JP3529404B2 - ガスタービンの加熱器を操作する方法 - Google Patents
ガスタービンの加熱器を操作する方法Info
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
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- 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
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/04—Air inlet arrangements
- F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
- F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
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- 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
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- Engineering & Computer Science (AREA)
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- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、請求項１の上位概念部
分に記載の、加熱器を操作する方法に関するものであ
る。
分に記載の、加熱器を操作する方法に関するものであ
る。
【０００２】
【従来の技術】いわゆるサイロ形加熱器として公知の加
熱器は、“リーン予混合原理”に従って稼動するバーナ
が備えられている。このいわゆる“乾式低ＮＯｘ”バー
ナは、スイッチ式稼動形式で操作される。この場合、複
数バーナが比較的大きい少数のバーナ群に分割されてい
る。これらのバーナ自体は、サイロ形、リング状いずれ
の加熱器にも組付け可能で、それら加熱器内で稼動可能
である。リング状加熱器の場合、流入側と周方向に寸法
の異なる一連の内部混合式バーナが配置されている。加
熱器の主バーナである大型の内部混合式バーナと、加熱
器のパイロットバーナである小型の内部混合式バーナと
が加熱器の前壁に開口している。この場合、これらの内
部混合式バーナは、交互に一様の間隔をおいて配置され
ている。サイロ形加熱器の場合、備えられている内部混
合式バーナが、はちの巣形に加熱器の頭部に配置されて
いる。その場合、内部混合式バーナはグループに分けら
れている。これらのグループは、少なくとも１つのパイ
ロット機能を有するバーナと、パイロット機能を受ける
複数バーナとから成っている。
熱器は、“リーン予混合原理”に従って稼動するバーナ
が備えられている。このいわゆる“乾式低ＮＯｘ”バー
ナは、スイッチ式稼動形式で操作される。この場合、複
数バーナが比較的大きい少数のバーナ群に分割されてい
る。これらのバーナ自体は、サイロ形、リング状いずれ
の加熱器にも組付け可能で、それら加熱器内で稼動可能
である。リング状加熱器の場合、流入側と周方向に寸法
の異なる一連の内部混合式バーナが配置されている。加
熱器の主バーナである大型の内部混合式バーナと、加熱
器のパイロットバーナである小型の内部混合式バーナと
が加熱器の前壁に開口している。この場合、これらの内
部混合式バーナは、交互に一様の間隔をおいて配置され
ている。サイロ形加熱器の場合、備えられている内部混
合式バーナが、はちの巣形に加熱器の頭部に配置されて
いる。その場合、内部混合式バーナはグループに分けら
れている。これらのグループは、少なくとも１つのパイ
ロット機能を有するバーナと、パイロット機能を受ける
複数バーナとから成っている。
【０００３】バーナは、この場合、単独もしくはグルー
プで負荷されて稼動する。このために設けられたガス分
配システムによって個々のバーナ・グループが、スイッ
チ式の稼動の意味で、入切される。しかし、スイッチ式
の稼動には欠点がある。すなわち、バーナの空気値が、
したがってまたＮＯｘの放出値が著しく変化する。一般
に、公知“乾式低ＮＯｘ”バーナに似て、バーナ・グル
ープは、どちらかといえば大型である。このことは、ハ
ードウエアやソフトウエアの出費の点で稼動の構想を少
数グループに限定したほうが有利なことと関連してい
る。その場合、種々の稼動形式を基礎におくことができ
る。例えば負荷により弁位置が決まる形式、負荷により
燃料分配が行なわれる形式、各バーナに負荷状態に応じ
て燃料が供給される形式等である。これらの形式の結
果、ＮＯｘ放出値を決定するバーナ空気値が著しく変動
し、そのためにＮＯｘ放出値も著しく変動する。このバ
ーナ空気の変動を低減するために、グループ数を増すこ
とが考えられる。理想的には、バーナそれぞれを個別に
起動する必要がある。しかし、出力の大きいガスタービ
ンは、相応に多数のバーナを有する出力の大きい加熱器
を要し、これによってバーナ用の多数の弁や供給管が必
要になる。各バーナのスイッチ時のジャンプは、それ自
体はきわめて小さいが、その種の配置状態に場合にはハ
ードウエアやソフトウエアの出費が大きくなる。またそ
のような稼動形式の場合には、変動する周辺条件の事情
を理解するのが難しいので、結局は、ＮＯｘ放出値を全
稼動域にわたって、特に全負荷時には、常時低く維持す
るという努力目標に反する変動を予期せざるをえなくな
るのである。
プで負荷されて稼動する。このために設けられたガス分
配システムによって個々のバーナ・グループが、スイッ
チ式の稼動の意味で、入切される。しかし、スイッチ式
の稼動には欠点がある。すなわち、バーナの空気値が、
したがってまたＮＯｘの放出値が著しく変化する。一般
に、公知“乾式低ＮＯｘ”バーナに似て、バーナ・グル
ープは、どちらかといえば大型である。このことは、ハ
ードウエアやソフトウエアの出費の点で稼動の構想を少
数グループに限定したほうが有利なことと関連してい
る。その場合、種々の稼動形式を基礎におくことができ
る。例えば負荷により弁位置が決まる形式、負荷により
燃料分配が行なわれる形式、各バーナに負荷状態に応じ
て燃料が供給される形式等である。これらの形式の結
果、ＮＯｘ放出値を決定するバーナ空気値が著しく変動
し、そのためにＮＯｘ放出値も著しく変動する。このバ
ーナ空気の変動を低減するために、グループ数を増すこ
とが考えられる。理想的には、バーナそれぞれを個別に
起動する必要がある。しかし、出力の大きいガスタービ
ンは、相応に多数のバーナを有する出力の大きい加熱器
を要し、これによってバーナ用の多数の弁や供給管が必
要になる。各バーナのスイッチ時のジャンプは、それ自
体はきわめて小さいが、その種の配置状態に場合にはハ
ードウエアやソフトウエアの出費が大きくなる。またそ
のような稼動形式の場合には、変動する周辺条件の事情
を理解するのが難しいので、結局は、ＮＯｘ放出値を全
稼動域にわたって、特に全負荷時には、常時低く維持す
るという努力目標に反する変動を予期せざるをえなくな
るのである。
【０００４】総括して言えば、ＮＯｘ放出値を周囲条件
の変動時に一定に維持するのを妨げる効果が存在する。
それらの効果とは次のものである： −タービン冷却に利用される吸込空気量の割合が、周囲
温度（圧力）とともに増減し、それに応じて加熱器の空
気量も増減する。この結果、温度は一定にも拘らず炎温
度が変化し、それによりＮＯｘ発生値も変化する。
の変動時に一定に維持するのを妨げる効果が存在する。
それらの効果とは次のものである： −タービン冷却に利用される吸込空気量の割合が、周囲
温度（圧力）とともに増減し、それに応じて加熱器の空
気量も増減する。この結果、温度は一定にも拘らず炎温
度が変化し、それによりＮＯｘ発生値も変化する。
【０００５】−周囲条件による加熱器温度の変動によ
り、直接に加熱器内のＮＯｘ発生値が変化する。
り、直接に加熱器内のＮＯｘ発生値が変化する。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】本発明はこれに対する
対策を提供するものである。本発明の根底を成す課題
は、冒頭に述べた形式の加熱器の場合に、稼動プログラ
ムの修正が行なえるようにし、この修正により、特に全
負荷時にＮＯｘ放出値が周囲条件の変動によっても基本
値以上には増大しないようにすることにある。
対策を提供するものである。本発明の根底を成す課題
は、冒頭に述べた形式の加熱器の場合に、稼動プログラ
ムの修正が行なえるようにし、この修正により、特に全
負荷時にＮＯｘ放出値が周囲条件の変動によっても基本
値以上には増大しないようにすることにある。
【０００７】
【課題を解決するための手段】特に、複数内部混合式バ
ーナがグループに分けられて配置されているサイロ形加
熱器の場合、特に全負荷領域では燃焼性に対しては極め
て高い要求を課して、厳格なＮＯｘ放出規定が守られる
ようにした。その場合には、個々のバーナのパイロット
稼動の原則が基本とされる。本発明の重要な効果は、こ
の目的のためにバーナの１つがグループ、すなわち最後
にカットインされるグループが主として周囲温度に応じ
て燃料供給を受ける点にある。これらのバーナは、原則
として他のすべてのバーナより薄い燃料で稼動せしめら
れる。このため、これらのバーナは、熱によるＮＯｘ放
出値に僅かしか関与しない。外部温度が下降すると、こ
の最後のグループの弁が更に開く。これにより、燃料が
ＮＯｘ放出しているパイロットバーナから最後のグルー
プへの燃料再分配が行なわれる。外部温度が上昇する
と、逆の手続きが行なわれる。ＮＯｘ生成は、それによ
り一定値に維持される。その場合、直ちに認められるの
は、加熱器内に一様なＮＯｘを生成する定常的、安定的
な燃焼帯と、周囲温度の効果を補償するが、ほとんど熱
によるＮＯｘ生成に関与しない小さな複数区域が存在す
ることである。
ーナがグループに分けられて配置されているサイロ形加
熱器の場合、特に全負荷領域では燃焼性に対しては極め
て高い要求を課して、厳格なＮＯｘ放出規定が守られる
ようにした。その場合には、個々のバーナのパイロット
稼動の原則が基本とされる。本発明の重要な効果は、こ
の目的のためにバーナの１つがグループ、すなわち最後
にカットインされるグループが主として周囲温度に応じ
て燃料供給を受ける点にある。これらのバーナは、原則
として他のすべてのバーナより薄い燃料で稼動せしめら
れる。このため、これらのバーナは、熱によるＮＯｘ放
出値に僅かしか関与しない。外部温度が下降すると、こ
の最後のグループの弁が更に開く。これにより、燃料が
ＮＯｘ放出しているパイロットバーナから最後のグルー
プへの燃料再分配が行なわれる。外部温度が上昇する
と、逆の手続きが行なわれる。ＮＯｘ生成は、それによ
り一定値に維持される。その場合、直ちに認められるの
は、加熱器内に一様なＮＯｘを生成する定常的、安定的
な燃焼帯と、周囲温度の効果を補償するが、ほとんど熱
によるＮＯｘ生成に関与しない小さな複数区域が存在す
ることである。
【０００８】本発明の別の重要な効果は、全負荷時の一
定のＮＯｘ放出値のほかに、全負荷時の消衰限界から一
定の値をおいて調整が可能である点である。これによっ
て、そのつどＮＯｘの放出値は可能な最低限の値となる
であろう。
定のＮＯｘ放出値のほかに、全負荷時の消衰限界から一
定の値をおいて調整が可能である点である。これによっ
て、そのつどＮＯｘの放出値は可能な最低限の値となる
であろう。
【０００９】更に本発明の別の重要な効果は、部分負荷
時でもそのつど最後にカットインされるバーナ・グルー
プが周囲条件に従って調整され、しかもその場合、相補
的に負荷を介しての調整が行なわれる点にある。
時でもそのつど最後にカットインされるバーナ・グルー
プが周囲条件に従って調整され、しかもその場合、相補
的に負荷を介しての調整が行なわれる点にある。
【００１０】本発明の課題を解決するその他の効果的か
つ好適な構成は請求項２以下に記載されている。
つ好適な構成は請求項２以下に記載されている。
【００１１】
【実施例】以下で本発明の一実施例を図面につき詳説す
る。図面には本発明の直接的理解に必要でない部品は省
略してある。媒体の流れ方向は矢印で示してある。各図
の同じ部材には同じ符号が付してある。
る。図面には本発明の直接的理解に必要でない部品は省
略してある。媒体の流れ方向は矢印で示してある。各図
の同じ部材には同じ符号が付してある。
【００１２】図１は典型的なサイロ形加熱器Ａを示した
ものである。この加熱器Ａには、複数の内部混合式バー
ナＢが備えられている。この加熱器Ａの操作形式の直接
の理解を助けるものとして挙げられるのは、圧縮器から
加熱器Ａ内への圧縮空気Ａ１の導入部と、この圧縮空気
の、バーナＢへの流路Ａ２と、バーナＢへの燃料供給部
Ａ３と、加熱器Ａの、バーナＢに後置された燃焼室２２
と、タービンへ負荷される高温ガスＡ４とである。
ものである。この加熱器Ａには、複数の内部混合式バー
ナＢが備えられている。この加熱器Ａの操作形式の直接
の理解を助けるものとして挙げられるのは、圧縮器から
加熱器Ａ内への圧縮空気Ａ１の導入部と、この圧縮空気
の、バーナＢへの流路Ａ２と、バーナＢへの燃料供給部
Ａ３と、加熱器Ａの、バーナＢに後置された燃焼室２２
と、タービンへ負荷される高温ガスＡ４とである。
【００１３】図２〜図４は、複数バーナによるパイロッ
ト稼動を示したものである。これらのバーナは、加熱器
Ａの内部で複数のグループにまとめられている。この場
合には、種々のパラメータの状態が、加熱器の負荷との
関係で示されている。前記の各図の横座標Ｘ1，Ｘ2，Ｘ
3には負荷が示されている。種々のパラメータとして、
まず弁位置が図２の縦座標Ｙ1に、燃料量が図３の縦座
標Ｙ2に、更に空燃比が図４の縦座標Ｙ3に記載されてい
る。これらの図は、バーナのパイロット稼動時にはＮＯ
ｘ放出値が負荷を介して一定に維持されることを示して
いる。すなわち、大多数のバーナＢの場合、燃焼が加熱
器Ａ内で一定に維持され、少数のバーナがパイロット稼
動せしめられるようにする。これらのバーナは薄い燃料
により稼動せしめられるので、消減限界値以下で稼動さ
れ、自己の反応域をもたない。パイロット稼動せしめら
れるバーナが、すべての負荷変化を引受ける。この構成
の場合、グループの弁（図２）に対して高い要求が向け
られる。これらの弁は完全に調整可能でなければならな
いからである。パイロット稼動されるバーナの燃料（図
３）は、稼動中の隣接バーナのねじれ方向と配置とによ
り燃料／空気混合気（図４）の、隣接バーナとの良好な
混合が生じる場合にのみ、反応が可能である。この場
合、どのような最適配置がなされるかは、その時々の、
加熱室とバーナ数との状態による。図２〜図４は、総数
３４個のバーナの７グループの稼動プログラムを略示し
たものである： パイロットバーナ・グループＧＲ０＝６バーナ 主バーナ・グループＧＲ１，ＧＲ２＝各３バーナ 主バーナ・グループＧＲ３＝４バーナ 主バーナ・グループＧＲ４，ＧＲ５，ＧＲ６＝各６バー
ナ 図２〜図４から明らかとなる各グループの既述の稼動コ
ンセプトを含めて、最後グループＧＲ６の稼動形式をも
ういちど強調しておく。既述のように、個々のバーナの
パイロット稼動原則自体が、従来の技術の欠点を補償す
る可能性を提供する。付加的に、今度はグループ６ＧＲ
６のバーナが周囲温度に応じて燃料を供給される。これ
らのバーナは、原則として手のグループのバーナより薄
い燃料で稼動せしめられ、このため当然のことながら熱
によるＮＯｘ放出に関与する度合いが低くなる。たとえ
ば外部温度が降下すると、グループ６ＧＲ６の弁が更に
開かれ、これにより燃料がＮＯｘ発生バーナからグルー
プ６ＧＲ６のバーナへ再分配される。これに対し、外部
温度が上昇すると、逆の手続きがとられる。ＮＯｘの発
生は、それにより一定に維持される。その場合、付加的
な措置がとられるが、これらの措置の特徴は、全負荷時
に一定値のＮＯｘ放出を行なうほかに、消衰限界に一定
の値をおくように調整されることである。これにより、
その時々で、可能なＮＯｘ放出値が最低限に抑えられ
る。
ト稼動を示したものである。これらのバーナは、加熱器
Ａの内部で複数のグループにまとめられている。この場
合には、種々のパラメータの状態が、加熱器の負荷との
関係で示されている。前記の各図の横座標Ｘ1，Ｘ2，Ｘ
3には負荷が示されている。種々のパラメータとして、
まず弁位置が図２の縦座標Ｙ1に、燃料量が図３の縦座
標Ｙ2に、更に空燃比が図４の縦座標Ｙ3に記載されてい
る。これらの図は、バーナのパイロット稼動時にはＮＯ
ｘ放出値が負荷を介して一定に維持されることを示して
いる。すなわち、大多数のバーナＢの場合、燃焼が加熱
器Ａ内で一定に維持され、少数のバーナがパイロット稼
動せしめられるようにする。これらのバーナは薄い燃料
により稼動せしめられるので、消減限界値以下で稼動さ
れ、自己の反応域をもたない。パイロット稼動せしめら
れるバーナが、すべての負荷変化を引受ける。この構成
の場合、グループの弁（図２）に対して高い要求が向け
られる。これらの弁は完全に調整可能でなければならな
いからである。パイロット稼動されるバーナの燃料（図
３）は、稼動中の隣接バーナのねじれ方向と配置とによ
り燃料／空気混合気（図４）の、隣接バーナとの良好な
混合が生じる場合にのみ、反応が可能である。この場
合、どのような最適配置がなされるかは、その時々の、
加熱室とバーナ数との状態による。図２〜図４は、総数
３４個のバーナの７グループの稼動プログラムを略示し
たものである： パイロットバーナ・グループＧＲ０＝６バーナ 主バーナ・グループＧＲ１，ＧＲ２＝各３バーナ 主バーナ・グループＧＲ３＝４バーナ 主バーナ・グループＧＲ４，ＧＲ５，ＧＲ６＝各６バー
ナ 図２〜図４から明らかとなる各グループの既述の稼動コ
ンセプトを含めて、最後グループＧＲ６の稼動形式をも
ういちど強調しておく。既述のように、個々のバーナの
パイロット稼動原則自体が、従来の技術の欠点を補償す
る可能性を提供する。付加的に、今度はグループ６ＧＲ
６のバーナが周囲温度に応じて燃料を供給される。これ
らのバーナは、原則として手のグループのバーナより薄
い燃料で稼動せしめられ、このため当然のことながら熱
によるＮＯｘ放出に関与する度合いが低くなる。たとえ
ば外部温度が降下すると、グループ６ＧＲ６の弁が更に
開かれ、これにより燃料がＮＯｘ発生バーナからグルー
プ６ＧＲ６のバーナへ再分配される。これに対し、外部
温度が上昇すると、逆の手続きがとられる。ＮＯｘの発
生は、それにより一定に維持される。その場合、付加的
な措置がとられるが、これらの措置の特徴は、全負荷時
に一定値のＮＯｘ放出を行なうほかに、消衰限界に一定
の値をおくように調整されることである。これにより、
その時々で、可能なＮＯｘ放出値が最低限に抑えられ
る。
【００１４】これと関連して図５には、グループ６ＧＲ
６の弁行程の修正が示されている。縦座標Ｙ4には弁行
程が、横座標Ｘ4には外部温度が、全負荷の場合につい
て示されている。右側の縦座標Ｙ5にはＮＯｘ放出値が
示されている。
６の弁行程の修正が示されている。縦座標Ｙ4には弁行
程が、横座標Ｘ4には外部温度が、全負荷の場合につい
て示されている。右側の縦座標Ｙ5にはＮＯｘ放出値が
示されている。
【００１５】図６については次のように説明される：既
述のように、パイロット稼動形式により、バーナを消衰
限界のところで稼動させることができる。稼動中に当該
ガスターボ・グループのガスタービンが除荷されると、
そのことが定常稼動と比較されて、負荷当り僅かに減ら
された燃料質量流を生ぜしめる。これによって、しか
も、すべてのバーナが消衰限度を超える危険が増大す
る。この対策は、横座標Ｘ5に示された負荷と関連し
て、縦座標Ｙ6に示された弁位置により切換技術上の要
求を図６により満たすヒステリシスＺにより行なわれ
る。ヒステリシスＺは、バーナがガスタービンの停止時
には、原則としていくぶんより濃い燃料で稼動せしめら
れることを示している。
述のように、パイロット稼動形式により、バーナを消衰
限界のところで稼動させることができる。稼動中に当該
ガスターボ・グループのガスタービンが除荷されると、
そのことが定常稼動と比較されて、負荷当り僅かに減ら
された燃料質量流を生ぜしめる。これによって、しか
も、すべてのバーナが消衰限度を超える危険が増大す
る。この対策は、横座標Ｘ5に示された負荷と関連し
て、縦座標Ｙ6に示された弁位置により切換技術上の要
求を図６により満たすヒステリシスＺにより行なわれ
る。ヒステリシスＺは、バーナがガスタービンの停止時
には、原則としていくぶんより濃い燃料で稼動せしめら
れることを示している。
【００１６】図７〜図１０は、パイロット稼動に用いら
れるバーナＢを示している。このバーナＢは、主バーナ
ともなるパイロットバーナにすることができる。このバ
ーナＢの構造をよりよく理解するためには、図７と同時
に図８〜図１０に示した断面図を利用するのがよい。更
に、図７を不必要に複雑にしないために、図７には図８
〜図１０に略示した案内板２１ａ，２１ｂは一部しか示
されていない。以下では、図７の説明のさいに、必要に
応じて図８〜図１０を参照することにする。図７のバー
ナＢは、２つの中空円錐体半部１，２から成っている。
これら半部は、その中心軸線１ｂ，２ｂ（図８〜図１
０）に関して半径方向に互いにずらされて位置してい
る。各中心軸線１ｂ，２ｂの相互のずれにより、円錐体
半部１，２の双方の側に、流入方向が反対となるような
各１つの接線方向の空気流入スリット１９，２０が形成
される（図８〜図１０）。これらのスリットを通って、
たとえば新気と戻される排ガスとから成る燃焼用空気１
５が、バーナＢの内室、すなわち双方の円錐体半部１，
２から成る中空室１４に流入する。図示の円錐体１，２
の流れ方向での円錐形は特定の固定角度を有している。
言うまでもなく円錐体半部１，２は、流れ方向に漸増又
は漸減する円錐形傾斜を有している。この最後に述べた
構成は、容易に追感可能なものなので図示はされていな
い。どの形式が最終的に優位を与えられるかは、その時
々の燃焼がどのようなパラメータを有しているかによっ
て実質的に決まる。双方の円錐体半部１，２は、各１つ
の円筒形先端部１ａ，２ａを有している。これらの先端
部は円錐形部分の自然的な連続部をなし、同じように接
線方向の流入スリットを有している。この先端部１ａ，
２ａの区域には、液体燃料１２による内部混合式バーナ
Ｂの稼動時にはノズル３が収容される。ノズル３の燃料
噴口４は、円錐体半部１，２により形成される円錐形中
空室１４の最小横断面部と合致する。このノズル３の燃
料噴出量はバーナの出力と寸法に応じて決められる。言
うまでもなく、円筒形先端部１ａ，２ａは無くともよ
い。双方の円錐体半部１，２は、ガス状燃料１３による
内部混合式バーナＢの稼動時には各１個の燃料管８，９
を介して燃料が供給される。燃料管８，９は、流れ方向
でバーナＢの長さに沿って複数の規則的に分配された穴
１７を有している。これらの穴が、有利にはノズルとし
て構成されている。したがって、これらの穴１７から
は、接線方向の入口スリット１９，２０を通って中空室
１４内へ流入する燃焼用空気１５に混合されるガス状燃
料１３が流入する。これらの燃料管８，９は、有利に
は、接線方向の流入部の端部に、それも中空室１４への
入口直前に配置される。そうすることにより、燃料１３
と流入空気との間で速度に制約される最適混合が達成さ
れる。言うまでもなく、これらの穴１７を介して種々の
燃料との混合稼動が可能である。原則としてバーナＢ
は、その時々の燃料用に備えられている燃料供給手段の
みを有している。バーナＢの出口は、燃焼室側２２で前
壁１０へ移行している。この前壁１０内には、場合によ
り孔（図示せず）が設けられ、これらの孔を介して必要
とあれば希釈用空気、冷却空気、燃焼用空気が流入せし
められて、炎区域に有利に影響が与えられる。ノズル３
から流出する液状燃料１２は鋭角をなして中空室１４へ
噴射され、バーナ出口平面内に出来るだけ均質な円錐形
噴霧が形成される。このことは、円錐体半部１，２の内
壁がこの燃料によって濡らされない場合にのみ可能であ
る。このノズル３は、有利には空気噴霧式ノズルか又は
油圧噴霧式ノズルである。ノズル３から出る円錐形の燃
料噴霧５は、接線方向に流入する燃焼用空気１５と、必
要に応じて、軸方向に流入する別の燃焼用空気流１５ａ
とにより取囲まれる。液体燃料１２の濃度は、接線方向
入口スリット１９，２０を介して流入する燃焼用空気１
５により軸方向に接続的に稀釈される。ガス状燃料１３
が燃料管８，９を介して噴射されると、前述のように燃
焼空気との混合気形成が、直接に、接線方向入口スリッ
ト１９，２０の区域で行なわれる。液体燃料１２の噴射
と関連して、渦のはじける区域、つまりバーナＢの出口
に形成される逆流帯６の区域に、横断面部を介して均質
の最適燃料濃度が生ぜしめられる。点火は、逆流帯６の
先端で行なわれる。この個所で初めて安定的な炎のフロ
ント７が発生する。バーナＢ内への炎の吹き付けは、公
知の予混合域では発生する可能性が存在し、それに対し
て複雑な保炎部材により対処されるが、本発明の場合に
は、吹き付けの心配がない。燃焼用空気が予熱される場
合、戻される排ガスにより混合気が形成されるさいには
常にそうであるが、液状燃料１２がバーナＢの出口の点
火個所に達する前に、燃料全体の蒸発が加速される。こ
の蒸発の度合いは、言うまでもなくバーナＢの寸法、噴
射される燃料滴粒の大きさ、燃焼用空気流の温度によっ
て決まる。混合気が燃焼帯に入る前に燃料の完全な蒸発
が生じれば、有害物質の放出値が最少限に抑えられる。
同じことは、近似化学量的稼動時に過剰空気が再循環排
ガスにより代用される場合にも、妥当する。接線方向の
入口スリット１９，２０の幅は、バーナ開口区域の、逆
流帯６を有する所望の流れ域に対して影響を与える。一
般的に言えるのは、接線方向の入口スリット１９，２０
の幅を狭くすれば、逆流帯６が上流へ移動し、それによ
って混合気が当然より早期に点火されることになる。と
もあれ、いちど定められた逆流帯６は、それ自体では位
置安定的であると言うことができる。なぜなら、ねじり
数はバーナＢの円錐形区域で流れ方向に増大するからで
ある。混合気の軸方向速度は、軸方向に送られる燃焼用
空気１５ａの相応の物理特性により影響される。図８〜
図１０からよく分かるように、接線方向の入口スリット
１９，２０の幅は、相応の機械式装置により調節でき
る。この装置は、解離可能の結合形式にしたがって構成
され、双方の円錐体半部１，２の間で機能を発揮する。
そのような、図示されていない措置によって、稼動中に
適合が行なわれる。
れるバーナＢを示している。このバーナＢは、主バーナ
ともなるパイロットバーナにすることができる。このバ
ーナＢの構造をよりよく理解するためには、図７と同時
に図８〜図１０に示した断面図を利用するのがよい。更
に、図７を不必要に複雑にしないために、図７には図８
〜図１０に略示した案内板２１ａ，２１ｂは一部しか示
されていない。以下では、図７の説明のさいに、必要に
応じて図８〜図１０を参照することにする。図７のバー
ナＢは、２つの中空円錐体半部１，２から成っている。
これら半部は、その中心軸線１ｂ，２ｂ（図８〜図１
０）に関して半径方向に互いにずらされて位置してい
る。各中心軸線１ｂ，２ｂの相互のずれにより、円錐体
半部１，２の双方の側に、流入方向が反対となるような
各１つの接線方向の空気流入スリット１９，２０が形成
される（図８〜図１０）。これらのスリットを通って、
たとえば新気と戻される排ガスとから成る燃焼用空気１
５が、バーナＢの内室、すなわち双方の円錐体半部１，
２から成る中空室１４に流入する。図示の円錐体１，２
の流れ方向での円錐形は特定の固定角度を有している。
言うまでもなく円錐体半部１，２は、流れ方向に漸増又
は漸減する円錐形傾斜を有している。この最後に述べた
構成は、容易に追感可能なものなので図示はされていな
い。どの形式が最終的に優位を与えられるかは、その時
々の燃焼がどのようなパラメータを有しているかによっ
て実質的に決まる。双方の円錐体半部１，２は、各１つ
の円筒形先端部１ａ，２ａを有している。これらの先端
部は円錐形部分の自然的な連続部をなし、同じように接
線方向の流入スリットを有している。この先端部１ａ，
２ａの区域には、液体燃料１２による内部混合式バーナ
Ｂの稼動時にはノズル３が収容される。ノズル３の燃料
噴口４は、円錐体半部１，２により形成される円錐形中
空室１４の最小横断面部と合致する。このノズル３の燃
料噴出量はバーナの出力と寸法に応じて決められる。言
うまでもなく、円筒形先端部１ａ，２ａは無くともよ
い。双方の円錐体半部１，２は、ガス状燃料１３による
内部混合式バーナＢの稼動時には各１個の燃料管８，９
を介して燃料が供給される。燃料管８，９は、流れ方向
でバーナＢの長さに沿って複数の規則的に分配された穴
１７を有している。これらの穴が、有利にはノズルとし
て構成されている。したがって、これらの穴１７から
は、接線方向の入口スリット１９，２０を通って中空室
１４内へ流入する燃焼用空気１５に混合されるガス状燃
料１３が流入する。これらの燃料管８，９は、有利に
は、接線方向の流入部の端部に、それも中空室１４への
入口直前に配置される。そうすることにより、燃料１３
と流入空気との間で速度に制約される最適混合が達成さ
れる。言うまでもなく、これらの穴１７を介して種々の
燃料との混合稼動が可能である。原則としてバーナＢ
は、その時々の燃料用に備えられている燃料供給手段の
みを有している。バーナＢの出口は、燃焼室側２２で前
壁１０へ移行している。この前壁１０内には、場合によ
り孔（図示せず）が設けられ、これらの孔を介して必要
とあれば希釈用空気、冷却空気、燃焼用空気が流入せし
められて、炎区域に有利に影響が与えられる。ノズル３
から流出する液状燃料１２は鋭角をなして中空室１４へ
噴射され、バーナ出口平面内に出来るだけ均質な円錐形
噴霧が形成される。このことは、円錐体半部１，２の内
壁がこの燃料によって濡らされない場合にのみ可能であ
る。このノズル３は、有利には空気噴霧式ノズルか又は
油圧噴霧式ノズルである。ノズル３から出る円錐形の燃
料噴霧５は、接線方向に流入する燃焼用空気１５と、必
要に応じて、軸方向に流入する別の燃焼用空気流１５ａ
とにより取囲まれる。液体燃料１２の濃度は、接線方向
入口スリット１９，２０を介して流入する燃焼用空気１
５により軸方向に接続的に稀釈される。ガス状燃料１３
が燃料管８，９を介して噴射されると、前述のように燃
焼空気との混合気形成が、直接に、接線方向入口スリッ
ト１９，２０の区域で行なわれる。液体燃料１２の噴射
と関連して、渦のはじける区域、つまりバーナＢの出口
に形成される逆流帯６の区域に、横断面部を介して均質
の最適燃料濃度が生ぜしめられる。点火は、逆流帯６の
先端で行なわれる。この個所で初めて安定的な炎のフロ
ント７が発生する。バーナＢ内への炎の吹き付けは、公
知の予混合域では発生する可能性が存在し、それに対し
て複雑な保炎部材により対処されるが、本発明の場合に
は、吹き付けの心配がない。燃焼用空気が予熱される場
合、戻される排ガスにより混合気が形成されるさいには
常にそうであるが、液状燃料１２がバーナＢの出口の点
火個所に達する前に、燃料全体の蒸発が加速される。こ
の蒸発の度合いは、言うまでもなくバーナＢの寸法、噴
射される燃料滴粒の大きさ、燃焼用空気流の温度によっ
て決まる。混合気が燃焼帯に入る前に燃料の完全な蒸発
が生じれば、有害物質の放出値が最少限に抑えられる。
同じことは、近似化学量的稼動時に過剰空気が再循環排
ガスにより代用される場合にも、妥当する。接線方向の
入口スリット１９，２０の幅は、バーナ開口区域の、逆
流帯６を有する所望の流れ域に対して影響を与える。一
般的に言えるのは、接線方向の入口スリット１９，２０
の幅を狭くすれば、逆流帯６が上流へ移動し、それによ
って混合気が当然より早期に点火されることになる。と
もあれ、いちど定められた逆流帯６は、それ自体では位
置安定的であると言うことができる。なぜなら、ねじり
数はバーナＢの円錐形区域で流れ方向に増大するからで
ある。混合気の軸方向速度は、軸方向に送られる燃焼用
空気１５ａの相応の物理特性により影響される。図８〜
図１０からよく分かるように、接線方向の入口スリット
１９，２０の幅は、相応の機械式装置により調節でき
る。この装置は、解離可能の結合形式にしたがって構成
され、双方の円錐体半部１，２の間で機能を発揮する。
そのような、図示されていない措置によって、稼動中に
適合が行なわれる。
【００１７】図８〜図１０から案内版２１ａ，２１ｂの
実際の幾何学的配置状態が分かる。これらの案内板は流
れ導入機能を有し、しかもその長さに応じて円錐体半部
１，２のそれぞれの端部を燃焼用空気１５の到来方向へ
延長している。中空室１４内への燃焼用空気１５の案内
は、案内板２１ａ，２１ｂを接線方向入口スリット１
９，２０の区域に設けられた旋回点２３を中心として開
閉することにより最適化される。特に、この最適化は、
入口スリット１９，２０の元の幅が既述の考慮によって
変更される場合に必要となる。言うまでもなく、バーナ
Ｂは、案内板２１ａ，２１ｂなしでも稼動は可能であ
る。あるいは又、別の類似上の補助手段を設けることも
できる。
実際の幾何学的配置状態が分かる。これらの案内板は流
れ導入機能を有し、しかもその長さに応じて円錐体半部
１，２のそれぞれの端部を燃焼用空気１５の到来方向へ
延長している。中空室１４内への燃焼用空気１５の案内
は、案内板２１ａ，２１ｂを接線方向入口スリット１
９，２０の区域に設けられた旋回点２３を中心として開
閉することにより最適化される。特に、この最適化は、
入口スリット１９，２０の元の幅が既述の考慮によって
変更される場合に必要となる。言うまでもなく、バーナ
Ｂは、案内板２１ａ，２１ｂなしでも稼動は可能であ
る。あるいは又、別の類似上の補助手段を設けることも
できる。
【図１】内部混合式バーナを有するサイロ形加熱器を示
す図。
す図。
【図２】弁が負荷位置にある場合のパイロット稼動の
図。
図。
【図３】燃料負荷の場合のパイロット稼動の図。
【図４】燃料／空気負荷時のパイロット稼動の図。
【図５】全負荷時に周囲温度に応じて、パイロット稼動
の最後のグループの弁行程を修正する場合の図。
の最後のグループの弁行程を修正する場合の図。
【図６】ガスタービンの運転及び停止時にパイロット稼
動のさいのバーナグループ調整のヒステリシスを示す
図。
動のさいのバーナグループ調整のヒステリシスを示す
図。
【図７】内部混合式バーナの図。
【図８】図７のＶＩＩＩ−ＶＩＩＩ線に沿った断面図。
【図９】図７のＩＸ−ＩＸ線に沿った断面図。
【図１０】図７のＸ−Ｘ線に沿った断面図。
Ａ 加熱器、 Ａ１ 圧縮空気、 Ａ２ 圧縮空気の流
路、 Ａ３ 燃料供給部、 Ａ４ タービンへの高温ガ
ス、 Ｂ バーナ、 １，２ 円錐体半部、１ａ，２ａ
円筒形端部、 １ｂ，２ｂ 半部１，２の中心軸線、
３ 燃料ノズル、 ４ 燃料噴口、 ５ 燃料噴霧、
６ 逆流帯（渦の崩れ）、 ７ 炎の前面、 ８，９
燃料管、 １０ 前壁、 １２ 液状燃料、 １３
ガス状燃料、 １４ 円錐形中空室、 １５，１５ａ
燃焼空気流、 １６ 燃料噴射部、 １７ ノズル口、
１９，２０ 接線方向の流入スリット、 ２１ａ，２
１ｂ 案内板、 ２２ 燃焼室、 ２３ 旋回点、 Ｘ
1−Ｘ5 横座標、 Ｙ1−Ｙ6 縦座標、 Ｚ ヒステリ
シス
路、 Ａ３ 燃料供給部、 Ａ４ タービンへの高温ガ
ス、 Ｂ バーナ、 １，２ 円錐体半部、１ａ，２ａ
円筒形端部、 １ｂ，２ｂ 半部１，２の中心軸線、
３ 燃料ノズル、 ４ 燃料噴口、 ５ 燃料噴霧、
６ 逆流帯（渦の崩れ）、 ７ 炎の前面、 ８，９
燃料管、 １０ 前壁、 １２ 液状燃料、 １３
ガス状燃料、 １４ 円錐形中空室、 １５，１５ａ
燃焼空気流、 １６ 燃料噴射部、 １７ ノズル口、
１９，２０ 接線方向の流入スリット、 ２１ａ，２
１ｂ 案内板、 ２２ 燃焼室、 ２３ 旋回点、 Ｘ
1−Ｘ5 横座標、 Ｙ1−Ｙ6 縦座標、 Ｚ ヒステリ
シス
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(56)参考文献 特開 平３−144216（ＪＰ，Ａ)
特開 昭61−187540（ＪＰ，Ａ)
特開 昭62−199930（ＪＰ，Ａ)
特開 平５−195822（ＪＰ，Ａ)
特開 平２−275221（ＪＰ，Ａ)
実開 平２−100060（ＪＰ，Ｕ)
(58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名)
F02C 9/28 - 9/40
F23R 3/28 - 3/32
Claims (9)
- 【請求項１】 ガスタービンの加熱器を操作する方法で
あって、加熱器が複数の内部混合式バーナを備え、これ
らのバーナがグループに分けられて配置され、少なくと
も１つのグループが調整可能の内部混合式バーナを備え
ている形式のものにおいて、部分負荷のさい、その時々
で最後にカットインされるバーナ・グループが、周囲条
件や負荷に応じて調整され、また、全負荷のさいには、
その時々で最後にカットインされるバーナ・グループ
（ＧＲ６）が周囲条件に応じて調整されることを特徴と
する、ガスタービンの加熱器を操作する方法。 - 【請求項２】 調整のさい基準となる周囲条件が周囲温
度及び又は周囲圧力であることを特徴とする、請求項１
記載の方法。 - 【請求項３】 バーナが、ガスタービンの停止時には高
回転時より濃い燃料により運転されることを特徴とす
る、請求項１記載の方法。 - 【請求項４】 加熱器として、一体的な燃焼室（２２）
を備え、バーナグループの下流に形成されたサイロ形加
熱器（Ａ）を操作することを特徴とする、請求項１記載
の方法。 - 【請求項５】 少なくとも２つの、流れ方向に前後して
位置する中空円錐体半部（１，２）から成り、これら円
錐体半部の中心軸線（１ｂ，２ｂ）が互いに半径方向に
ずらされて延びている、流れに対し逆の接線方向の流入
スリット（１９，２０）を介して、燃焼用空気流（１
５）の内部予混合式バーナ（Ｂ）に流入させ、更に、バ
ーナ（Ｂ）が少なくとも１つの燃料ノズル（３，１７）
を介して燃料を燃焼用空気流（１５）に噴霧することを
特徴とする、請求項１記載の方法。 - 【請求項６】 液状燃料（１２）を、円錐体半部（１，
２）の互いにずらされた中心軸線（１ｂ，２ｂ）の中間
に作用するノズル（１３）を介して燃焼用空気流（１
５）に噴霧することを特徴とする、請求項５記載の方
法。 - 【請求項７】 ガス状燃料を、接線方向の流入スリット
（１７）の区域に作用する少なくとも１つのノズル（１
７）を介して燃焼用空気流（１５）に噴霧することを特
徴とする、請求項５記載の方法。 - 【請求項８】 別の燃焼用空気流（１５ａ）を、円錐形
体半部（１，２）に よって形成された円錐形中空室（１
４）内へ軸方向に流入可能であることを特徴とする、請
求項５記載の方法。 - 【請求項９】 円錐体半部（１，２）を、一定に増大す
る流過横断面、漸減的又は漸増的な流過横断面のいずれ
かに従って形成されるように構成することを特徴とす
る、請求項５記載の方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CH1715/92-1 | 1992-05-27 | ||
| CH171592 | 1992-05-27 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0650177A JPH0650177A (ja) | 1994-02-22 |
| JP3529404B2 true JP3529404B2 (ja) | 2004-05-24 |
Family
ID=4216910
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP12586893A Expired - Lifetime JP3529404B2 (ja) | 1992-05-27 | 1993-05-27 | ガスタービンの加熱器を操作する方法 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5361576A (ja) |
| EP (1) | EP0571782B1 (ja) |
| JP (1) | JP3529404B2 (ja) |
| KR (1) | KR930023583A (ja) |
| DE (2) | DE4223828A1 (ja) |
Families Citing this family (35)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5465570A (en) * | 1993-12-22 | 1995-11-14 | United Technologies Corporation | Fuel control system for a staged combustor |
| US5491970A (en) * | 1994-06-10 | 1996-02-20 | General Electric Co. | Method for staging fuel in a turbine between diffusion and premixed operations |
| DE4429539C2 (de) * | 1994-08-19 | 2002-10-24 | Alstom | Verfahren zur Drehzahlregelung einer Gasturbine bei Lastabwurf |
| EP0747635B1 (en) * | 1995-06-05 | 2003-01-15 | Rolls-Royce Corporation | Dry low oxides of nitrogen lean premix module for industrial gas turbine engines |
| DE19545311B4 (de) * | 1995-12-05 | 2006-09-14 | Alstom | Verfahren zur Betrieb einer mit Vormischbrennern bestückten Brennkammer |
| WO2000012940A1 (de) * | 1998-08-31 | 2000-03-09 | Siemens Aktiengesellschaft | Verfahren zum betrieb einer gasturbine und gasturbine |
| DE19939235B4 (de) | 1999-08-18 | 2012-03-29 | Alstom | Verfahren zum Erzeugen von heissen Gasen in einer Verbrennungseinrichtung sowie Verbrennungseinrichtung zur Durchführung des Verfahrens |
| DE10032471A1 (de) * | 2000-07-04 | 2002-01-17 | Rolls Royce Deutschland | Verfahren zur Adaption des Betriebszustandes einer gestuften Brennkammer für Gasturbinen |
| EP1079179B1 (de) | 1999-08-21 | 2004-11-24 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | Verfahren zur Adaption des Betriebszustandes einer gestuften Brennkammer für Gasturbinen |
| DE19939812A1 (de) * | 1999-08-21 | 2001-02-22 | Rolls Royce Deutschland | Brennstoffeinspritzsystem für eine gestufte Brennkammer eines Fluggasturbinen-Triebwerks |
| DE19944922A1 (de) | 1999-09-20 | 2001-03-22 | Asea Brown Boveri | Steuerung von Primärmassnahmen zur Reduktion der thermischen Stickoxidbildung in Gasturbinen |
| US6453658B1 (en) * | 2000-02-24 | 2002-09-24 | Capstone Turbine Corporation | Multi-stage multi-plane combustion system for a gas turbine engine |
| US6962055B2 (en) * | 2002-09-27 | 2005-11-08 | United Technologies Corporation | Multi-point staging strategy for low emission and stable combustion |
| US7546740B2 (en) * | 2004-05-11 | 2009-06-16 | United Technologies Corporation | Nozzle |
| US7350357B2 (en) * | 2004-05-11 | 2008-04-01 | United Technologies Corporation | Nozzle |
| US7826954B2 (en) * | 2004-06-25 | 2010-11-02 | Honda Motor Co., Ltd. | System for monitoring sensor outputs of a gas turbine engine |
| WO2006094939A1 (de) | 2005-03-09 | 2006-09-14 | Alstom Technology Ltd | Vormischbrenner zum betreiben einer brennkammer |
| GB2455289B (en) * | 2007-12-03 | 2010-04-07 | Siemens Ag | Improvements in or relating to burners for a gas-turbine engine |
| US20090301054A1 (en) * | 2008-06-04 | 2009-12-10 | Simpson Stanley F | Turbine system having exhaust gas recirculation and reheat |
| US9297306B2 (en) * | 2008-09-11 | 2016-03-29 | General Electric Company | Exhaust gas recirculation system, turbomachine system having the exhaust gas recirculation system and exhaust gas recirculation control method |
| CH699997A1 (de) * | 2008-11-25 | 2010-05-31 | Alstom Technology Ltd | Brennkammeranordnung zum Betrieb einer Gasturbine. |
| US8205455B2 (en) | 2011-08-25 | 2012-06-26 | General Electric Company | Power plant and method of operation |
| US8347600B2 (en) | 2011-08-25 | 2013-01-08 | General Electric Company | Power plant and method of operation |
| US8266883B2 (en) | 2011-08-25 | 2012-09-18 | General Electric Company | Power plant start-up method and method of venting the power plant |
| US8266913B2 (en) | 2011-08-25 | 2012-09-18 | General Electric Company | Power plant and method of use |
| US9127598B2 (en) | 2011-08-25 | 2015-09-08 | General Electric Company | Control method for stoichiometric exhaust gas recirculation power plant |
| US8713947B2 (en) | 2011-08-25 | 2014-05-06 | General Electric Company | Power plant with gas separation system |
| US8245492B2 (en) | 2011-08-25 | 2012-08-21 | General Electric Company | Power plant and method of operation |
| US8453461B2 (en) | 2011-08-25 | 2013-06-04 | General Electric Company | Power plant and method of operation |
| US8453462B2 (en) | 2011-08-25 | 2013-06-04 | General Electric Company | Method of operating a stoichiometric exhaust gas recirculation power plant |
| RU2561956C2 (ru) * | 2012-07-09 | 2015-09-10 | Альстом Текнолоджи Лтд | Газотурбинная система сгорания |
| EP2955353A1 (en) * | 2014-06-12 | 2015-12-16 | Alstom Technology Ltd | Method for operating a gas turbine with flue gas recirculation |
| PL422320A1 (pl) * | 2017-07-24 | 2019-01-28 | Instytut Lotnictwa | Wtryskiwacz przebogaconej mieszanki paliwowo-powietrznej do komory spalania silników spalinowych |
| EP3456946A1 (en) * | 2017-09-18 | 2019-03-20 | Siemens Aktiengesellschaft | Controller & method |
| EP3822469B1 (en) * | 2019-11-18 | 2023-01-04 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Gas turbine engine with alternating patterns of active burners and method of controlling a gas turbine engine |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE1039785B (de) * | 1957-10-12 | 1958-09-25 | Maschf Augsburg Nuernberg Ag | Brennkammer mit hoher Waermebelastung, insbesondere fuer Verbrennung heizwertarmer, gasfoermiger Brennstoffe in Gasturbinenanlagen |
| US4027473A (en) * | 1976-03-05 | 1977-06-07 | United Technologies Corporation | Fuel distribution valve |
| DE2845588A1 (de) * | 1978-10-19 | 1980-04-24 | Motoren Turbinen Union | Brennkammer fuer gasturbinentriebwerke |
| DE2950535A1 (de) * | 1979-11-23 | 1981-06-11 | BBC AG Brown, Boveri & Cie., Baden, Aargau | Brennkammer einer gasturbine mit vormisch/vorverdampf-elementen |
| DE2949388A1 (de) * | 1979-12-07 | 1981-06-11 | Kraftwerk Union AG, 4330 Mülheim | Brennkammer fuer gasturbinen und verfahren zum betrieb der brennkammer |
| DE3361535D1 (en) * | 1982-05-28 | 1986-01-30 | Bbc Brown Boveri & Cie | Gas turbine combustion chamber and method of operating it |
| JPS61135942A (ja) * | 1984-12-06 | 1986-06-23 | Toshiba Corp | ガスタ−ビン制御装置 |
| JPS61187540A (ja) * | 1985-02-15 | 1986-08-21 | Hitachi Ltd | ガスタ−ビンの燃焼ガス温度制御方法 |
| CH674561A5 (ja) * | 1987-12-21 | 1990-06-15 | Bbc Brown Boveri & Cie | |
| JP2544470B2 (ja) * | 1989-02-03 | 1996-10-16 | 株式会社日立製作所 | ガスタ―ビン燃焼器及びその運転方法 |
| CH678757A5 (ja) * | 1989-03-15 | 1991-10-31 | Asea Brown Boveri | |
| GB2239056A (en) * | 1989-10-25 | 1991-06-19 | Derek Lowe | Selective fuel supply to gas turbine engine fuel injectors |
-
1992
- 1992-07-20 DE DE4223828A patent/DE4223828A1/de not_active Withdrawn
-
1993
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