ITPD970297A1

ITPD970297A1 - LOW NOX COMBUSTION CHAMBER HAVING A DUAL FUEL INJECTION SYSTEM

Info

Publication number: ITPD970297A1
Application number: IT97PD000297A
Authority: IT
Inventors: Willliam Richard Ryan
Original assignee: Westinghouse Electric Corp
Priority date: 1996-12-31
Filing date: 1997-12-30
Publication date: 1999-06-30
Also published as: GB9727091D0; ITPD970297A0; GB2320755B; CA2225947A1; JPH10205758A; GB2320755A; IT1297956B1; JP4040156B2

Description

DESCRIZIONE DESCRIPTION

La presente invenzione riguarda una camera di combustione per turbine a gas. Più specificatamente, la presente invenzione riguarda un sistema di iniezione di combustibile doppio per una camera di combustione a bassi Nox. The present invention relates to a combustion chamber for gas turbines. More specifically, the present invention relates to a dual fuel injection system for a low Nox combustion chamber.

In una turbina a gas, combustibile viene bruciato in aria compressa, prodotta da un compressore, in una o più camere di combustione. Convenzionalmente, queste camere di combustione comprendevano una zona di combustione primaria in cui una miscela approssimativamente stechiometrica di combustibile ed aria era formata e bruciata in un processo di combustione del tipo a diffusione. Aria addizionale era introdotta nella camera di combustione a valle della zona di combustione primaria. Benché il rapporto combustibile/aria totale fosse notevolmente inferiore a quello stechiometrico, la miscela combustibile/aria era facilmente accesa in corrispondenza dell avviamento, e buona stabilità della fiamma era ottenuta entro un'ampia garrirla di temperature d1 accensione a causa della natura localmente più ricca della miscela combustibile/aria nella zona di combustione primaria. Sfortunatamente, l'impiego di queste miscele di combustibile/aria approssimativamente stechiometriche determinava temperature estremamente elevate nella zona di combustione primaria. Queste elevate temperature favorivano la formazione di ossidi di azoto ("Nox"), considerati a un agente inquinante atmosferico. E<1 >noto che combustione a rapporti combustibile/aria bassi o poveri riduce la formazione di Nox. Tale combustione "povera", tuttavia, richiede che il combustibile abbia ad essere ben distribuito attraverso tutta l'aria di combustione senza creare zone localmente ricche". In a gas turbine, fuel is burned in compressed air, produced by a compressor, in one or more combustion chambers. Conventionally, these combustion chambers comprised a primary combustion zone in which an approximately stoichiometric mixture of fuel and air was formed and burned in a diffusion type combustion process. Additional air was introduced into the combustion chamber downstream of the primary combustion zone. Although the total fuel / air ratio was considerably lower than the stoichiometric one, the fuel / air mixture was easily ignited at start-up, and good flame stability was achieved within a wide range of ignition temperatures due to the locally richer nature. of the fuel / air mixture in the primary combustion zone. Unfortunately, the use of these approximately stoichiometric fuel / air mixtures resulted in extremely high temperatures in the primary combustion zone. These high temperatures favored the formation of nitrogen oxides ("NOx"), considered an air pollutant. Combustion at low or poor fuel / air ratios is known to reduce NOx formation. Such "lean" combustion, however, requires the fuel to be well distributed throughout the combustion air without creating locally rich areas ".

Le turbine a gas sono in grado di operare sia con combustibili gassosi che con combustibili liquidi. Sfortunatamente, la geometria associata con tale distribuzione di combustibile richiede una struttura complessa che rende estremamente difficile la capacità di bruciare un combustibile doppio nella camera di combustione. Gas turbines are capable of operating with both gaseous and liquid fuels. Unfortunately, the geometry associated with such fuel distribution requires a complex structure which makes the ability to burn a double fuel in the combustion chamber extremely difficult.

E perciò desiderabile fornire uan camera di combustione che sia in grado di fornire una combustione stabile con miscele estremamente povere di combustìbile e aria, così da ridurre la formazione di Nox e che sia in grado di operare con combustibile liquido come pure con combustibile gassoso. It is therefore desirable to provide a combustion chamber which is capable of providing stable combustion with extremely low fuel and air mixtures, thereby reducing NOx formation and which is capable of operating with liquid fuel as well as gaseous fuel.

Perciò, lo scopo generale della presente invenzione è quello di fornire una camera di combustione che sia in grado di fornire combustione stabile con miscele di combustibile ed aria estremamente povere, così da ridurre la formazione di Nox, e che sia in grado di operare con combustibile liquido come pure con combustibile gassoso. Therefore, the general purpose of the present invention is to provide a combustion chamber which is capable of providing stable combustion with extremely poor fuel and air mixtures, thereby reducing NOx formation, and which is capable of operating with fuel. liquid as well as with gaseous fuel.

In breve,questo scopo come pure altri scopi della presente invenzione, sono raggiunti in una camera di combustione per produrre un gas caldo mediante combustione di un combustibile in aria, la camera di combustione comprendendo (i) una zona di combustione, (ii) un primo passaggio anulare per miscelare combustibile ed aria, il primo passaggio anulare essendo in comunicazione di flusso con la zona di combustione, (ili) un primo collettore per introdurre un combustibile liquido nel primo passaggio anulare in modo da distribuire circonferenzialmente il combustibile liquido attorno al primo passaggio e (iv) un secondo collettore per introdurre un combustibile gassoso nel primo passaggio anulare in modo da distribuire circonferenzialmente combustibile gassoso attorno al primo passaggio, il primo e secondo collettore essendo uniti assieme per formare un complesso collettore integrale. Briefly, this object, as well as other objects of the present invention, are achieved in a combustion chamber for producing a hot gas by burning a fuel in air, the combustion chamber comprising (i) a combustion zone, (ii) a first annular passage for mixing fuel and air, the first annular passage being in flow communication with the combustion zone, (ii) a first manifold for introducing a liquid fuel into the first annular passage so as to circumferentially distribute the liquid fuel around the first passage and (iv) a second manifold for introducing a gaseous fuel into the first annular passage so as to circumferentially distribute gaseous fuel around the first passage, the first and second manifolds being joined together to form an integral manifold assembly.

In una forma di realizzazione preferita dell'invenzione, il secondo collettore ha un'area proiettata su un piano perpendicolare alla direzione assiale, e l'area del primo e secondo collettori è associata in un complesso integrale proiettato su quel piano che è sostanzialmente il medesimo dell'area proiettata del primo collettore. In a preferred embodiment of the invention, the second manifold has an area projected on a plane perpendicular to the axial direction, and the area of the first and second manifolds is associated in an integral assembly projected on that plane which is substantially the same of the projected area of the first collector.

La figura 1 è una sezione trasversale longitudinale parzialmente schematica, di una camera di combustione includente il sistema di iniezione di combustibile doppio secondo la presente invenzione. Figure 1 is a partially schematic longitudinal cross section of a combustion chamber including the dual fuel injection system according to the present invention.

La figura 2 è una vista dettagliata del complesso di collettore di combustibile doppio rappresentato in figura 1, nelle vicinanze del tubo di alimentazione del gas. Figure 2 is a detailed view of the dual fuel manifold assembly shown in Figure 1, in the vicinity of the gas supply pipe.

La figura 3 è una sezione trasversale presa attraversa la linea III-III rappresentata in figura 1. Figure 3 is a cross section taken across the line III-III represented in Figure 1.

La figura 4 è uan vista dettagliata del complesso collettore di combustibile doppio rappresentato in figura 1, nelle vicinanze del tubo di alimentazione del combustibile liquido Figure 4 is a detailed view of the dual fuel manifold assembly shown in Figure 1, in the vicinity of the liquid fuel feed pipe.

La figura 5 è una vista dettagliata di uno degli ugelli del combustibile liquido rappresentati in figura 3. Figure 5 is a detailed view of one of the liquid fuel nozzles shown in Figure 3.

Facendo riferimento ai disegni, in figura 1 è rappresentata una camera di combustione 1 per una turbina a gas, specificatamente una camera di combustione concepita per generare bassissimi livelli di Nox. La camera di combustione 1 secondo la presente invenzione comprende un zona di premiscelazione 10, in cui sono miscelati aria e combustibile, ed una zona di combustione 12 a valle della zona di pre-miscelazione. Un alloggiamento 27, avente una flangia 13 in corrispondenza della sua estremità anteriore, racchiude la zona di miscelazione 10 della camera di combustione 1.Grandi aperture a finestra 30 sono distanziate attorno alla circonferenza dell'alloggiamento 27 e consentono ad aria di combustione 8 di entrare nella camera di combustione 1. Un condotto 28 è fissato alla estremità posteriore dell'alloggiamento 27 e racchiude la zona di combustione 12. Passaggi di raffreddamento (non rappresentati) sono formati attorno alla circonferenza del condotto 28 in modo da consentire l'introduzione di aria di raffreddamento pellicolare. Una uscita (non rappresentata) è formata 1n corrispondenza della estremità posteriore del condotto 28 per lo scarico del gas caldo prodotto nella camera di combustione 1 alla sezione a turbina della turbina a gas. Referring to the drawings, figure 1 shows a combustion chamber 1 for a gas turbine, specifically a combustion chamber designed to generate very low NOx levels. The combustion chamber 1 according to the present invention comprises a pre-mixing zone 10, in which air and fuel are mixed, and a combustion zone 12 downstream of the pre-mixing zone. A housing 27, having a flange 13 at its forward end, encloses the mixing zone 10 of the combustion chamber 1. Large window openings 30 are spaced around the circumference of the housing 27 and allow combustion air 8 to enter in the combustion chamber 1. A duct 28 is attached to the rear end of the housing 27 and encloses the combustion zone 12. Cooling passages (not shown) are formed around the circumference of the duct 28 so as to allow the introduction of air cooling film. An outlet (not shown) is formed at the rear end of the conduit 28 for discharging the hot gas produced in the combustion chamber 1 to the turbine section of the gas turbine.

Come pure rappresentato in figura 1, quattro rivestimenti interni cilindrici o camicie 18-21 sono concentricamente disposti nella zona di miscelazione 10 della camera di combustione 1 e, assieme all'alloggiamento 27, formano quattro passaggi 23-26 di premiscelazione di combustibile anulare, un passaggio anulare essendo formato tra ciascuna coppia adiacente di rivestimenti. Ciascuno dei passaggi anulari ha una estremità d'ingresso 31 ed una estremità di scarico 36. Deflettori o altri dispositivi di aumento della turbolenza possono essere inclusi nei passaggi 23-26 per favorire la miscelazione del combustibile e dell'aria. Una piastra di vortice 22 è fissata in corrispondenza della estremità posteriore dei rivestimenti 18-21 adiacentemente agli scarichi 36 dei passaggi anulari e separa la porzione di miscelazione 10 della camera di combustione della zona di combustione 12. Una pluralità di elementi vorticatori 17 sono disposti nella piastra 22 di vortice in modo da risultare circonferenzialmente distribuiti attorno a ciascuno dei passaggi anulari 23-26 adiacentemente alle loro estremità di scarico 36. Gli elementi vorticatori 17 sono atti ad impartire a rotazione al combustibile e all'aria, favorendo così miscelazione del combustibile e dell'aria e provocando ricirco!azione che serve per ancorare la fiamma. As also shown in Figure 1, four cylindrical liners or liners 18-21 are concentrically disposed in the mixing zone 10 of the combustion chamber 1 and, together with the housing 27, form four annular fuel premix passages 23-26, a annular passage being formed between each adjacent pair of liners. Each of the annular passages has an inlet end 31 and an exhaust end 36. Deflectors or other turbulence enhancing devices may be included in passages 23-26 to aid in mixing of fuel and air. A vortex plate 22 is attached at the rear end of the liners 18-21 adjacent the outlets 36 of the annular passages and separates the mixing portion 10 of the combustion chamber from the combustion zone 12. A plurality of vortex elements 17 are arranged in the vortex plate 22 so as to be circumferentially distributed around each of the annular passages 23-26 adjacent to their discharge ends 36. The vortex elements 17 are adapted to impart in rotation to the fuel and air, thus favoring mixing of the fuel and of the air and causing a recirculation action which serves to anchor the flame.

Come pure rappresentato in figura 1, secondo la presente invenzione, un complesso di iniezione di combustibile doppio è disposto nella camera di combustione 1. Il complesso di iniezione di combustibile doppio è costituito da quattro complessi collettori di combustibile doppio toroidali concentrici 32-35. Ciascun complesso collettore 32-35 di o per combustibile doppio è disposto appena a monte dell'ingresso 31 di uno dei passaggi anulari 23-26. As also shown in FIG. 1, in accordance with the present invention, a dual fuel injection assembly is disposed in the combustion chamber 1. The dual fuel injection assembly consists of four concentric double toroidal fuel manifold assemblies 32-35. Each dual fuel manifold 32-35 is disposed just upstream of the inlet 31 of one of the annular passages 23-26.

Come pure rappresentato nelle figure 1 e 2, tubi 38 di alimentazione di combustibile estendentisi assialmente sono collegati a ciascuno dei quattro complessi collettori di combustibile doppio 32-35 e dirigono un combustibile gassoso 50 ai collettori. In aggiunta, tubi 39 di alimentazione di combustibile estendentisi assialmente sono pure collegati a ciascuno dei quattro complessi collettori 32-35 per combustibile doppio e dirigono combustibile liquido 51 ai collettori, come è rappresentato nelle figure 1 e 4. Così, ciascun complesso collettore 32 ibile doppio è alimentato con combustibile sia gassoso che liquido mediante un tubo di alimentazione di combustibile separato.Una valvola 54 di controllo di flusso è installata in ciascuno dei tubi 38 e 39 di alimentazione di combustibile in maniera tale che il flusso di combustibile gassoso o liquido da alimentazioni di combustibile (non rappresentata) a ciascun collettore può essere controllato individualmente. As also shown in FIGS. 1 and 2, axially extending fuel supply pipes 38 are connected to each of the four dual fuel manifold assemblies 32-35 and direct a gaseous fuel 50 to the manifolds. In addition, axially extending fuel supply pipes 39 are also connected to each of the four manifold assemblies 32-35 for dual fuel and direct liquid fuel 51 to the manifolds, as shown in FIGS. 1 and 4. Thus, each manifold assembly 32 is available. dual fuel is supplied with both gaseous and liquid fuel via a separate fuel feed line. A flow control valve 54 is installed in each of the fuel feed tubes 38 and 39 such that the gaseous or liquid fuel flow from fuel supplies (not shown) to each manifold can be controlled individually.

Cosi, secondo la presente invenzione, l'alimentazione di combustibile a ciascun passaggio anulare 23-26 può essere controllata separatamente. Nella forma di realizzazione preferita, il combustibile gassoso è gas naturale ed il combustibile liquido è un olio distillato. Thus, according to the present invention, the fuel supply to each annular passage 23-26 can be controlled separately. In the preferred embodiment, the gaseous fuel is natural gas and the liquid fuel is a distilled oil.

Uno dei complessi collettori per combustibile doppio secondo la presente invenzione è illustrato dettagliatamente nelle figure 2-5. Secondo l'importante aspetto della presente invenzione, ciascun complesso collettore è costituito da collettori 40 e 42 per combustibile gassoso e liquido separati, rispettivamente, che sono uniti assieme i modo da formare una unità integrale. One of the dual fuel manifold assemblies according to the present invention is illustrated in detail in FIGS. 2-5. In accordance with the important aspect of the present invention, each manifold assembly consists of separate gas and liquid fuel manifolds 40 and 42, respectively, which are joined together to form an integral unit.

Il collettore 40 del gas è di sezione trasversale generalmente circolare-e-formare-un- passaggio 43 che si estende attorno alla circonferenza dell'ingresso 31 del suo rispettivo passaggio anulare 23-26. Come meglio rappresentato in figura 2, il tubo 38 di alimentazione del combustibile gassoso e collegato alla estremità a monte del collettore 40 del gas il corrispondenza di approssimativamente la posizione delle ore 9.Una pluralità di luci 49 di scarico di combustibile rivolte all'indietro sono distribuite attorno alla circonferenza del collettore 40 del combustibile gassoso In corrispondenza della sua estremità a valle. Nella forma di realizzazione preferita dell invenzione, le luci di scarico 49 sono distanziate secondo intervalli relativamente piccoli per cui il combustibile gassoso 50 è uniformemente distribuita attorno alla circonferenza dei passaggi anulari 23-26. In aggiunta, ciascuna delle luci 49 di scarico del combustibile è posizionata leggermente al di sopra della posizione delle ore tre, sul collettore 40 del gas per cui essa è orientata con un angolo A rispetto all'asse della camera di combustione 1, la direzione assiale essendo generalmente la direzione in cui l'aria 8 fluisce nei passaggi anulari 23-26. Conseguentemente le luci di scarico 49 dirigono fini correnti di combustibile gassoso 60 radialmente verso l'esterno in ciascuno dei passaggi anulari 23-26 favorendo così la miscelazione. Nella forma di realizzazione preferita dell'invenzione, l'angolo A è di approssimativamente 18°. The gas manifold 40 is of generally circular-and-forming-a-passage cross section 43 extending around the circumference of the inlet 31 of its respective annular passage 23-26. As best represented in FIG. 2, the gaseous fuel supply pipe 38 is connected to the upstream end of the gas manifold 40 at approximately the 9 o'clock position. A plurality of rearward-facing fuel exhaust ports 49 are distributed around the circumference of the gaseous fuel manifold 40 at its downstream end. In the preferred embodiment of the invention, the exhaust ports 49 are spaced at relatively small intervals so that the gaseous fuel 50 is uniformly distributed around the circumference of the annular passages 23-26. In addition, each of the fuel exhaust ports 49 is positioned slightly above the three o'clock position on the gas manifold 40 so that it is oriented at an angle A with respect to the axis of the combustion chamber 1, the axial direction generally being the direction in which the air 8 flows in the annular passages 23-26. Consequently, the exhaust ports 49 direct fine streams of gaseous fuel 60 radially outwards in each of the annular passages 23-26 thus favoring mixing. In the preferred embodiment of the invention, the angle A is approximately 18 °.

Come è rappresentato in figura 2, il collettore 42 del combustibile liquido forma un passaggio 44 che si estende attorno alla circonferenza dell'ingresso 31 del suo rispettivo passaggio anulare 23-26. Il collettore 42 del liquido è formato da tre pareti estendentisi circonferenzialmente 55-57 unite in maniera da formare una sagoma avente una sezione trasversale generalmente trapezoidale. La parete esterna 55 si estende assialmente all'indietro dal collettore 40 del gas ed è fissata integralmente al collettore del gas, ad esempio mediante saldatura, appena al di sotto della luce 49 di scarico del combustibile gassoso in corrispondenza di approssimativamente la posizione delle ore tre, cioè in posizione intermedia tra le posizioni radialmente più esterne e radialmente più interna sul collettore del gas. La parete interna 56 si estende pure assialmente airi ndietro ed è fissata al collettore del gas in corrispondenza di approssimativamente la posizione delle ore sei cioè la posizione radialmente più interna. La parete posteriore 57 si estende tra le pareti interna ed esterna 56 e 55, rispettivamente. La porzione della circonferenza del collettore del gas tra approssimativamente le posizioni delle ore tre e delle ore sei separa il passaggio 43 del gas dal passaggio 44 del combustibile liquido. Pertanto, il passaggio 44 del combustibile liquido è delimitato su tre lati dalle pareti 55-57 e su un quarto lato da una porzione della circonferenza del collettore 40 del gas. As shown in FIG. 2, the liquid fuel manifold 42 forms a passage 44 which extends around the circumference of the inlet 31 of its respective annular passage 23-26. The liquid manifold 42 is formed of three circumferentially extending walls 55-57 joined to form a shape having a generally trapezoidal cross section. The outer wall 55 extends axially rearward from the gas manifold 40 and is integrally secured to the gas manifold, for example by welding, just below the gaseous fuel discharge port 49 at approximately the three o'clock position. , that is, in an intermediate position between the radially outermost and radially innermost positions on the gas manifold. The inner wall 56 also extends axially rearward and is secured to the gas manifold at approximately the six o'clock position i.e. the radially innermost position. The rear wall 57 extends between the inner and outer walls 56 and 55, respectively. The portion of the circumference of the gas manifold between approximately the three and six o'clock positions separates the gas passage 43 from the liquid fuel passage 44. Therefore, the liquid fuel passage 44 is delimited on three sides by the walls 55-57 and on a fourth side by a portion of the circumference of the gas manifold 40.

Come meglio rappresentato in figura 4, il tubo 39 di alimentazione del combustibile liquido penetra attraverso il collettore 40 del gas e entra nel passaggio 44 del combustibile liquido attraverso la porzione della circonferenza del collettore del gas che separa il passaggio 43 del gas dal passaggio del combustibile liquido. As better represented in Figure 4, the liquid fuel supply pipe 39 enters through the gas manifold 40 and enters the liquid fuel passage 44 through the portion of the circumference of the gas manifold which separates the gas passage 43 from the fuel passage. liquid.

Secondo un importante aspetto della presente invenzione, il collettore 42 del combustibile liquido è fissato al collettore 40 del combustibile gassoso in maniera da minimizzare l'ostruzione al flusso d'aria 8 nei passaggi anulari 23-26. Infatti, nei termini dell'area proiettata su un piano perpendicolare all'asse della camera di combustione 1, cioè perpendicolare alla direzione del flusso d'aria 8, il collettore 42 del combustibile liquido non crea alcun aumento d'area ossia essa si trova completamente entro l'ombra del collettore 40 del combustibile gas- According to an important aspect of the present invention, the liquid fuel manifold 42 is fixed to the gaseous fuel manifold 40 in such a way as to minimize obstruction to the air flow 8 in the annular passages 23-26. In fact, in terms of the area projected on a plane perpendicular to the axis of the combustion chamber 1, i.e. perpendicular to the direction of the air flow 8, the liquid fuel manifold 42 does not create any increase in area, i.e. it is completely within the shadow of the fuel gas manifold 40-

soso. soso.

Una pluralità di ugelli 45 per combustibile rivolti all'indietro sono distribuiti attorno alla circonferenza della parete posteriore 57 di ciascuno dei collettori 42 del combustibile liquido. Gli ugelli 45 del combustibile sono preferibilmente del tipo a piastre a fotoincisione venduto da Parker Hannefin e sono costituiti da tre piastre brasate assieme. Come è rappresentato in figura 4, due passaggi 47 nell'ugello 45 del combustibile dirigono il combustibile liquido nella periferia di un passaggio 48 in modo da impartire rotazione a combustibile.Dal passaggio 48, il combustibile viene scaricato attraverso un orifizio 46 che produce un fine spruzzo di sagoma conica di combustibile 61. Come è rappresentato in figura 2, il cono di combustibile 61 definisce un angolo del cono incluso D. A plurality of rearwardly facing fuel nozzles 45 are distributed around the circumference of the rear wall 57 of each of the liquid fuel manifolds 42. The fuel nozzles 45 are preferably of the photoengraved plate type sold by Parker Hannefin and consist of three plates brazed together. As shown in FIG. 4, two passages 47 in the fuel nozzle 45 direct liquid fuel into the periphery of a passage 48 to impart rotation to the fuel. From passage 48, the fuel is discharged through an orifice 46 which produces a fine conical shaped fuel spray 61. As shown in FIG. 2, the fuel cone 61 defines an angle of the included cone D.

Come è mostrato in figura 2, gli ugelli 45 del combustibile sono avvitati in fori maschiati nel collettore 42. Tuttavia, gli ugelli 42 del combustibile potrebbero pure essere brasati al collettore 42. Nella forma di realizzazione preferita dell'invenzione,gli ugelli 45 del combustibile sono distanziati a intervalli relativamente piccoli in maniera tale che il combustibile liquido 50 è uniformemente distribuito attorno alla circonferenza dei passaggi anulari 23-26. As shown in Figure 2, the fuel nozzles 45 are screwed into tapped holes in the manifold 42. However, the fuel nozzles 42 could also be brazed to the manifold 42. In the preferred embodiment of the invention, the fuel nozzles 45 they are spaced at relatively small intervals such that the liquid fuel 50 is uniformly distributed around the circumference of the annular passages 23-26.

Come è mostrato in figura 2, secondo un importante aspetto della presente invenzione, la parete posteriore 57 del collettore 52 del combustibile liquido è orientata con un angolo C rispetto alla direzione radiale.Così,gli ugelli 45 del combustibile saranno orientati con un angolo 8 rispetto alla direzione assiale che è uguale all'angolo C. Conseguentemente,ciascuno degli ugelli 45 del combustibile dirige il cono di combustibile liquido 61 in modo tale che Tasse del cono sia orientato con un angolo C rispetto alla direzione assiale.Conseguentemente, il combustibile liquido viene diretto nelle regioni radialmente esterne di ciascuno dei passaggi anulari 23-26, favorendo così la miscelazione. As shown in Figure 2, according to an important aspect of the present invention, the rear wall 57 of the liquid fuel manifold 52 is oriented at an angle C with respect to the radial direction. Thus, the fuel nozzles 45 will be oriented at an angle 8 with respect to to the axial direction which is equal to the angle C. Consequently, each of the fuel nozzles 45 directs the liquid fuel cone 61 such that the cone's axis is oriented at an angle C with respect to the axial direction. Consequently, the liquid fuel is directed into the radially outer regions of each of the annular passages 23-26, thus favoring mixing.

Preferibilmente, gli angoli B e C sono uguali a metà dell'angolo incluso D del cono del combustibile scaricato dagli ugelli 45 del combustibile per garantire che il bordo inferiore del cono di combustibile 61 non abbia a sporgere radialmente verso l'interno, e che sarebbe indesiderabile dal punto di vista della miscelazione del combustibile. Preferably, the angles B and C are equal to half the inclusive angle D of the fuel cone discharged from the fuel nozzles 45 to ensure that the lower edge of the fuel cone 61 does not protrude radially inward, and that it would be undesirable from the point of view of fuel blending.

Così, in una forma di realizzazione dell'invenzione, l'ugello 45 del combustibile produce uno spruzzo di combustibile liquido 61 avente un angolo incluso D del cono di 60° e la parete posteriore 57 del collettore 42 del combustibile liquido è orientata con un angolo C di 30° rispetto alla direzione radiale per cui gli ugelli 45 del combustibile sono orientati con un angolo B di 30° rispetto alla direzione assiale. Pertanto, la porzione più bassa del cono di combustibile 61 è orientata nella direzione assiale, cioè con un angolo di approssimativamente 0°, e nessuna porzione del combustibile è inizialmente diretta nella direzione radialmente verso l interno. Thus, in one embodiment of the invention, the fuel nozzle 45 produces a spray of liquid fuel 61 having an included cone angle D of 60 ° and the rear wall 57 of the liquid fuel manifold 42 is oriented at an angle C of 30 ° with respect to the radial direction so that the fuel nozzles 45 are oriented with an angle B of 30 ° with respect to the axial direction. Thus, the lower portion of the fuel cone 61 is oriented in the axial direction, i.e. at an angle of approximately 0 °, and no portion of the fuel is initially directed in the radially inward direction.

Nel funzionamento, l'aria di combustione 8 è divisa in correnti che fluiscono attraverso ciascuno dei passaggi anulari 23-26. Secondo la presente invenzione, combustione a premiscelazione ultra-povera è ottenuta introducendo 0 combustibile gassoso 0 combustibile liquido con miscele combustibile/aria magre nei passaggi anulari 23-26 attraverso i collettori 32-35 di combustibile doppio. Quando il combustibile fluisce attraverso i passaggi anulari 23-26, un elevato grado di miscelazione si verifica tra il combustibile e l'aria 8. Tale miscelazione garantisce che 1e correnti di combustibile d'aria ottenute abbiano ovunque rapporti combustibile/aria poveri. Conseguentemente, non vi è alcuna zona totalmente ricca di combustibile o grassa suscettibile di favorire la generazione di Nox. Dopo essere fluite attraverso iu passaggi anulari 23-26, le miscele combustibile/aria fuoriescono dalla zona di pre-miscelazione 10 attraverso gli elementi vorticatori 17 e entrano nella zona di combustione 12.Nella zona di combustione 12, le miscele combustibile/aria povere sono combuste. In operation, the combustion air 8 is divided into streams which flow through each of the annular passages 23-26. According to the present invention, ultra lean premix combustion is achieved by introducing 0 gaseous fuel or liquid fuel with lean fuel / air mixtures into annular passages 23-26 through dual fuel manifolds 32-35. As fuel flows through annular passages 23-26, a high degree of mixing occurs between the fuel and air 8. Such mixing ensures that the resulting fuel air streams have poor fuel / air ratios everywhere. Consequently, there is no area totally rich in fuel or greasy that could favor the generation of NOx. After flowing through the annular passages 23-26, the fuel / air mixtures leave the pre-mixing zone 10 through the swirl elements 17 and enter the combustion zone 12. In the combustion zone 12, the lean fuel / air mixtures are combusted.

La presente invenzione può essere realizzata in altre forme specifiche senza allontanarsi dallo spirito o dagli attributi essenziali di essa e, perciò, per definire l'ambito protettivo dell'Invenzione deve essere fatto riferimento alle rivendicazioni accluse, piuttosto che alla descrizione precedente. The present invention can be embodied in other specific forms without departing from the spirit or essential attributes thereof and, therefore, to define the scope of the invention reference should be made to the appended claims, rather than to the foregoing description.

Claims

CLAIMS 1. Combustion chamber for producing a hot gas by burning a fuel in air, said combustion chamber comprising: a) a combustion zone: b) a first annular passage for mixing fuel and air, said first annular passage being in flow communication with said combustion zone; c) a first manifold for introducing a liquid fuel into said first annular passage so as to circumferentially distribute said liquid fuel around said first passage; and d) a second manifold for introducing a gaseous fuel into said first annular passage in such a way as to distribute substantially said gaseous fuel around said first passage, said first and second manifolds being joined together to form an integral manifold assembly.

2. Combustion chamber according to claim 1, wherein said first annular passage has an inlet, and wherein said first and second manifolds are each toroidal and extend circumferentially around said inlet of said first annular passage.

3. Combustion chamber according to claim 2, further comprising a first and second toroidal passages formed in said first and second manifolds, respectively, said first and second toroidal passages being separated by a wall of one of said manifolds.

4. Combustion chamber according to claim 1, wherein said combustion chamber defines an axial direction, and wherein said second manifold has an area projected on a plane perpendicular to said axial direction, and in which the area of said first and second manifolds is joined in said integral assembly projected on said plane is substantially equal to said projected area of said second manifold.

5. Combustion chamber according to claim 1, wherein said second manifold has a substantially circular cross-section and said first manifold has a substantially trapezoidal cross-section.

6. The combustion chamber of claim 1, wherein said second manifold has a circumferentially extending row of gaseous fuel exhaust ports formed therein, and wherein said first manifold is joined to said second manifold at a position radially at interior of said gaseous fuel exhaust port vial.

7. Combustion chamber according to claim 1, wherein said second manifold has a first radially outermost position and a second radially innermost position, and in which said first manifold is joined to said second manifold at a third position between said first and second positions.

8. Combustion chamber according to claim 7, wherein said third position is approximately intermediate between said first and second positions.

9. Combustion chamber according to claim 7, wherein said first manifold is also joined to said second manifold at said second position.

10. Combustion chamber according to claim 9, wherein said first manifold comprises a wall extending substantially in the axial direction from said second position.

11. Combustion chamber according to claim 1, wherein said first manifold comprises a first wall, said first wall extending at a certain angle with respect to the radial direction.

12. Combustion chamber according to claim 11, further comprising a plurality of liquid fuel nozzles disposed in said first wall of said first manifold, whereby said liquid fuel nozzles eject said liquid fuel at a first angle with respect to the axial direction.

13. The combustion chamber of claim 12 wherein said liquid fuel nozzles comprise means for discharging said liquid fuel into a conical shaped spray configuration, said cone defining an included angle, said first angle being approximately equal to half of said included angle of said cone.

14. Combustion chamber according to claim 1, further comprising: a) second and third annular passages for mixing fuel and air, said second and third annular passages being in flow communication with said combustion zone; b) a third and fourth manifolds for introducing a liquid fuel into said third and fourth annular passages, respectively, so as to circumferentially distribute said liquid fuel around said third and fourth passages; And c) a fifth and sixth manifolds for introducing a gaseous fuel into said third and fourth annular passages, respectively, so as to circumferentially distribute said gaseous fuel around said third and fourth passages, said third and fifth manifolds being joined together to form a second assembly integral manifold, said fourth and sixth manifolds being joined together to form a third integral manifold assembly.

15. Combustion chamber for producing a hot gas by burning a fuel in air, said combustion chamber comprising: a) a combustion zone; b) an annular passage for mixing first and second fuels in air, said first annular passage being in flow communication with said combustion zone, said annular passage having an inlet for receiving flows of said first and second fuels and said air; c) a manifold assembly for injecting said first and second fuels into said inlet of the annular passage, said manifold assembly comprising (i) a first ring disposed in proximity to said inlet of the annular passage and extending circumferentially around it, said first ring having means for introducing said first fuel into said inlet of the annular passage, (ii) a second ring disposed proximate to said inlet of the annular passage and extending circumferentially around it, said second ring having means for introducing said second fuel into said inlet of the annular passage , said second ring being at least partially formed by a first wall, said first wall being integrally joined to said first ring at a first position thereon.

16. A combustion chamber according to claim 15, wherein a second ring is at least partially formed by a second wall, said second wall being integrally joined to said first ring in a second position thereon.

17. Combustion chamber according to claim 16, wherein said second ring is formed at least partially by a third wall, and wherein said first and second and third walls form at least a portion of the demarcation zone of a passage for containing said second fuel .