and method for supplying a working fluid to a combustor |
| US9188337B2 (en) | 2012-01-13 | 2015-11-17 | General Electric Company | System and method for supplying a working fluid to a combustor via a non-uniform distribution manifold |
| US9097424B2 (en) | 2012-03-12 | 2015-08-04 | General Electric Company | System for supplying a fuel and working fluid mixture to a combustor |
| US9151500B2 (en) | 2012-03-15 | 2015-10-06 | General Electric Company | System for supplying a fuel and a working fluid through a liner to a combustion chamber |
| US9052115B2 (en) | 2012-04-25 | 2015-06-09 | General Electric Company | System and method for supplying a working fluid to a combustor |
| US9284888B2 (en) | 2012-04-25 | 2016-03-15 | General Electric Company | System for supplying fuel to late-lean fuel injectors of a combustor |
| RU2493494C1 (ru) * | 2012-06-25 | 2013-09-20 | Николай Борисович Болотин | Камера сгорания гтд |
| RU2493493C1 (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 |
| RU2493495C1 (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 |
| US8479518B1 (en) | 2012-07-11 | 2013-07-09 | General Electric Company | System for supplying a working fluid to a combustor |
| DE102012216080A1 (de) * | 2012-08-17 | 2014-02-20 | Dürr Systems GmbH | Brenner |
| US9212823B2 (en) * | 2012-09-06 | 2015-12-15 | General Electric Company | Systems and methods for suppressing combustion driven pressure fluctuations with a premix combustor having multiple premix times |
| US9310078B2 (en) | 2012-10-31 | 2016-04-12 | General Electric Company | Fuel injection assemblies in combustion turbine engines |
| US9404659B2 (en) * | 2012-12-17 | 2016-08-02 | General Electric Company | Systems and methods for late lean injection premixing |
| US9422867B2 (en) * | 2013-02-06 | 2016-08-23 | General Electric Company | Variable volume combustor with center hub fuel staging |
| US9316396B2 (en) | 2013-03-18 | 2016-04-19 | General Electric Company | Hot gas path duct for a combustor of a gas turbine |
| US10436445B2 (en) | 2013-03-18 | 2019-10-08 | General Electric Company | Assembly for controlling clearance between a liner and stationary nozzle within a gas turbine |
| US9383104B2 (en) | 2013-03-18 | 2016-07-05 | General Electric Company | Continuous combustion liner for a combustor of a gas turbine |
| US9322556B2 (en) | 2013-03-18 | 2016-04-26 | General Electric Company | Flow sleeve assembly for a combustion module of a gas turbine combustor |
| US9631812B2 (en) | 2013-03-18 | 2017-04-25 | General Electric Company | Support frame and method for assembly of a combustion module of a gas turbine |
| US9360217B2 (en) | 2013-03-18 | 2016-06-07 | General Electric Company | Flow sleeve for a combustion module of a gas turbine |
| US9316155B2 (en) * | 2013-03-18 | 2016-04-19 | General Electric Company | System for providing fuel to a combustor |
| US9400114B2 (en) | 2013-03-18 | 2016-07-26 | General Electric Company | Combustor support assembly for mounting a combustion module of a gas turbine |
| EP2789915A1 (fr) * | 2013-04-10 | 2014-10-15 | Alstom Technology Ltd | Procédé de fonctionnement d'une chambre de combustion et chambre de combustion |
| US9416975B2 (en) | 2013-09-04 | 2016-08-16 | General Electric Company | Dual fuel combustor for a gas turbine engine including a toroidal injection manifold with inner and outer sleeves |
| US20150107255A1 (en) * | 2013-10-18 | 2015-04-23 | General Electric Company | Turbomachine combustor having an externally fueled late lean injection (lli) system |
| US20150159877A1 (en) * | 2013-12-06 | 2015-06-11 | General Electric Company | Late lean injection manifold mixing system |
| US9803555B2 (en) * | 2014-04-23 | 2017-10-31 | General Electric Company | Fuel delivery system with moveably attached fuel tube |
| CN104110699B (zh) * | 2014-07-09 | 2017-09-15 | 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 | 一种燃气轮机燃烧室的预混合喷嘴 |
| US20160053681A1 (en) * | 2014-08-20 | 2016-02-25 | General Electric Company | Liquid fuel combustor having an oxygen-depleted gas (odg) injection system for a gas turbomachine |
| RU2612687C1 (ru) * | 2015-10-01 | 2017-03-13 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Способ управления многорежимным многотопливным двигателем |
| US10677466B2 (en) * | 2016-10-13 | 2020-06-09 | General Electric Company | Combustor inlet flow conditioner |
| WO2018173122A1 (fr) | 2017-03-21 | 2018-09-27 | 株式会社 東芝 | Chambre de combustion de turbine à gaz |
| CN107975801B (zh) * | 2017-05-25 | 2024-01-16 | 宁波方太厨具有限公司 | 燃烧器用引射管及应用有该引射管的引射器 |
| CN109424976B (zh) * | 2017-09-05 | 2021-07-02 | 深圳意动航空科技有限公司 | 扁形航改燃机燃气喷嘴 |
| RU2682218C1 (ru) * | 2018-03-01 | 2019-03-15 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ работы газотурбинной установки |
| DE102018125848A1 (de) * | 2018-10-18 | 2020-04-23 | Man Energy Solutions Se | Brennkammer einer Gasturbine, Gasturbine und Verfahren zum Betreiben derselben |
| US11371709B2 (en) | 2020-06-30 | 2022-06-28 | General Electric Company | Combustor air flow path |
| US20230399980A1 (en) * | 2022-06-08 | 2023-12-14 | General Electric Company | Multi-temperature fuel injectors for a gas turbine engine |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4498288A (en) * | 1978-10-13 | 1985-02-12 | General Electric Company | Fuel injection staged sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas |
| US4982570A (en) * | 1986-11-25 | 1991-01-08 | General Electric Company | Premixed pilot nozzle for dry low Nox combustor |
| US5069029A (en) * | 1987-03-05 | 1991-12-03 | Hitachi, Ltd. | Gas turbine combustor and combustion method therefor |
| US5127229A (en) * | 1988-08-08 | 1992-07-07 | Hitachi, Ltd. | Gas turbine combustor |
| US5193346A (en) * | 1986-11-25 | 1993-03-16 | General Electric Company | Premixed secondary fuel nozzle with integral swirler |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0783289B2 (ja) * | 1990-06-11 | 1995-09-06 | 松下電器産業株式会社 | 携帯用無線機 |
| JPH05203148A (ja) * | 1992-01-13 | 1993-08-10 | Hitachi Ltd | ガスタービン燃焼装置及びその制御方法 |
-
1993
- 1993-06-28 JP JP15747293A patent/JP3335713B2/ja not_active Expired - Lifetime
-
1994
- 1994-06-28 US US08/266,591 patent/US5450725A/en not_active Expired - Lifetime
- 1994-06-28 FR FR9407928A patent/FR2708338B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 1994-06-28 KR KR1019940015020A patent/KR0149059B1/ko not_active IP Right Cessation
- 1994-06-28 GB GB9412985A patent/GB2280022B/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4498288A (en) * | 1978-10-13 | 1985-02-12 | General Electric Company | Fuel injection staged sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas |
| US4982570A (en) * | 1986-11-25 | 1991-01-08 | General Electric Company | Premixed pilot nozzle for dry low Nox combustor |
| US5193346A (en) * | 1986-11-25 | 1993-03-16 | General Electric Company | Premixed secondary fuel nozzle with integral swirler |
| US5069029A (en) * | 1987-03-05 | 1991-12-03 | Hitachi, Ltd. | Gas turbine combustor and combustion method therefor |
| US5127229A (en) * | 1988-08-08 | 1992-07-07 | Hitachi, Ltd. | Gas turbine combustor |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2708338B1 (fr) | 1998-07-17 |
| JPH0719482A (ja) | 1995-01-20 |
| GB2280022A (en) | 1995-01-18 |
| GB2280022B (en) | 1996-11-06 |
| KR0149059B1 (ko) | 1998-10-01 |
| KR950001074A (ko) | 1995-01-03 |
| GB9412985D0 (en) | 1994-08-17 |
| JP3335713B2 (ja) | 2002-10-21 |
| US5450725A (en) | 1995-09-19 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| FR2708338A1 (fr) | Brûleur de turbine à gaz. | |
| EP0182687B1 (fr) | Système d'injection à géométrie variable | |
| CA2207831C (fr) | Systeme d'injection a degre d'homogeneisation avancee | |
| FR2715460A1 (fr) | Structure de brûleur. | |
| FR2966561A1 (fr) | Tuyere a combustible pour bruleur | |
| FR2553175A1 (fr) | Procede et appareil pour reduire les emissions d'oxyde nitrique d'un foyer a combustible gazeux | |
| FR2536465A1 (fr) | Ensemble d'injecteur de combustible a air souffle | |
| EP1770333B1 (fr) | Bras d'injecteur anti-cokéfaction | |
| FR2716526A1 (fr) | Système de combustion de turbine à gaz et procédé de commande de combustion . | |
| FR2648184A1 (fr) | Injecteur de carburant double, notamment pour turbomoteur | |
| FR2875584A1 (fr) | Injecteur a effervescence pour systeme aeromecanique d'injection air/carburant dans une chambre de combustion de turbomachine | |
| FR2859272A1 (fr) | Systeme d'injection air/carburant, dans une chambre de combustion de turbomachine, ayant des moyens de generation de plasmas froids | |
| FR2971040A1 (fr) | Systeme de premelange d'air et de combustible dans une tuyere de combustible | |
| FR2488942A1 (fr) | Procede et appareil de combustion pour turbine a gaz | |
| EP1640661A2 (fr) | Système aérodynamique à effervescence d'injection air/carburant dans une chambre de combustion de turbomachine | |
| FR2499678A1 (fr) | Bruleur, chaudiere, ensemble les comprenant et procede pour bruler un combustible liquide | |
| CA2033366C (fr) | Bruleur industriel a combustible liquide a faible emission d'oxydes d'azote, ledit bruleur generant plusieurs flammes elementaires et son utilisation | |
| EP0964206B1 (fr) | Chambre de combustion de turbine à gaz à géométrie variable | |
| EP0301950B1 (fr) | Moteur à combustion interne suralimenté équipé d'une chambrede combustion auxiliaire | |
| FR2704628A1 (fr) | Chambre de combustion comportant un système d'injection de comburant à géométrie variable. | |
| WO2020025234A1 (fr) | Chambre de combustion comprenant une section de passage d'un tube a flamme modifiee notamment pour une turbine destinee a la production d'energie, notamment d'energie electrique | |
| WO2018134501A2 (fr) | Chambre de combustion de turbomachine a haute permeabilite | |
| FR2972225A1 (fr) | Injecteur pour tete d'injection d'une chambre de combustion | |
| WO2008113909A2 (fr) | Moteur alternatif à rétention de gaz brûlés | |
| EP4327023A1 (fr) | Cone de diffusion pour partie arriere de turboreacteur integrant un anneau accroche-flamme en bord de fuite |