JP2011141114A - 二次燃焼燃料供給システム - Google Patents
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Abstract
【課題】ガスタービンは、燃焼される圧縮空気及び燃料の割合が大きいほど、効率は向上する。しかし、それに伴って燃焼温度も高くなり、高温になると窒素酸化物及び二酸化窒素(NOxと総称される)などの化合物が形成される。従って、全体温度を大きく上昇させることなくさらに燃料を燃焼できるように、一次反応ゾーンの下流側に燃料の少なくとも一部を噴射することが望ましい。一次反応ゾーンの下流側の領域への燃料供給システムを提供する。
【解決手段】ガスタービンエンジン内の二次燃焼ゾーン56に燃料を供給する二次燃焼システム36は、圧縮機筐体62から延在し且つガスタービンエンジンの燃焼器トランジションピース38を支持するように構成されたトランジションピース支持構造63を含む。燃料流路60は支持構造63と統合され、燃料噴射器58から燃料を噴射する。
【選択図】図3
【解決手段】ガスタービンエンジン内の二次燃焼ゾーン56に燃料を供給する二次燃焼システム36は、圧縮機筐体62から延在し且つガスタービンエンジンの燃焼器トランジションピース38を支持するように構成されたトランジションピース支持構造63を含む。燃料流路60は支持構造63と統合され、燃料噴射器58から燃料を噴射する。
【選択図】図3
Description
本発明は、ガスタービンエンジンの燃料供給システムに関し、特に、ガスタービンエンジン内の二次燃焼システムに燃料を供給するために使用できる燃料供給システムに関する。
一般に、ガスタービンは、圧縮空気と燃料の混合物を燃焼することにより高温燃焼ガスを発生する。燃焼される圧縮空気及び燃料の割合が大きいほど、ガスタービンエンジンの効率は向上する。しかし、それに伴って燃焼温度も高くなり、高温になると政府の規制を受ける窒素酸化物及び二酸化窒素(NOxと総称される)などの化合物が形成される。従って、全体温度を大きく上昇させることなくさらに燃料を燃焼できるように、一次反応ゾーンの下流側に燃料の少なくとも一部を噴射することが望ましい。しかし、一次反応ゾーンの下流側の領域への燃料の供給は難しい。
本願出願当初の特許請求の範囲に記載された発明の幾つかの実施形態について要約する。これらの実施形態は、特許請求の範囲に記載された発明の技術的範囲を限定するものではなく、本発明の可能な形態を簡単にまとめたものである。実際、本発明は、以下に記載する実施形態と同様のものだけでなく、異なる様々な実施形態を包含する。
第1の実施形態では、システムは、ガスタービンエンジン内部に燃焼器トランジションピースを取り付けるための取付ブラケットと、取付ブラケットと統合された燃料流路とを含む。
第2の実施形態では、システムは、圧縮機筐体から延在し且つガスタービンエンジンの燃焼器トランジションピースを支持するように構成されたトランジションピース支持構造を含む。システムはトランジションピース支持構造と統合された燃料流路をさらに含む。
第3の実施形態では、システムは、一次反応ゾーンの中で一次燃料源を燃焼させ且つ第1の反応ゾーンの下流側の二次反応ゾーンの中で二次燃料源を燃焼させるように構成された燃焼器を含む。システムは、一次燃料源を一次反応ゾーンの中へ噴射するように構成された一次燃料噴射器と、二次燃料源を二次反応ゾーンの中へ噴射するように構成された二次燃料噴射器と、燃焼器をガスタービンエンジンに接続する燃焼器トランジションピースを支持するように構成されたトランジションピース支持構造と、燃焼器トランジションピースをトランジションピース支持構造に取り付ける取付ブラケットと、取付ブラケットと統合され且つ二次燃料源を二次燃料噴射器へ誘導するように構成された燃料流路とをさらに含む。
本発明の上記その他の特徴、態様及び利点については、図面と併せて以下の詳細な説明を参照することによって理解を深めることができるであろう。図面を通して、同様の部材には同様の符号を付した。
以下、本発明の1以上の特定の実施形態について説明する。これらの実施形態を簡潔に説明するため、現実の実施に際してのあらゆる特徴について本明細書に記載しないこともある。実施化に向けての開発に際して、あらゆるエンジニアリング又は設計プロジェクトの場合と同様に、実施毎に異なる開発者の特定の目標(システム及び業務に関連した制約に従うことなど)を達成すべく、実施に特有の多くの決定を行う必要があることは明らかであろう。さらに、かかる開発努力は複雑で時間を要することもあるが、本明細書の開示内容に接した当業者にとっては日常的な設計、組立及び製造にすぎないことも明らかである。
本発明の様々な実施形態の構成要素について紹介する際、単数形で記載したものは、その構成要素が1以上存在することを意味する。「含む」、「備える」及び「有する」という用語は内包的なものであり、記載した構成要素以外の追加の要素が存在していてもよいことを意味する。
本発明は、ガスタービンエンジン内の二次反応ゾーンに燃料を供給するように構成された燃料供給システムに関する。一般に、ガスタービンエンジンは、燃料及び圧縮空気を燃焼することにより高温燃焼ガスを発生する一次反応ゾーンを含んでもよい。高温燃焼ガスは下流側の二次反応ゾーンヘ流れ、燃焼をさらに促進するために二次反応ゾーンにさらに燃料を供給してもよい。一次反応ゾーンは、燃焼器の先端部(例えば、上流側領域)の付近に配設してもよく、従って、先端部から燃焼器の内部へ延在する燃料ノズルを介して燃料を一次反応ゾーンに供給してもよい。二次反応ゾーンは、先端部からさらに離れた下流側にあるガスタービンエンジン筐体の内部に配置された燃焼器の一部分に配置してもよい。従って、二次反応ゾーンに供給されるべき燃料は、ガスタービンエンジン筐体の中に含まれる領域を介して誘導してもよい。
ガスタービンエンジン筐体の中にある領域は、動作中に振動を受けやすく、ガスタービンエンジンの部品の組み立て、交換及び/又はアップグレードを実行するために最初の設置中及び/又は保守中に点検してもよい。ガスタービンエンジン内のガスタービンエンジン部品に対する点検などの作業の邪魔にならないように、二次反応ゾーンの燃料供給流路をガスタービンエンジンの既存の部品と一体に形成することが望ましい。例えば、燃料流路は、ガスタービンエンジンのトランジションピースの取付構造及び/又は取付ブラケットに一体に形成してもよい。燃料流路を既存の部品と一体化することにより燃料流路の取付環境が安定するので、振動を減らすことができるだろう。さらに、燃料流路を既存の部品と一体化することにより、筐体内部のガスタービンエンジン部品に対する作業を妨げない領域に流路を取り付けできる。
図1は、一体形燃料供給システムを含んでもよいガスタービンエンジン12を含むシステム10の一実施例を示すブロック図である。ある実施形態では、システム10は、航空機、船舶、機関車、発電装置又はそれらの組合せを含んでもよい。図示されるガスタービンエンジン12は、吸気セクション16、圧縮機18、燃焼器セクション20、タービン22及び排気セクション24を含む。タービン22は軸26を介して圧縮機18に結合される。
矢印により示されるように、空気は、吸気セクション16を介してガスタービンエンジン12に流入し、圧縮機18へ流れてもよい。空気が燃焼器セクション20に流入する前に、圧縮機18は空気を圧縮する。図示される燃焼器セクション20は、圧縮機18とタービン22との間に軸26に関して同心に又は環状に配設された燃焼器筐体28を含む。圧縮機18からの圧縮空気は燃焼器30に流入し、燃焼器30において、圧縮空気はタービン22を駆動するために燃料と混合され且つ燃焼してもよい。燃焼器セクション20からの高温燃焼ガスは、タービン22を通って流れることにより軸26を介して圧縮機18を駆動する。例えば、燃焼ガスはタービン22内のタービン動翼に軸26を回転させるための動力を加えてもよい。タービン22を通過した後、高温燃焼ガスは、排気セクション24を介してガスタービンエンジン12から排出してもよい。
図2は、図1のガスタービンエンジン12の一実施例を示す長手方向軸29に沿った横断面側面図である。ガスタービンエンジン12は、燃焼器セクション20の内側に配置された1つ以上の燃料ノズル32を含む。ある実施形態では、ガスタービンエンジン12は、環状配列で配設された複数の燃焼器30を含んでもよい。さらに、各燃焼器30は、環状配列又は他の配列で各燃焼器30の先端部又はその付近に取り付けられた複数の燃料ノズル32を含んでもよい。
図1に関して先に説明したように、空気は、吸気セクション16を介してガスタービンエンジン12に流入し、圧縮機18により圧縮してもよい。圧縮機18からの圧縮空気は燃焼器セクション20に流入し、燃料と混合してもよい。例えば、燃料ノズル32は、最適の燃焼、放出、燃料消費及び動力出力が得られる適切な比で燃料−空気混合物を燃焼器30の内部へ噴射してもよい。
各燃焼器30は一次燃焼システム34及び二次燃焼システム36を含んでもよい。一般に、燃料ノズル32は一次燃焼システム34の一部であってもよい。一次燃焼システム34の内部で燃料−空気混合物は、燃焼して高温加圧燃焼ガスを発生してもよい。その後、燃焼ガスは二次焼システム36に流入し、燃料−空気混合物をさらに燃焼させるために、二次燃焼システム36に追加の燃料を噴射してもよい。二次燃焼システム36からの高温加圧燃焼ガスは、燃焼器セクション20から排出され、トランジションピース38を介してタービン22へ流れてもよい。タービン22内部において、加圧燃焼ガスは、タービン22内で半径方向に延在するタービン羽根40を回転させることにより、軸26(図1)を回転させてもよい。その後、燃焼ガスは、排気ガスとして排気セクション24を介して排出される。
図3は図2の線3−3に沿った図2の燃焼器20を示す図である。燃料ノズル32は燃焼器30の先端部の付近でエンドカバー42に取り付けられる。一次燃焼システム34は、燃料ノズル32、筐体46、ライナ48及び流れスリーブ50を含む。圧縮燃料はエンドカバー42を介して各燃料ノズル32へ誘導され、燃料ノズル32は一次燃焼システム34の中の一次反応ゾーン44に燃料を供給する。任意の適切な燃焼燃料を使用してよい。しかし、ある実施形態では、燃料は、水素、アセチレン、エチレン、一酸化炭素又はそれらの組合せなどの合成ガス又は他の高反応性燃料(すなわち、メタン及び不活性ガスの含有量が少ない燃料)であってもよい。さらに、液体燃焼燃料及び/又は気体燃焼燃料を使用してもよい。
圧縮機18(図2)からの空気は、トランジションピース38の衝突スリーブ54を介して空気を誘導するプレナム52を介して燃焼器30に流入してもよい。ある実施形態では、衝突スリーブ54は、トランジションピース38と衝突スリーブ54との間の環状領域53に空気を流入させるための複数の穴を含んでもよい。その後、空気は、流れスリーブ50とライナ48との間に形成された環状領域53を介してエンドカバー42に向かって流れてもよい。エンドカバー42は、エンドカバー42に到達した空気を一次反応ゾーン44に向かって戻してもよい。空気は、燃料ノズル32を介し且つキャップアセンブリ55の中に形成された穴を介して一次反応ゾーン44に流入してもよい。
燃料と空気は、一次反応ゾーン44の中で混合され且つ燃焼して、燃焼ガスを形成してもよい。さらに、電気的に励起されるスパークプラグのような点火装置が燃焼を補助するために含まれてもよい。例えば、ある実施形態では、点火装置はガスタービンエンジン12の始動時に使用してもよい。ある実施形態では、燃料ノズル32は、燃料を一次反応ゾーン44へ誘導する前に空気の一部を受け入れ且つ燃料と予混合する予混合燃料ノズルを含んでもよい。さらに、ある実施形態では、プレバーナ、予混合器、触媒パイロット又はパイロットバーナなどの追加の構成要素が一次燃焼システム34に含まれてもよい。
一次反応ゾーン44を出た燃焼ガスは、燃焼器30を介して二次燃焼システム36へ流れてもよい。二次燃焼システム36において、さらに燃焼が行われてもよい。二次燃焼システム36は、ガスタービンエンジンの筐体57の内部に延在し且つライナ48及びトランジションピース38により一般に規定される二次反応ゾーン56を含む。二次燃焼システム36は、二次反応ゾーン56へ燃料を噴射する複数の燃料噴射器58をさらに含む。燃焼をさらに促進するために、燃料は燃焼ガスにより二次反応ゾーン56の中へ噴射してもよい。ある実施形態では、燃料噴射器58は空気などの希釈剤を二次反応ゾーン56へさらに噴射してもよい。燃料噴射器は、特に、希薄直接噴射器、予混合直接噴射器又はそれらの組合せを含んでもよい。図示されるように、燃料噴射器58は衝突スリーブ54及びトランジションピース38を貫通する。しかし、他の実施形態では、燃料噴射器58は、燃焼器ライナ48を貫通して二次反応ゾーン56の中まで延在するようにさらに上流側に配置してもよい。燃料噴射器58の相対位置にかかわらず、燃料噴射器58は一般にガスタービン22の筐体57の中に封入してもよい。
燃焼器セクション20は、二次燃焼システム36の中で燃料噴射器58へ燃料を誘導するために使用してもよい燃料供給システム59を含む。燃料供給システム59は圧縮機18(図1)の筐体62の中に配置された燃料流路60を含む。燃料流路60は圧縮機筐体62から延在する支持構造63及び64を貫通してもよい。例えば、支持構造63は一般に燃焼器30を支持するために圧縮機筐体62から延在してもよい。ある実施形態では、支持構造63は、燃焼器筐体46及び/又は燃焼器流れスリーブ50に結合してもよい。
支持構造64は、一般に筐体62から延在してもよく且つトランジションピース38及びトランジションピース38を取り囲む衝突スリーブ54を支持するために使用してもよい。トランジションピース38をガスタービン22と燃焼器30との間に取り付けるために、ブラケット66が支持構造64から延在してもよい。ある実施形態では、ブラケット66は、当該技術においてはブルホーンブラケットと呼ばれるブルホーン形状のブラケットであってもよい。ある実施形態では、ブラケット66は、トランジションピース38の面に沿って延在する翼96(図6)を含んでもよい。燃料流路60は、圧縮機筐体62、支持構造63、支持構造64及びブラケット66を貫通してもよい。ある実施形態では、燃料流路60は、圧縮機筐体62に鋳造してもよいが、例えばガンドリルを使用して圧縮機筐体に形成してもよい。しかし、他の実施形態では、以下に図4〜図7に関して説明されるように、燃料流路60は、別の方法により、圧縮機筐体62、支持構造63及び/又は支持構造64の外面に取り付けられた管などによって圧縮機筐体62、支持構造63及び/又は支持構造64に一体に形成してもよい。さらに、燃料流路60と燃料噴射器58との接続を可能にするために、燃料流路60はブラケット66の軸方向及び/又は周囲方向の延長部分であってもよい。
フランジなどのコネクタ68を支持構造63に配設してもよい。コネクタ68は燃料供給源を燃料流路60に結合するために使用してもよい。例えばある実施形態では、燃料ノズル32に燃料を供給するために燃料流路60を同一の燃料供給源に接続するように、接続ライン又は接続ホースをコネクタ68に接続してもよい。しかし、他の実施形態では、コネクタ68は燃料流路60を別の燃料供給源に接続するために使用してもよい。
図4は、図3の線3−3に沿った図3の燃料供給システム59の一実施形態を示す詳細図である。燃料流路60は、燃料流路60全体を形成するために互いに接続されるいくつかの流路セクション70を含んでもよい。ある実施形態では、流路セクション70は圧縮機筐体62及び/又は支持構造63及び64に鋳造してもよい。別の実施形態では、流路セクション70は、ガンドリルを使用して支持構造63及び64及び/又は圧縮機筐体62に形成してもよい。ある実施形態では、流路セクション70は、圧縮機筐体62並びに支持構造63及び64の外面及び内部を貫通するように形成してもよい。
ある実施形態では、燃料流路60は圧縮機筐体62の内部で冷却を実行するように構成してもよい。例えば、動作中、圧縮機筐体62より低温である燃料が圧縮機筐体62を通って誘導されるにつれて、燃料は圧縮機筐体62から熱を吸収することにより圧縮機筐体62を冷却してもよい。ある実施形態では、冷却効果を向上するために、燃料流路60は、圧縮機筐体62内部における燃料流路60の長さを増すいくつかの螺旋状流路セクション70を含んでもよい。燃料流路60により実現される冷却は、圧縮機筐体62の熱膨張を減少するので、より厳密な嵌合を含む圧縮機筐体62を設計できる。その結果、圧縮機筐体62を介する流体の漏れが減少される。
燃料流路60は、ブラケット66と統合された1つ以上の流路76をさらに含んでもよい。例えば、流路76は、ブラケット66の内部にドリル又は他の手段により形成され且つ支持構造64の流路セクション70とほぼ整列させてもよい。流路76と流路セクション70との接続を容易にするために、C形シールなどのシール78をブラケット66と支持構造64との間に配設してもよい。さらに、燃料噴射器58への接続を可能にするために、ブラケット66の流路76からスタブ又はコネクタ80が延在してもよい。例えば、コネクタ80にはねじ山を形成してもよく、それにより、コネクタ80は燃料噴射器58の相補形のねじ端部と係合してもよい。さらに、ある実施形態では、コネクタ80を燃料噴射器58に接続するために可撓性ホースを使用してもよい。
図5は燃料流路60の別の実施形態を示す。本実施形態では、燃料流路60のある特定の部分は、圧縮機筐体62及び支持構造63及び64の外面に沿って延在してもよい。燃料流路60は支持構造63を貫通する流路82を含む。支持構造63にフランジ68が配設され、且つフランジ68は、流路82を燃料供給源に接続するために使用してもよい。しかし、圧縮機筐体62の内部で延在する流路の代わりに、筐体62の外面に沿って管84が延在してもよい。管84は、パイプなどの剛性の管であってもよいが、ホースのような可撓性の管であってもよい。ある実施形態では、管84は、溶接又は他の手段により圧縮機筐体62の面に接合された金属管を含んでもよい。図示されるように、管84は圧縮機筐体62の周囲形状とほぼ同様の形状を有する。しかし、他の実施形態では、管84と圧縮機筐体62との間に空間が形成されるように、管84は支持構造63及び64の間に延在してもよい。
管84は支持構造63から支持構造64まで延在してもよく、その場合、管84は支持構造64の周囲に沿ってブラケット66に向かって延在してもよい。管84はブラケット66の周囲に沿って延在する管86に接続してもよい。管86は、溶接又は他の手段によりブラケット66及び/又は支持構造64の境界面に接合された金属管を含んでもよい。さらに、他の実施形態では、管86は可撓性ホースを含んでもよい。
管86は管84に接続する端部87を含んでもよい。管86は燃料噴射器58に接続する対向端部88をさらに含んでもよい。ある実施形態では、管86と燃料噴射器58との接続を容易にするために、端部88にねじ山を形成してもよい。さらに、ある実施形態では、端部88は、衝突スリーブ54の開口部90を貫通し且つトランジションピース38の対応する開口部92と整列させてもよい。端部88が衝突スリーブ54及び/又はトランジションピース38の中まで延在していることにより、燃料噴射器58をトランジションピース38の中に配設することが可能になる。燃料噴射器58は、端部88に接続するために、衝突スリーブ54とトランジションピース38との間の環状空間の中へさらに延在してもよい。しかし、他の実施形態では、燃料噴射器58を端部88に接続するために、ホースなどのコネクタは衝突スリーブ54とトランジションピース38との間の環状空間の中へ延在するが、燃料噴射器58は中間部剤38の中に完全に入るように配設してもよい。
図6は、線6−6により示されるような図5に示される燃料供給システム59の一部の底面斜視図である。ブラケット66は、衝突スリーブ54の輪郭形状にほぼ沿った輪郭形状を有し且つ/又は衝突スリーブ54の中に延在するトランジションピース38の輪郭形状にほぼ沿った輪郭形状を有する1対の翼96を含む。管86はブラケット66にほぼ沿って延在する。管86は管84(図5)に接続してもよい端部87を含む。図示されるように、ブラケット66は、衝突スリーブ54の面に沿って延在し且つ衝突スリーブ54及び対応するトランジションピース38を支持し且つ/又は固着してもよい。前述のように、管86は溶接又は他の手段によりブラケット66に接合してもよく、且つ端部88は衝突スリーブ54の開口部90を貫通してもよい。管86が開口部90を貫通していることにより、燃料噴射器58と端部88との接続が容易になり且つ噴射器58が衝突スリーブ54の中に完全に収納されてもよい。さらに、先に図5に関して説明したように、開口部90はトランジションピース38の対応する開口部92と整列しているので、管端部88はトランジションピース38の中まで延在できる。
図7は、線7−7により示されるような図4に示される燃料供給システム59の一部の底面斜視図である。図6に示されるようなブラケット66に沿って外側へ延在する管86の代わりに、図7に示される燃料供給システム59は内部流路76を含む。内部流路76は、鋳造、穴あけ又は他の手段によりブラケット66の中に形成してもよい。内部流路76は、図4に示されるように支持構造64の内部へ延在する流路セクション70に接続してもよい。先に図4に関して説明したように、内部流路76と流路セクション70との接続部における燃料の漏れを防止するために、支持構造64とブラケット66との間にシール78を配設してもよい。ある実施形態では、シール78は、燃料流路76及び燃料流路セクション70を規定するブラケット66及び支持構造64の対応する開口をほぼ取り囲んでもよい。
内部流路76から1つ以上のコネクタ80が延在してもよく、コネクタ80は燃料噴射器58を流路76に接続するために使用してもよい。ある実施形態では、燃料噴射器58をブラケット66の片側でトランジションピース38の中まで延在させ且つブラケット66の他方の側では燃焼器ライナ48の中まで延在させるために、コネクタ80はブラケット66の両側から延在してもよい。しかし、他の実施形態では、コネクタ80はブラケット66の片側にのみ配設してもよい。さらに、コネクタ80はブラケット66から上方に延在してもよく、それによりブラケット66からさらに離れた場所でトランジションピース38及び/又はライナ48の中へ延在する燃料噴射器への接続を可能にしてもよい。例えば、ある実施形態では、ブラケット66から半径方向及び/又は軸方向に離れた場所でトランジションピース38に配設された燃料噴射器58にコネクタ80を接続するために、可撓性ホース又は他の適切な種類のコネクタを使用してもよい。複数のコネクタ80を使用して、複数の燃料噴射器58を燃料供給システム59に接続してもよい。
本明細書において説明される燃料供給システム59は、圧縮機筐体62、支持構造63及び64並びにブラケット66と統合された種々の種類の燃料流路60を使用してもよい。内部流路と外部流路の任意の組合せを採用してもよいことが理解されるだろう。さらに、コネクタ80の数、向き、相対的な形状及び大きさ及び/又は配置場所も変更できる。例えば、ある実施形態では、コネクタ80はトランジションピース38の中に延在してもよいが、他の実施形態では、コネクタ80はブラケット66の付近でトランジションピース38の外側で終端してもよい。
本明細書では、本発明を最良の形態を含めて開示するとともに、装置又はシステムの製造・使用及び方法の実施を始め、本発明を当業者が実施できるようにするため、例を用いて説明してきた。本発明の特許性を有する範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者に自明な他の例も包含する。かかる他の例は、特許請求の範囲の文言上の差のない構成要素を有しているか、或いは特許請求の範囲の文言と実質的な差のない均等な構成要素を有していれば、特許請求の範囲に記載された技術的範囲に属する。
10 システム
12 ガスタービンエンジン
16 吸気セクション
18 圧縮機
20 燃焼器セクション
22 タービン
24 排気セクション
26 軸
28 燃焼器筐体
29 長手方向軸
30 燃焼器
32 燃料ノズル
34 一次燃焼システム
36 二次燃焼システム
38 トランジションピース
40 羽根
42 エンドカバー
44 一次反応ゾーン
46 筐体
48 ライナ
50 流れスリーブ
52 プレナム
53 環状領域
54 衝突スリーブ
55 キャップアセンブリ
56 二次反応ゾーン
57 筐体
58 燃料噴射器
59 燃料供給システム
60 燃料流路
62 筐体
63 支持構造
64 支持構造
66 ブラケット
68 コネクタ
70 流路セクション
76 流路
78 シール
80 コネクタ
82 流路
84 管
86 管
87 端部
88 対向端部
90 開口部
92 開口部
96 翼
12 ガスタービンエンジン
16 吸気セクション
18 圧縮機
20 燃焼器セクション
22 タービン
24 排気セクション
26 軸
28 燃焼器筐体
29 長手方向軸
30 燃焼器
32 燃料ノズル
34 一次燃焼システム
36 二次燃焼システム
38 トランジションピース
40 羽根
42 エンドカバー
44 一次反応ゾーン
46 筐体
48 ライナ
50 流れスリーブ
52 プレナム
53 環状領域
54 衝突スリーブ
55 キャップアセンブリ
56 二次反応ゾーン
57 筐体
58 燃料噴射器
59 燃料供給システム
60 燃料流路
62 筐体
63 支持構造
64 支持構造
66 ブラケット
68 コネクタ
70 流路セクション
76 流路
78 シール
80 コネクタ
82 流路
84 管
86 管
87 端部
88 対向端部
90 開口部
92 開口部
96 翼
Claims (10)
- 燃焼器トランジションピース(38)をガスタービンエンジン(12)の内部に取り付けるように構成された取付ブラケット(66)と、
前記取付ブラケット(66)と統合された燃料流路(76、86)と
を備えるシステム。 - 前記取付ブラケット(66)は、前記燃焼器トランジションピース(38)を支持するように構成されたブルホーン形状のブラケットである、請求項1記載のシステム。
- 前記取付ブラケット(66)は、前記燃焼器トランジションピースとほぼ同様の輪郭形状に形成された1対の翼(96)を備える、請求項1記載のシステム。
- 前記燃料流路(76)は前記取付ブラケットの内部にある、請求項1記載のシステム。
- 前記燃料流路(86)は、前記取付ブラケット(66)の外側に結合された管から構成される、請求項1記載のシステム。
- 前記燃料流路(76、86)に結合され且つ前記燃料流路(76、86)を燃料噴射器(58)に接続するように構成されたコネクタ(68、80)を備える、請求項1記載のシステム。
- 圧縮機筐体(62)から延在し且つガスタービンエンジン(12)の燃焼器トランジションピース(38)を支持するように構成されたトランジションピース支持構造(63)と、
前記トランジションピース支持構造(63)と統合された燃料流路(70、76、82、84、86)とを備えるシステム。 - 前記トランジションピース支持構造(63)は、前記燃焼器トランジションピース(38)を支持するように構成された取付ブラケット(66)を具備し且つ前記燃料流路(70、84、86)は前記取付ブラケットと統合される、請求項7記載のシステム。
- 前記燃料流路(70、82)は、前記トランジションピース支持構造(63)の内部を一体に貫通する内部導管から構成される、請求項7記載のシステム。
- 前記燃料流路(84)は、前記トランジションピース支持構造(63)に結合された管から構成される、請求項7記載のシステム。
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Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2014181906A (ja) * | 2013-03-18 | 2014-09-29 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンの燃焼器用の連続燃焼ライナ |
Families Citing this family (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20130298563A1 (en) * | 2012-05-14 | 2013-11-14 | General Electric Company | Secondary Combustion System |
US9423131B2 (en) * | 2012-10-10 | 2016-08-23 | General Electric Company | Air management arrangement for a late lean injection combustor system and method of routing an airflow |
US20140137560A1 (en) * | 2012-11-21 | 2014-05-22 | General Electric Company | Turbomachine with trapped vortex feature |
US9518741B2 (en) * | 2013-08-21 | 2016-12-13 | Solar Turbines Incorporated | Fuel control module gas vent manifold |
US10316746B2 (en) * | 2015-02-04 | 2019-06-11 | General Electric Company | Turbine system with exhaust gas recirculation, separation and extraction |
US10253690B2 (en) * | 2015-02-04 | 2019-04-09 | General Electric Company | Turbine system with exhaust gas recirculation, separation and extraction |
DE102015206227A1 (de) * | 2015-04-08 | 2016-10-13 | Siemens Aktiengesellschaft | Brenneranordnung |
Family Cites Families (40)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3147594A (en) * | 1962-03-19 | 1964-09-08 | Continental Aviat & Eng Corp | Fuel injection device |
US4609150A (en) * | 1983-07-19 | 1986-09-02 | United Technologies Corporation | Fuel nozzle for gas turbine engine |
US5437158A (en) * | 1993-06-24 | 1995-08-01 | General Electric Company | Low-emission combustor having perforated plate for lean direct injection |
US5479781A (en) * | 1993-09-02 | 1996-01-02 | General Electric Company | Low emission combustor having tangential lean direct injection |
US5826429A (en) * | 1995-12-22 | 1998-10-27 | General Electric Co. | Catalytic combustor with lean direct injection of gas fuel for low emissions combustion and methods of operation |
US6067790A (en) * | 1996-01-05 | 2000-05-30 | Choi; Kyung J. | Lean direct wall fuel injection method and devices |
US5680765A (en) * | 1996-01-05 | 1997-10-28 | Choi; Kyung J. | Lean direct wall fuel injection method and devices |
US20010049932A1 (en) * | 1996-05-02 | 2001-12-13 | Beebe Kenneth W. | Premixing dry low NOx emissions combustor with lean direct injection of gas fuel |
US6047550A (en) * | 1996-05-02 | 2000-04-11 | General Electric Co. | Premixing dry low NOx emissions combustor with lean direct injection of gas fuel |
US6405523B1 (en) * | 2000-09-29 | 2002-06-18 | General Electric Company | Method and apparatus for decreasing combustor emissions |
US6418726B1 (en) * | 2001-05-31 | 2002-07-16 | General Electric Company | Method and apparatus for controlling combustor emissions |
US6484489B1 (en) * | 2001-05-31 | 2002-11-26 | General Electric Company | Method and apparatus for mixing fuel to decrease combustor emissions |
US6813889B2 (en) * | 2001-08-29 | 2004-11-09 | Hitachi, Ltd. | Gas turbine combustor and operating method thereof |
JP2003201863A (ja) * | 2001-10-29 | 2003-07-18 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 燃焼器及びこれを備えたガスタービン |
JP2003148710A (ja) * | 2001-11-14 | 2003-05-21 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 燃焼器 |
US6790030B2 (en) * | 2001-11-20 | 2004-09-14 | The Regents Of The University Of California | Multi-stage combustion using nitrogen-enriched air |
US6865889B2 (en) * | 2002-02-01 | 2005-03-15 | General Electric Company | Method and apparatus to decrease combustor emissions |
US7117674B2 (en) * | 2002-04-10 | 2006-10-10 | The Boeing Company | Catalytic combustor and method for substantially eliminating various emissions |
US6786047B2 (en) * | 2002-09-17 | 2004-09-07 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Flashback resistant pre-mix burner for a gas turbine combustor |
US6848260B2 (en) * | 2002-09-23 | 2005-02-01 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Premixed pilot burner for a combustion turbine engine |
US6840048B2 (en) * | 2002-09-26 | 2005-01-11 | General Electric Company | Dynamically uncoupled can combustor |
US6871501B2 (en) * | 2002-12-03 | 2005-03-29 | General Electric Company | Method and apparatus to decrease gas turbine engine combustor emissions |
US6862889B2 (en) * | 2002-12-03 | 2005-03-08 | General Electric Company | Method and apparatus to decrease combustor emissions |
US6868676B1 (en) * | 2002-12-20 | 2005-03-22 | General Electric Company | Turbine containing system and an injector therefor |
US6860714B1 (en) * | 2002-12-30 | 2005-03-01 | General Electric Company | Gas turbine having alloy castings with craze-free cooling passages |
US6904756B2 (en) * | 2003-02-28 | 2005-06-14 | Power Systems Mfg, Llc | Transition duct support bracket wear cover |
US7007486B2 (en) * | 2003-03-26 | 2006-03-07 | The Boeing Company | Apparatus and method for selecting a flow mixture |
US7065955B2 (en) * | 2003-06-18 | 2006-06-27 | General Electric Company | Methods and apparatus for injecting cleaning fluids into combustors |
US7017329B2 (en) * | 2003-10-10 | 2006-03-28 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for mixing substances |
US7469544B2 (en) * | 2003-10-10 | 2008-12-30 | Pratt & Whitney Rocketdyne | Method and apparatus for injecting a fuel into a combustor assembly |
US7140184B2 (en) * | 2003-12-05 | 2006-11-28 | United Technologies Corporation | Fuel injection method and apparatus for a combustor |
US7111463B2 (en) * | 2004-01-23 | 2006-09-26 | Pratt & Whitney Rocketdyne Inc. | Combustion wave ignition for combustors |
US7127899B2 (en) * | 2004-02-26 | 2006-10-31 | United Technologies Corporation | Non-swirl dry low NOx (DLN) combustor |
US7059135B2 (en) * | 2004-08-30 | 2006-06-13 | General Electric Company | Method to decrease combustor emissions |
US7779636B2 (en) * | 2005-05-04 | 2010-08-24 | Delavan Inc | Lean direct injection atomizer for gas turbine engines |
US8387398B2 (en) * | 2007-09-14 | 2013-03-05 | Siemens Energy, Inc. | Apparatus and method for controlling the secondary injection of fuel |
US7665309B2 (en) * | 2007-09-14 | 2010-02-23 | Siemens Energy, Inc. | Secondary fuel delivery system |
US7909300B2 (en) * | 2007-10-18 | 2011-03-22 | General Electric Company | Combustor bracket assembly |
US8322146B2 (en) * | 2007-12-10 | 2012-12-04 | Alstom Technology Ltd | Transition duct assembly |
US8991192B2 (en) * | 2009-09-24 | 2015-03-31 | Siemens Energy, Inc. | Fuel nozzle assembly for use as structural support for a duct structure in a combustor of a gas turbine engine |
-
2010
- 2010-01-05 US US12/652,181 patent/US20110162375A1/en not_active Abandoned
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-
2011
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- 2011-01-05 CN CN2011100085330A patent/CN102155297A/zh active Pending
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2014181906A (ja) * | 2013-03-18 | 2014-09-29 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンの燃焼器用の連続燃焼ライナ |
Also Published As
Publication number | Publication date |
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CH702550A2 (de) | 2011-07-15 |
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