JP2007225273A - 燃焼器アセンブリ及びガスタービンエンジン - Google Patents

燃焼器アセンブリ及びガスタービンエンジン Download PDF

Info

Publication number
JP2007225273A
JP2007225273A JP2007040731A JP2007040731A JP2007225273A JP 2007225273 A JP2007225273 A JP 2007225273A JP 2007040731 A JP2007040731 A JP 2007040731A JP 2007040731 A JP2007040731 A JP 2007040731A JP 2007225273 A JP2007225273 A JP 2007225273A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
combustor assembly
transition
combustor
piston
combustion
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.)
Pending
Application number
JP2007040731A
Other languages
English (en)
Inventor
Keith Cletus Belsom
キース・クレタス・ベルソム
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JP2007225273A publication Critical patent/JP2007225273A/ja
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23RGENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/26Controlling the air flow
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00Stators
    • F01D9/02Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/023Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02CGAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/16Control of working fluid flow
    • F02C9/18Control of working fluid flow by bleeding, bypassing or acting on variable working fluid interconnections between turbines or compressors or their stages
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00Control
    • F05D2270/01Purpose of the control system
    • F05D2270/08Purpose of the control system to produce clean exhaust gases
    • F05D2270/082Purpose of the control system to produce clean exhaust gases with as little NOx as possible
    • YGENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

【課題】希薄燃焼域の火炎安定性を向上させること。
【解決手段】燃焼器アセンブリ104が提供される。この燃焼器アセンブリは、燃焼室128と、燃焼器アセンブリからの燃焼ガスを容易に導くことができるように、燃焼室から下硫へと延びる1つ以上の移行部130と、を含む。このアセンブリはまた、1つ以上の移行部に結合された少なくとも1つの空気制御システム200を含む。この空気制御システムは、燃焼器アセンブリの運転による排出物の減少を促進させるための制御部に接続された1つ以上の付勢機構を含んでいる。
【選択図】図2

Description

本発明は、一般にガスタービンエンジン、より詳細にはガスタービンエンジンに使用するための燃焼器に関する。
少なくともいくつかの周知のガスタービンエンジンは、混合気を着火及び燃焼させて燃料の熱エネルギーを発熱反応で解放し、高温の燃焼ガス流を形成する。燃焼反応の少なくとも1つの副産物は、規制限度の対象となる可能性がある。例えば、熱駆動反応中において、窒素酸化物(NOX)が、ガスタービンエンジン内の高温によって引き起こされる空気中の窒素と酸素の反応によって形成される。通常、エンジンのタービン部分に入る燃焼ガス流の温度が高くなるほど、エンジン効率が高くなる。しかし、燃焼ガス温度が高くなると、NOX形成の増加を促進させる可能性がある。
燃焼は、反応領域又は一次領域と通常呼ばれている燃焼器の上流域又はその近傍で通常発生する。燃料と空気との付加的な混合及び燃焼は、反応領域下流の、しばしば混合領域と呼ばれる領域で発生し得る。空気は、この混合領域内に直接導入されて混合気を希釈し、タービン部分に流入するガス流が所定温度に達するように促す。
米国特許第5,351,474号明細書 米国特許第6,959,654号明細書 米国特許第6,453,830号明細書 米国特許第4,944,149号明細書 米国特許第4,255,927号明細書 米国特許第5,715,764号明細書 米国特許第4,297,842号明細書 米国特許第6,758,045号明細書
タービンエンジン運転中のNOX排出制御(削減を含む)を容易にするため、少なくともいくつかの周知のガスタービンエンジンでは、希薄な燃料対空気比で運転される環状燃焼器を使用している。すなわち、燃焼器は、燃料が燃焼器の反応領域に入る前に、予め空気と混合される方法で運転される。ある一定の燃料対空気比で予め混合された燃料及び空気を用いるエンジンの動作範囲は、限定されることがある。これは、燃焼動作のある範囲内で予め混合された特定の燃料対空気比が、別の範囲内において同様の火炎安定性をもたらさない可能性があることによる。例えば、少なくともいくつかの公知のエンジンは、エンジンの運転範囲の所定域に亘って主に予混合火炎状態で運転される。一方、この範囲以外の運転においては、空気と燃料とが関連燃焼領域内で混合される拡散燃焼が、予混合燃焼を補完し、又はこれを置換し、あるいはその両方を行うためにしばしば用いられる。拡散燃焼は、NOX形成の可能性を高める傾向を持つ虞がある。したがって、希薄予混合燃焼反応で作動する、これら周知のエンジンの少なくとも一部では、予混合燃焼のみを用いて予め定めた火炎安定性を示す運転領域以外の運転領域内において、エンジンの着火及び運転の改善のために、燃焼供給空気の一部が反応領域下流の混合領域に、そしてガス流へと向けられる。この方法は、一部の空気が燃焼反応をバイパスすることから、時に「バイパシング」と呼ばれる。上記のエンジンにおいて、燃料対空気比は一般に、エンジンの定格燃焼運転範囲に亘って一定ではない。例えば、通常のエンジン運転時においては燃焼反応温度の低減を促進する燃料対空気比が、ガスタービンエンジンの起動又は低出力運転時には十分でない可能性がある。
ここでは、少なくとも1つの燃焼器を含むガスタービンエンジンの組み立て方法を開示される。この方法は、少なくとも1つの空気制御システムの提供を含む。該空気制御システムには、制御機構に接続された1つ以上の付勢機構が含まれる。また本方法には、エンジン運転中の燃焼を促進するために、空気制御システムを、少なくとも1つの燃焼器に連結することが含まれる。
ひとつの様態では、燃焼器アセンブリを提供する。この燃焼器アセンブリは、燃焼室と、この燃焼室から下流に向かって延びる1つ以上の移行部と、を含む。この移行部は、燃焼器アセンブリから燃焼ガスを導くように機能する。該アセンブリはまた、少なくとも1つの移行部と連結された、1つ以上の空気制御システムを含む。この空気制御システムは、運転中に燃焼器アセンブリからの排気物を減少させるように機能する制御部と接続された1つ以上の付勢機構を含む。
別の様態では、ガスタービンエンジンを提供する。このエンジンは、圧縮機と、該圧縮機の下流における少なくとも1つの燃焼器アセンブリと、を含む。この燃焼器アセンブリは、燃焼室と、圧縮機の下流側の少なくとも1つの移行部と、を含む。該移行部は、燃焼器アセンブリから燃焼ガスを導くように機能する。また、燃焼器アセンブリは、少なくとも1つの移行部に結合された1つ以上の空気制御システムを含む。この空気制御システムは、燃焼器アセンブリの運転中に排気物の生成を減少させるように機能する制御部と接続された1つ以上の付勢機構を含む。
図1は、例示的なガスタービンエンジン100の概略断面図である。エンジン100には、圧縮機アセンブリ102、燃焼器アセンブリ104、タービンアセンブリ106、ならびに圧縮機及びタービンロータの共通軸108が含まれる。一実施形態では、エンジン100が、サウスカロライナ州、グリーンビルのジェネラル・エレクトリック・カンパニイから市販されているPG9351FA型エンジンである。エンジン100は単に代表例であり、本発明が、エンジン100に限定されるものではなく、ここで述べるように機能する、如何なるガスタービンエンジンにも実装しうることに留意すべきである。
運転中、空気は圧縮機アセンブリ102を貫流し、圧縮された空気は燃焼器アセンブリ104へと排出される。燃焼器アセンブリ104により、燃料、例えば天然ガス、又は燃料油、あるいはその両方が空気流中に噴射されて混合気が着火され、燃焼によって混合気が膨張して高温の燃焼ガス流が生成される。燃焼器アセンブリ104は、タービンアセンブリ106と流体連通状態にあり、高温の膨張したガス流はタービンアセンブリ106に向けて排出される。高温の膨張したガス流によって回転エネルギーがタービンアセンブリ106に与えられ、タービンアセンブリ106はロータ108に回転可能に連結されているため、続いてロータ108から圧縮機アセンブリ102に回転出力が与えられる。
図2は、ガスタービンエンジン100(図1に示す)に使用可能とされる、例示的な燃焼器アセンブリ104の一部を示す拡大断面図である。燃焼器アセンブリ104は、タービンアセンブリ106と流体連通状態で連結される。また、燃焼器アセンブリ104は、圧縮機アセンブリ102とも流体連通状態で連結される。圧縮機アセンブリ102には、ディフューザ140及び圧縮機排気プレナム142が含まれ、ディフューザ140及び圧縮機排気プレナム142は互いに流体連通状態で連結され、以下においてさらに議論するように燃焼器アセンブリ104へと空気を送るように機能する。
例示的な実施形態において、燃焼器アセンブリ104は、少なくとも部分的に複数の燃料ノズル122を支持する略円形のドームプレート120を含む。ドームプレート120は、保持金具(図2には示していない)を用いて、略円筒形をした環状の燃焼器ケーシング124に連結される。略円筒形の燃焼器ライナー126が、燃焼器ケーシング124の内部に配置され、ケーシング124によって支持される。略円筒形の燃焼器の燃焼室128は、ライナー126によって定められる。環状燃焼室の冷却通路151は、燃焼器ケーシング124及び燃焼器ライナー126によって画定される。
移行部130(しばしばトランジションピース130と称する)は、燃焼器ケーシング124に連結され、燃焼室128で発生する燃焼ガスをタービンノズル132へ導くように機能する。例示的な実施形態において、トランジションピース130は外壁146に形成された複数の開口144を有する。また、ピース130は、内壁150及び外壁146によって画定される環状通路148を有する。内壁150によって、燃焼ガス流のガイドキャビティ154が画定される。また移行部130は、空気制御システム200(しばしばエアステージングシステム200と称する)を有しており、それについて以下でさらに詳しく議論する。
運転中、圧縮機アセンブリ102は、共通軸108(図1に示す)を介してタービンアセンブリ106によって駆動される。圧縮機アセンブリ102が回転するにつれて、空気が圧縮され、圧縮空気は矢印で示すようにディフューザ140に放出される。例示的な実施形態において、圧縮機アセンブリ102から排出された大半の空気は、圧縮機排気プレナム142を通って燃焼器アセンブリ104に向かって導かれ、圧縮空気のごく一部がエンジン100の構成部品の冷却用として下流に導かれる。さらに詳しくは、プレナム142内の加圧された圧縮空気が、トランジションピース130の外壁146の開口144からトランジションピース130内に導かれ、そして通路148へと導かれる。次に空気は、移行部の環状通路148から上流に導かれ、燃焼室の環状冷却通路151に入る。空気は通路151から放出され、燃料ノズル122内へと導かれる。
燃料及び空気は混合され、燃焼室128内で点火される。ケーシング124は、燃焼室及びそれ関連する燃焼プロセスを、外部環境、例えば周囲のタービン構成部品から隔離する機能をもつ。結果として生じた燃焼ガスは、燃焼室128から燃焼ガス流をタービンノズル132に向かって導く、トランジションピースの燃焼ガス流のガイドキャビティ154に向かって送られ、そしてこれを通過する。領域3を拡大し、さらに以下で詳述する。
図3は、図2の領域3の移行部130の一部を示す拡大断面図であり、例示的なエアステージングシステム200を含んでいる。図4は、エアステージングシステム200の拡大断面図である。図5は、図4のA−A線に沿ったエアステージングシステム200の部分断面図である。上記のように、トランジションピース130は流体連通状態で燃焼器アセンブリ104に連結されており、燃焼室128から排出された燃焼ガスを受け入れる。トランジションピースの外壁146及び内壁150はそれぞれ略環状をなし、トランジションピース130を貫く中心線152に関してほぼ同軸に配置される。尚、以降の議論のために、半径方向については、中心線152に対して論じるものとする。内壁150は、燃焼ガスのガイドキャビティ154、つまり、燃焼ガス156を燃焼室128からタービンノズル132に向かって導くように機能するガイドキャビティを部分的に画定する。外壁146と内壁150はともに通路148を形成する。通路148は、圧縮機排気プレナム142から開口144を経て受け入れた燃焼空気158を、燃料ノズル122(図2に示す)まで導く機能をもつ。さらに、通路148を通る流れ158は、空気が燃焼室128に到達する前に予熱されることで、壁150を冷却する機能をもつ。
エアステージングシステム200は、筐体部202を含む。例示的な実施形態において、筐体部202は略円筒形である。しかし、筐体部202はシステム200の動作を容易にする如何なる形状でもよく、例えば、筐体部202は楕円状又は矩形状でもよいがそれらに限らない。例示的な実施形態において、筐体部202は、略円筒形の周壁204及び筐体部キャップ206を含む。壁204は、半径方向の内面208、半径方向の外面210、及びねじ部212を有する。キャップ206は、半径方向の内面214、ねじ部216、及びねじ付き突出部218を含む。例示的な実施形態において、壁204及びキャップ206はそれぞれのねじ接合部212及び216を用いて互いに連結されている。それゆえ、キャップ206によって保守作業のためにシステム200に手がとどくようになる。これに代わって、壁204及びキャップ206については、その他の連結手段、例えば、ろう付け又は溶接によって互いに連結してもよいが、それらには限らない。
内面208及び半径方向の内面214によって筐体部202内のキャビティ220が画定される。キャップ通路222はキャップ206を貫通してキャビティ220と連通している。詳しくは、通路222は半径方向の内面214から突出部218を通り抜けてキャップ206を貫通している。
例示的な実施形態において、壁204は、半径方向における最外部の面224を含み、この面はキャップの半径方向における内面214と接触する。また、壁204は、半径方向における外側の座部226、及び半径方向における内側の座部228を伴って形成される。さらに、壁224は環状の空気開口通路230を画定する。通路230は、空気流158が通路148を通って流れるように機能し、そしてキャビティ220の加圧を促がす。半径方向における内側の座部228は、空気流158とガス流156とを流体連通させる機能をもった環状通路232を画定する。また、エアステージングシステム200は、筐体部のキャビティ220内に配置された付勢機構236及びピストン238を含む。例示的な実施形態において、機構236は、スプリング236、すなわち、圧縮されるにつれてスプリング236に誘起される力が増加するように配置されたスプリングである。例示的な実施形態において、スプリング236はストレート(直線状)スプリングである。これに代わって、スプリング236については、ヘリカルスプリング(つる巻きばね)、又はストレートスプリングとヘリカルスプリングとを組み合わせたスプリングでもよいが、それらに限らない。付勢機構236は、半径方向における外端240及び半径方向における内端242を有する。
ピストン238は、略円筒形の部分244、半径方向の内側部246、及び半径方向の外側部248を含む。部分244は、部分246と248との間でそれらと一体となって延在する。部分246は、弁体と同様に機能し、座部228と接触しうる環状着座面250を含む。半径方向の外側部248は、機構の半径方向における内端242と接触する付勢機構の着座面249を含む。また、この部分248には、座部226と合致するように形成された半径方向の内面251が含まれる。部分238における半径方向の最外部の面253は、面214に接触してピストン238の移動を制限する。
例示的な実施形態において、複数の筐体部202が、燃焼器アセンブリ104の周りで円周方向に沿って離間されてシステム200を形成するが、図3及び図4には、筐体部202を1つだけ示している。筐体部202の正確な数は、少なくとも部分的にその用途及びパラメータに基づいて決められ、それらのパラメータには燃焼器アセンブリ104についての空間上の制限、燃焼器アセンブリの運転上必要なクリアランス、燃焼ガス流156の温度分布、及び関連するエンジン100の動作範囲等が挙げられるが、これらに限定されない。
システム200は、キャップの通路222を介して低圧流体源252と連結される。さらに詳しくは、低圧流体導管254が、低圧流体源252と、制御機構258(本明細書では制御アセンブリ258と呼ぶ)との間に延設される。制御アセンブリ258は、制御バルブ260と流体連通した、少なくとも1つの低圧流体マニホルド256と、バルブ操作機262(時にアクチュエータと呼ばれる)と、自動バルブ制御サブシステム264と、バルブ制御信号管路266と、を含む。また、制御アセンブリ258は、流体源252と流体連通して接続された低圧流体導管268を含む。例示的な実施形態において、低圧流体源252はガスタービンの排気ダクト(図3又は図4には示していない)である。これに代わって、流体源252が収集タンクであってもよい(図3及び図4には示していない)。例示的な実施形態において、低圧流体マニホルド256は、複数のねじ付き連結部材270を含んでおり、これらは、流体導管254とバルブ260との流体連通を実現させるように機能する。図には1つのバルブ260のみを示しているが、当業者には、複数のバルブ260、又は複数のマニホルド256、あるいはその両方が含まれることが分かる。例示的な実施形態において、バルブ260及び制御サブシステム264は、協働して筐体部202から流体源252に予め定められた流量を導く機能をもつように構成される。これに代わって、バルブ260については、流体の流量を調節でき、本明細書で議論するようにシステム200が機能することを可能とする如何なる装置であってもよい。ある構成において、自動バルブ制御サブシステム264は、1つ又は複数のマイクロコントローラを含むことができ、これは、バルブの開閉動作や故障監視を含めたシステム監視及び制御運転の機能をもつが、それらに限定されない。あるいは、分散又は集中制御アーキテクチャをシステム200の代替実施形態において用いてもよい。
システム200は、鋳造又は他の適切なプロセスを使用して周壁204及びピストン238を形成し、その両者を要求どおりに予め定めた公差内で機械加工することによって少なくとも部分的に製造される。ピストン238はキャビティ220内に挿入されて、ピストン表面251が座部226に接触し、かつピストン着座面250が座部228と接触するか、又は製作許容誤差に基づいて殆ど接触するものとされ、そして、付勢機構236が表面249に接触するとともにピストン部248内に位置することになる。キャップ206は、キャップ表面214が壁204と接触するまで筐体部202に連結され、これにより、付勢機構の半径方向における外端240が、半径方向における内面214と接触し、機構236は、半径方向で内向きに閉じる力、つまり、ピストン238を「閉」位置に向かって付勢する閉鎖力を誘起するように付勢される。
図5に示すように、通路232は座部228により周囲が閉鎖されている。例示的な実施形態において、トランジションピース130は、鋳造、又はピース130を形成するのに適した任意のプロセスにより、予め定めた運転パラメータに適合するか、あるいはそれを上回る材料を使用して製造される。複数の筐体部202を受け入れる寸法をもった複数の開口通路がトランジションピースの壁146及び150に形成される。各筐体部202の付勢機構236及びピストン238は、壁146及び148の通路に挿入され、座部228が多少奥まった位置になり、燃焼器158の空気流の予め定めた部分を受け入れるように、開口通路230が円周方向において正しい向きで位置される。例示的な実施形態において、各筐体部202は、当技術分野で周知の溶接技術を用いて外壁150に固定される。これに代わって、他の連結手段として、ろう付け技術あるいは機械的固定具が含まれるがそれらに限定されない。
エンジン100の運転中、定格負荷範囲の高端域において、圧縮機排気プレナム142から放出される燃焼空気流158のほぼ全てが燃焼器アセンブリ104に向けられる。さらに、高温の燃焼ガス流156が、燃焼器アセンブリ104からタービンアセンブリ106に導かれ、燃焼空気流158の少なくとも一部がキャビティ220に流入してキャビティ220の加圧を促進する。表面251と座部226との間の公差は、座部226を流れ去る燃焼空気を減ずるように決められる。さらに詳しくは、ピストン着座面250と座部228との間の公差は、ピストン部246を半径方向の内向きに通り抜ける燃焼空気流158を減ずるように決められており、その際、着座面251と座部226が互いに接触している、すなわちピストン238は閉鎖位置にある。付勢機構236は、ピストン238を付勢して閉鎖位置にとどめる。
エンジン100の負荷が減少するにつれて、予混合燃焼火炎が不安定になるレベルまで燃料供給の割合が減少する可能性がある。拡散火炎等の代替燃焼が用いられると、NOX形成の可能性が増大する虞がある。制御サブシステム264は、所定のアルゴリズムを含み、これは、エンジン100の負荷、燃焼ガス流温度、燃料流量又は燃焼空気流量あるいはその両方といった、それらに限定されない項目に基づいてバルブ260の位置を決定する。制御サブシステム264は、バルブ制御信号管路266を介してバルブ操作機262と通信接続されており、少なくとも部分的にバルブ260を開くために操作機262に対して信号を送信する。マニホルド256内の空気圧が流体源252の作動圧力よりも大きいため、空気はマニホルド256から源252に向かって流れる。
その結果として生じるキャビティ220内の作動圧力の降下は、以前の静的状態に不均衡をもたらす。開口通路230からキャビティ220に入る空気158がピストン内部の面251に作用し、表面249と251との間に付勢機構236に抗してピストン238を半径方向の外向きに押しやる差圧が生じる。ピストン部248は、半径方向の内面208に摺動的に係合し、この面208は、ピストン部248を案内して筐体部202に対する位置調整のための機能をもつ。この動きによって、ピストン面251が座部226から離れ、またピストン着座面250が座部228から離れ、より低温の燃焼空気158が通路232に入り、燃焼ガス流156と混合する。この燃焼供給空気158の導入は、ガス流156の温度低下を促進し、燃料ノズル122(図2に示す)に入る燃焼空気158の量を減少させる。ピストン238が半径方向の外向きに移動し、燃焼空気が通路232を貫流するにつれて、キャビティ220内の空気圧の変化率が減少し、それによって、燃焼空気の少なくとも一部がキャビティ220から低圧流体源252へと流れるようになる、ほぼ静的状態に再びシステム200が到達するか、あるいは、ピストンの半径方向の外端253が表面214と接触してピストン238の移動に規制されるまで、ピストン238の移動量が低減される。
ピストン238が開放位置にある状態でエンジン100の負荷が増大した場合、バルブ260が閉鎖位置へと移動し、表面249と251との間の差圧は減少する。これと同じ期間中に、付勢機構236の付勢力によってピストン238が半径方向の内側に移動し、その結果、通路232を介してガイドキャビティ154に流入する空気流の割合が減少する。さらにエンジン100の負荷が変動すると、バルブ260が調節されてピストン238が開放位置又は閉鎖位置に向けて移動することになる。
図6は、燃焼器アセンブリ104(図2に示す)に使用可能とされる、エアステージングシステム300の別の実施形態の断面図である。上記のように、トランジションピース130は燃焼器アセンブリ104と流体連通しており、燃焼室128から放出された燃焼ガスを受け入れる。トランジションピースの外壁146及び内壁150はそれぞれ略環状をなし、トランジションピース130を貫く中心線152に関してほぼ同軸に配置される。尚、以降の議論のために、半径方向については、中心線152に対して論じるものとする。内壁150は、燃焼ガスのガイドキャビティ154、つまり、燃焼ガス156を燃焼室128からタービンノズル132に向かって導くように機能するガイドキャビティを部分的に画定する。外壁146と内壁150はともに通路148を形成する。通路148は、圧縮機排気プレナム142から開口144を経て受け入れた燃焼空気158を、燃料ノズル122(図2に示す)まで導く機能をもつ。さらに、通路148を通る流れ158は、空気が燃焼室128に到達する前に予熱されることで、壁面150を冷却する機能をもつ。
エアステージングシステム300は、筐体部318を含む。例示的な実施形態において、筐体部318は略円筒形である。しかし、筐体部318はシステム300の動作を容易にする如何なる形状でもよく、例えば、筐体部318は楕円状又は矩形状でもよいがそれらに限らない。例示的な実施形態において、筐体部318は、略円筒形の周壁320及び半径方向における最外部の壁322を含む。壁320は、半径方向の内面324及び半径方向の外面326を含む。壁322には、半径方向の内面328が含まれる。代替的な実施形態において、壁320及び322はねじ接合機構によって結合されている(図6には示していない)。それゆえ、壁322によって保守作業のためのシステム300に手がとどくようになる。これに代わって、壁320及び322については、その他の連結手段、例えば、ろう付け又は溶接によって互いに連結してもよいが、それらに限らない。内面324は、半径方向の内面328とともに、筐体部のキャビティ330を画定する。壁320は、略円形をした、半径方向の内側の燃焼供給空気通路332、及び略円形をした、半径方向の外側の低圧流体接続通路334を画定する。
また、エアステージングシステム300は、筐体部のキャビティ330内に配置された付勢機構336及びピストン338を含む。代替的な実施形態において、機構336は、スプリング336、すなわち、圧縮されるにつれてスプリング336内に誘起される力が増加するように配置されたスプリングである。この代替的な実施形態において、スプリング336はストレートスプリングである。これに代わって、スプリング336については、ヘリカルスプリング、又はストレートスプリングとヘリカルスプリングとを組み合わせたスプリングでもよいが、それらに限らない。付勢機構336は、半径方向における外端340及び半径方向における内端342を有する。
ピストン338は、複数の略円筒部344を含んでおり、該部分344は、少なくとも1つの、半径方向の中間における円周方向の突出部346と、半径方向の最内部における円周方向の突出部348と、半径方向の最外部における円周方向の突出部350、そして、突出部350における半径方向の最外部面354から付勢機構336の中心へと半径方向の外側に延びている半径方向の細長い突出部352と、一体をなすものであり、またそれらによって区分される。また、面354は付勢機構の着座面であって、これは半径方向における内側の付勢機構の端部342を支える。半径方向における外側の付勢機構の端部340については、面328によって支えられる。突出部348は、弁体と同様に機能し、半径方向における内側の座部358と合致する形状とされた環状着座面356を含む。面356によって通路359が画定される。突出部352における半径方向の最外面360は、面328と接触してピストン338の移動を制限する。
代替的な実施形態において、複数の筐体部318が、燃焼器アセンブリ104の周りで円周方向に沿って離間されてシステム300を形成するが、図6には、筐体部318を1つだけ示している。筐体部318の正確な数及び容量は、少なくとも部分的にその用途及びパラメータに基づいて決められ、それらのパラメータには燃焼器アセンブリ104についての空間上の制限、燃焼器アセンブリの運転上必要なクリアランス、燃焼ガス流156の温度分布、及び関連するエンジン100の動作範囲等が挙げられるが、これらに限定されない。
システム300は、キャップ通路334を介して低圧流体源362と連結される。さらに詳しくは、低圧流体導管364が、源362と制御アセンブリ366との間に延設される。制御アセンブリ366は、制御バルブ368と流体連通した、少なくとも1つの低圧流体マニホルド365と、バルブ操作機370(時にアクチュエータと呼ばれる)と、自動バルブ制御サブシステム372と、バルブ制御信号管路374と、を含む。また、制御アセンブリ366は、流体源362と流体連通した低圧流体導管364を含む。例示的な実施形態において、低圧流体源362はガスタービンの排気ダクト(図6には示していない)である。これに代わって、流体源362が収集タンク(図6には示していない)であってもよい。代替的な実施形態において、低圧流体マニホルド365は、複数のねじ付き接続部材376を含んでおり、これらは、流体導管364とバルブ368との流体連通を実現させるように機能する。図には1つのバルブ368のみを示しているが、当業者には、複数のバルブ368、又は複数のマニホルド365、あるいはその両方が含まれることが分かる。代替的な実施形態において、バルブ368及び制御サブシステム372は、協働して筐体部318から源362に予め定められた流量を導く機能をもつように構成される。これに代わって、バルブ368については、流体の流量を調節でき、本明細書で議論するようにシステム300が機能することを可能とする如何なる装置であってもよい。ある構成において、自動バルブ制御サブシステム372は、1つ又は複数のマイクロコントローラを含むことができ、バルブの開閉動作や故障監視を含めたシステム監視及び制御運転の機能をもつが、それらに限定されない。あるいは、分散又は集中制御アーキテクチャをシステム300の代替実施形態において用いてもよい。
システム300は、鋳造又は他の適切なプロセスを使用して周壁320及びピストン338を形成し、その両者を要求どおり予め定めた公差内で機械加工して、着座面356が座部358と接触し、そして付勢機構336が表面354と接触し、かつ突出部352が付勢機構336の中心を貫通するようにピストン338をキャビティ330に挿入することにより、少なくとも部分的に製造される。壁322は、ねじ接合構造(図6には示していない)で壁320に連結されて、付勢機構における半径方向の外端340が半径方向の内面328と接触し、機構336は、半径方向で内向きに閉じる力、つまりピストン338を「閉」位置に向かって付勢する閉鎖力を誘起するよう付勢される。
この代替的な実施形態において、トランジションピース130は、鋳造、又はピース130を形成するのに適した任意のプロセスにより、予め定めた運転パラメータに適合するか、あるいはそれを上回る材料を使用して製造される。複数の筐体部318を受け入れる寸法をもった複数の開口通路がトランジションピースの壁面146及び150に形成される。各筐体部318の付勢機構336及びピストン338は、壁146及び150の開口通路に挿入され、筐体部318の半径方向における最内部と、壁150の半径方向における最内部とが同一平面上にあり、燃焼器の空気流378の予め定めた部分を受け入れるように、通路332が燃焼器の空気開口通路314内で、円周方向における正しい向きをもって位置される。この代替的な実施形態において、各筐体部318は、当技術分野で周知の溶接技術を用いて外壁304に固定される。これに代わって、他の連結手段として、ろう付け技術あるいは機械的固定具が含まれるがそれらに限定されない。
エンジン100の運転中、定格負荷範囲の高端域において、圧縮機排気プレナム142から放出される燃焼空気流158のほぼ全てが燃焼器アセンブリ104に向けられる。さらに、高温の燃焼ガス流156が、燃焼器アセンブリ104からタービンアセンブリ106に導かれ、燃焼空気流158の少なくとも一部がキャビティ330に流入してキャビティ330の加圧を促進する。突出部346と円周方向の内面324との間の公差は、突出部346を流れ去る燃焼空気を減ずるように決められる。さらに詳しくは、ピストン着座面356と358との間の公差は、突出部348を通り抜ける燃焼空気流158を減ずるように決められており、その際、着座面356と358とが互いに接触している、すなわちピストン338は閉鎖位置にある。付勢機構336は、ピストン338を付勢して閉鎖位置にとどめる。
エンジン100の負荷が減少するにつれて、予混合燃焼火炎が不安定になるレベルまで燃料供給の割合が減少する可能性がある。拡散火炎等の代替燃焼が用いられると、NOX形成の可能性が増大する虞がある。制御サブシステム372は、所定のアルゴリズムを含み、これは、エンジン100の負荷、燃焼ガス流温度、燃料流量、及び燃焼空気流量といった、それらに限定されない項目に基づいてバルブ368の位置を決定する。制御サブシステム372は、バルブ制御信号管路374を介してバルブ操作機370と通信接続されており、少なくとも部分的にバルブ368を開くための操作機370に対して信号を送信する。マニホルド365内の空気圧が流体源362の作動圧力よりも大きいため、空気はマニホルド365から源362に向かって流れる。
その結果として生じるキャビティ330内の作動圧力の降下は、以前の静的状態に不平衡をもたらす。開口通路332からキャビティ330に入る空気378が突出部346の半径方向の内側部に作用し、付勢機構336の付勢力に抗してピストン338を半径方向の外向きに押しやる差圧が、突出部346の両端に生じる。ピストン突出部346及び350は、半径方向の内面324に摺動的に係合し、この面324は、ピストン突出部346及び350を案内して筐体部318に対する位置調整のための機能をもつ。この動きによって、着座面356が358から離れ、燃焼供給空気158が開口通路359に入り、燃焼ガス流156と混合する。この燃焼供給空気158の導入は、ガス流156の温度低下を促進し、燃料ノズル122(図2に示す)に入る燃焼空気の量を減少させる。ピストン338が半径方向の外向きに移動し、燃焼空気が通路359を貫流するにつれて、キャビティ330内の空気圧の変化率が減少し、それによって、システム300が再びほぼ静的な状態に到達するまで、ピストン338の移動量が低減される。
ピストン338が開放位置にある状態でエンジン100の負荷が増大した場合、バルブ368が閉鎖位置へと移動し、突出部346の両端における差圧は減少する。これと同じ期間中に、機構336の付勢力によってピストン338が半径方向の内側に移動し、その結果、通路359を介してガイドキャビティ154に流入する空気流の割合が減少する。さらにエンジン100の負荷が変動すると、バルブ368が調節されてピストン338が開放位置又は閉鎖位置に向けて移動することになる。
ここで説明した燃焼器アセンブリを製造するための方法及び装置によって、タービンシステムの運転が容易になる。さらに詳しくは、上述したように上記燃焼器アセンブリによって、NOXの排出が少ない予混合火炎モードにおいて、より広い動作範囲が可能になる。
タービンシステムに関連する燃焼器アセンブリの例示的な実施形態については上記で詳説してある。前記方法、装置、及びシステムは、ここに記載した特定の実施形態や図示した特定の燃焼器アセンブリに限定されるものではない。
本発明を各種特定の実施形態に関して述べてきたが、当業者には理解されるように、本発明は、特許請求の範囲の精神及び範囲内で修正を加えて実施することができる。
例示的なガスタービンエンジンの概略断面図である。 図1に示すガスタービンエンジンで使用可能とされる、例示的な燃焼器アセンブリの一部を示す拡大断面図である。 図2に示す燃焼器アセンブリで使用可能とされる、例示的な移行部分の拡大断面図である。 図2及び図3に示す燃焼器アセンブリで使用可能とされる、例示的なエアステージングシステムを示す拡大断面図である。 図4に示すA−A線に沿って、エアステージングシステムを切断して示す断面図である。 図2に示す燃焼器アセンブリで使用可能とされる、エアステージングシステムについて別の実施形態を示す断面図である。

Claims (10)

  1. 燃焼器アセンブリ(104)において、
    燃焼室(128)と、
    前記燃焼室から下流へと延びる1つ以上の移行部(130)であって、前記燃焼室から燃焼ガスを導くように促す移行部と、
    前記1つ以上の移行部に結合された1つ以上の空気制御システム(200)であって、動作中に前記燃焼器アセンブリからの排出物の減少を促進させる制御部に接続された1つ以上の付勢機構(236)を含む空気制御システムと、を備えた燃焼器アセンブリ(104)。
  2. 前記移行部(130)が、当該移行部を画定する複数の壁を備え、該複数の壁のうちの少なくとも1つが、該少なくとも一つの壁を貫いて延在する開口を備えており、該開口によって前記燃焼器アセンブリからの排出物の減少が促進される、請求項1に記載の燃焼器アセンブリ(104)。
  3. 前記少なくとも1つの空気制御システム(200)が1つ以上のピストン筐体部を備え、該筐体部は、前記移行部の通路(230)及び1つ以上の低圧流体源(252)と流体連通するように結合されており、前記筐体部が、前記付勢機構(236)の少なくとも1部及びピストンの少なくとも1部を収容し、前記付勢機構が、前記移行部において形成された前記開口(144)に関してほぼ同軸に位置合わせされた、請求項2に記載の燃焼器アセンブリ(104)。
  4. 前記少なくとも1つの空気制御システムの筐体部が、その内部に形成された複数の通路(230,232)を有する外壁(210)を備えており、前記複数の通路のうちの第1通路は、高圧流体源と流体連通するように結合され、前記複数の通路のうちの第2通路は、燃焼ガス流通路の筐体内部と流体連通するように結合され、そして、前記複数の通路のうちの第3通路は、低圧流体源(252)と流体連通するように結合されている、請求項3に記載の燃焼器アセンブリ(104)。
  5. 前記ピストン(238)が、半径方向の内側部(246)と、半径方向の外側部(248)と、それらの間に延在する中央部(244)と、を備え、該中央部が、前記半径方向の内側部及び前記半径方向の外側部の直径よりも小さい直径を有する、請求項3に記載の燃焼器アセンブリ(104)。
  6. 前記付勢機構(236)が前記ピストン(238)を備え、前記付勢機構が、前記空気制御システム(200)の筐体部の内壁と前記ピストンとの間に位置された、請求項3に記載の燃焼器アセンブリ(104)。
  7. 前記少なくとも1つの空気制御システムは、エンジン動作中における燃焼器内への空気流を制御するために、低圧流体源(252)と前記1つ以上の付勢機構(236)との間に接続された1つ以上のバルブ(260)を備える、前記請求項1に記載の燃焼器アセンブリ(104)。
  8. ガスタービンエンジン(10)において、
    圧縮機(102)と、
    前記圧縮機の下流にある1つ以上の燃焼器アセンブリ(104)と、を備え、
    前記燃焼器アセンブリは、燃焼室(128)と、該燃焼室から下流へと延び、かつ前記燃焼室から燃焼ガスを導くように促す1つ以上の移行部(130)と、前記1つ以上の移行部に結合され、かつエンジン動作中に前記燃焼器アセンブリからの排出物の減少を促進させる制御部に接続された1つ以上の付勢機構(236)を含む、1つ以上の空気制御システム(200)と、を備える、ガスタービンエンジン(10)。
  9. 前記燃焼器アセンブリの移行部(130)が、該移行部の流れ境界を画定する少なくとも1つの壁(146,150)を備えており、該移行部の少なくとも1つの壁が、該壁内に形成された1つ以上の開口(144)を備え、該開口によってエンジン動作中に前記燃焼器(104)からの排出物の減少が促進される、請求項8に記載のガスタービンエンジン(10)。
  10. 前記燃焼器アセンブリ(104)における少なくとも1つの空気制御システム(200)は、1つ以上のピストン(238)及び1つ以上の筐体部を備え、該筐体部が、1つ以上の移行部の開口(230)及び1つ以上の低圧流体源(252)と流体連通するように結合されるとともに、前記筐体部が前記付勢機構(236)の少なくとも一部及び前記ピストンの少なくとも一部を収容し、前記付勢機構が、前記1つ以上の移行部の開口及び前記1つ以上のピストンに対してほぼ同軸に位置合わせされた、請求項9に記載のガスタービンエンジン(10)。
JP2007040731A 2006-02-21 2007-02-21 燃焼器アセンブリ及びガスタービンエンジン Pending JP2007225273A (ja)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/358,763 US7631504B2 (en) 2006-02-21 2006-02-21 Methods and apparatus for assembling gas turbine engines

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JP2007225273A true JP2007225273A (ja) 2007-09-06

Family

ID=38000828

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2007040731A Pending JP2007225273A (ja) 2006-02-21 2007-02-21 燃焼器アセンブリ及びガスタービンエンジン

Country Status (4)

Country Link
US (1) US7631504B2 (ja)
EP (1) EP1821037A2 (ja)
JP (1) JP2007225273A (ja)
CN (1) CN101029599B (ja)

Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090249791A1 (en) * 2008-04-08 2009-10-08 General Electric Company Transition piece impingement sleeve and method of assembly
US20090260340A1 (en) * 2008-04-17 2009-10-22 General Electric Company Combustor of a Turbine, a Method of Retro-Fitting a Combustor of a Turbine and a Method of Building a Combustor of a Turbine
US8096133B2 (en) * 2008-05-13 2012-01-17 General Electric Company Method and apparatus for cooling and dilution tuning a gas turbine combustor liner and transition piece interface
US8677759B2 (en) * 2009-01-06 2014-03-25 General Electric Company Ring cooling for a combustion liner and related method
US8381532B2 (en) * 2010-01-27 2013-02-26 General Electric Company Bled diffuser fed secondary combustion system for gas turbines
US8966877B2 (en) * 2010-01-29 2015-03-03 United Technologies Corporation Gas turbine combustor with variable airflow
US8322141B2 (en) * 2011-01-14 2012-12-04 General Electric Company Power generation system including afirst turbine stage structurally incorporating a combustor
US8966910B2 (en) * 2011-06-21 2015-03-03 General Electric Company Methods and systems for cooling a transition nozzle
DE102012204162A1 (de) * 2012-03-16 2013-09-19 Siemens Aktiengesellschaft Ringbrennkammer-Bypass
US9109447B2 (en) * 2012-04-24 2015-08-18 General Electric Company Combustion system including a transition piece and method of forming using a cast superalloy
US9052115B2 (en) * 2012-04-25 2015-06-09 General Electric Company System and method for supplying a working fluid to a combustor
US9181813B2 (en) 2012-07-05 2015-11-10 Siemens Aktiengesellschaft Air regulation for film cooling and emission control of combustion gas structure
US9279369B2 (en) * 2013-03-13 2016-03-08 General Electric Company Turbomachine with transition piece having dilution holes and fuel injection system coupled to transition piece
US20170191373A1 (en) 2015-12-30 2017-07-06 General Electric Company Passive flow modulation of cooling flow into a cavity
US10712007B2 (en) 2017-01-27 2020-07-14 General Electric Company Pneumatically-actuated fuel nozzle air flow modulator
US10738712B2 (en) * 2017-01-27 2020-08-11 General Electric Company Pneumatically-actuated bypass valve
KR102050563B1 (ko) * 2017-11-03 2019-11-29 두산중공업 주식회사 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈
US11060463B2 (en) * 2018-01-08 2021-07-13 Raytheon Technologies Corporation Modulated combustor bypass and combustor bypass valve
US20230220993A1 (en) * 2022-01-12 2023-07-13 General Electric Company Fuel nozzle and swirler
US11867089B1 (en) * 2022-08-03 2024-01-09 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine engine with combustor section mounted modulated compressor air cooling system

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4288980A (en) * 1979-06-20 1981-09-15 Brown Boveri Turbomachinery, Inc. Combustor for use with gas turbines
JPH0734863A (ja) * 1993-07-27 1995-02-03 Daihatsu Motor Co Ltd 気化器式内燃機関における排気ガス浄化装置
JPH0849566A (ja) * 1994-04-07 1996-02-20 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン
JPH08261018A (ja) * 1995-03-23 1996-10-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 発電用タービン等と共に使用される燃焼装置
JP2001289060A (ja) * 2000-04-03 2001-10-19 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン
US20050034444A1 (en) * 2003-08-16 2005-02-17 Sanders Noel A. Fuel injector
JP2005106351A (ja) * 2003-09-30 2005-04-21 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2517822A (en) * 1947-10-23 1950-08-08 Ingersoll Rand Co Intermittent explosion gas turbine plant with dilution air
DE2659351A1 (de) * 1976-12-29 1978-07-06 Daimler Benz Ag Brennkammer fuer gasturbinen
US4255927A (en) 1978-06-29 1981-03-17 General Electric Company Combustion control system
US4297842A (en) 1980-01-21 1981-11-03 General Electric Company NOx suppressant stationary gas turbine combustor
US4719748A (en) * 1985-05-14 1988-01-19 General Electric Company Impingement cooled transition duct
US4944149A (en) 1988-12-14 1990-07-31 General Electric Company Combustor liner with air staging for NOx control
KR930013441A (ko) 1991-12-18 1993-07-21 아더 엠.킹 다수의 연소기들을 포함한 가스터어빈 연소장치
AU7771494A (en) * 1993-12-03 1995-06-08 Westinghouse Electric Corporation System for controlling combustion in a gas combustion-type turbine
DE69421896T2 (de) * 1993-12-22 2000-05-31 Siemens Westinghouse Power Umleitungsventil für die Brennkammer einer Gasturbine
JPH07189746A (ja) * 1993-12-28 1995-07-28 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器の制御方法
SE502292C2 (sv) 1994-08-19 1995-10-02 Kvaerner Enviropower Ab Förfarande för tvåstegsförbränning av fasta bränslen i en cirkulerande fluidiserad bädd
US20010027737A1 (en) 1998-08-21 2001-10-11 Stan E. Abrams Gasifier system and method
US6453830B1 (en) 2000-02-29 2002-09-24 Bert Zauderer Reduction of nitrogen oxides by staged combustion in combustors, furnaces and boilers
US6758045B2 (en) 2002-08-30 2004-07-06 General Electric Company Methods and apparatus for operating gas turbine engines

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4288980A (en) * 1979-06-20 1981-09-15 Brown Boveri Turbomachinery, Inc. Combustor for use with gas turbines
JPH0734863A (ja) * 1993-07-27 1995-02-03 Daihatsu Motor Co Ltd 気化器式内燃機関における排気ガス浄化装置
JPH0849566A (ja) * 1994-04-07 1996-02-20 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン
JPH08261018A (ja) * 1995-03-23 1996-10-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 発電用タービン等と共に使用される燃焼装置
JP2001289060A (ja) * 2000-04-03 2001-10-19 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン
US20050034444A1 (en) * 2003-08-16 2005-02-17 Sanders Noel A. Fuel injector
JP2005106351A (ja) * 2003-09-30 2005-04-21 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器

Also Published As

Publication number Publication date
US7631504B2 (en) 2009-12-15
US20070193274A1 (en) 2007-08-23
CN101029599A (zh) 2007-09-05
EP1821037A2 (en) 2007-08-22
CN101029599B (zh) 2011-10-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP2007225273A (ja) 燃焼器アセンブリ及びガスタービンエンジン
JP6134580B2 (ja) モノリシックノズル部品を含むターボ機械燃焼器ノズル及びその形成方法
JP5078237B2 (ja) 低エミッションガスタービン発電のための方法及び装置
JP6736284B2 (ja) 予混合燃料ノズル組立体
JP5461816B2 (ja) ガスタービンエンジンを運転するための方法及びシステム
CA2528808C (en) Method and apparatus for decreasing combustor acoustics
CN101793399B (zh) 用于涡轮机的燃料喷嘴
JP2011099663A (ja) ターボ機械噴射装置のためのインピンジメントインサート
US8297059B2 (en) Nozzle for a turbomachine
CN102192509A (zh) 用于改变燃烧器中空气流量的系统和方法
CN104379905A (zh) 用于连续燃气涡轮的局部负载co减小操作的方法
US20140352312A1 (en) Injector for introducing a fuel-air mixture into a combustion chamber
KR100970124B1 (ko) 가스터빈 엔진용 촉매 산화 모듈
CN208295958U (zh) 用于燃气涡轮的燃烧器以及对应的涡轮系统
US9057524B2 (en) Shielding wall for a fuel supply duct in a turbine engine
JP5718796B2 (ja) シール部材を備えたガスタービン燃焼器
CN113167474B (zh) 燃气轮机的燃烧器以及具备该燃烧器的燃气轮机
KR20190007953A (ko) 연소장치 및 이를 포함하는 가스터빈
US20170058770A1 (en) System and method for decoupling steam production dependency from gas turbine load level
US11209163B2 (en) Gas turbine combustor, manufacturing method for gas turbine and gas turbine combustor
US20210301736A1 (en) Method of operating a combustor head end assembly
EP1407194B1 (en) A method of combustor cycle airflow adjustment
JP7183868B2 (ja) 燃焼器バーナ及び燃焼器
US11795879B2 (en) Combustor with an igniter provided within at least one of a fuel injector or a compressed air passage
CN113819488B (zh) 具有燃烧室空气旁路的燃气轮机的组件

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20100212

RD04 Notification of resignation of power of attorney

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7424

Effective date: 20100212

A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20110209

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20110729

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20110802

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20111020

A602 Written permission of extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602

Effective date: 20111025

A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20120124

A02 Decision of refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02

Effective date: 20120710