JP4559616B2 - 燃焼室 - Google Patents
燃焼室 Download PDFInfo
- Publication number
- JP4559616B2 JP4559616B2 JP2000378675A JP2000378675A JP4559616B2 JP 4559616 B2 JP4559616 B2 JP 4559616B2 JP 2000378675 A JP2000378675 A JP 2000378675A JP 2000378675 A JP2000378675 A JP 2000378675A JP 4559616 B2 JP4559616 B2 JP 4559616B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- fuel
- air
- mixing duct
- air mixing
- combustion chamber
- 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.)
- Expired - Lifetime
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN A CARRIER GAS OR AIR
- F23C6/00—Combustion apparatus characterised by the combination of two or more combustion chambers or combustion zones, e.g. for staged combustion
- F23C6/04—Combustion apparatus characterised by the combination of two or more combustion chambers or combustion zones, e.g. for staged combustion in series connection
- F23C6/045—Combustion apparatus characterised by the combination of two or more combustion chambers or combustion zones, e.g. for staged combustion in series connection with staged combustion in a single enclosure
- F23C6/047—Combustion apparatus characterised by the combination of two or more combustion chambers or combustion zones, e.g. for staged combustion in series connection with staged combustion in a single enclosure with fuel supply in stages
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23D—BURNERS
- F23D14/00—Burners for combustion of a gas, e.g. of a gas stored under pressure as a liquid
- F23D14/46—Details, e.g. noise reduction means
- F23D14/62—Mixing devices; Mixing tubes
-
- 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
- F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/34—Feeding into different combustion zones
- F23R3/346—Feeding into different combustion zones for staged combustion
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
Description
【発明の属する技術分野】
本発明は、燃焼室、特にガスタービンエンジンの燃焼室に関する。
【0002】
【従来の技術】
産業用低排出物ガスタービンエンジンにおいて、生成される窒素酸化物(NOx)の量を最小限にするために段階的な燃焼が必要とされる。現在、排出物の水準の要求は、産業用ガスタービン排出物のNOxに関して、25容積ppm以下である。窒素酸化物の排出物を低減する基本的な方法は、燃焼反応温度を低下することであり、これは、燃焼が生じる前に、燃料と燃焼空気の大部分、好ましくは燃焼空気全体を予め混合する必要があることである。窒素酸化物(NOx)は、通常、二段階の燃料噴射を使用する方法によって低減される。英国特許GB1489339号は、二段階の燃料噴射を開示している。国際特許出願公開WO92/07221号は、二段階及び三段階の燃料噴射を示している。段階燃焼において、燃焼の全段階においてNOxを最小限にするために希薄燃焼及び必要な低温燃焼を提供することを目的としている。この明細書で使用する希薄燃焼という用語の意味は、空気に対して燃料が薄い、すなわち、化学量論比より小さい空燃比の空気内での燃料の燃焼を意味する。NOxとCOとの低い排出物を達成するために、燃料と空気を均一に混合することが重要である。
【0003】
国際特許出願公開WO92/07221号に開示された産業用ガスタービンエンジンは、複数の管状燃焼室を使用し、この軸線は、ほぼ半径方向に配置されている。管状燃焼室の入口は、それらの半径方向の外端にあり、高温ガスをガスタービンエンジンのタービン部分に軸線方向に排出するために一列のノズルガイドベーンと管状燃焼室の出口を接続する。管状燃焼室の各々は、2つの同軸半径流スワラを有し、これは、燃料空気混合物を一次燃焼領域に送る。環状の二次燃料空気混合ダクトは一次燃焼領域を包囲し、混合気を二次燃焼領域に送る。
【0004】
ガスタービンエンジンに関する1つの問題は、空気またはガスの圧力変動によって生じ、ガスタービンエンジンを通って流れる。ガスタービンエンジンを通って流れる空気またはガスの圧力変動は、部品の圧力変動の振動数が1つまたは複数の部品の振動モードの固有振動数と一致する場合には、重大な損傷または故障を生じる。これらの圧力変動は、燃焼プロセスによって増幅され、不利な状況において、共振振動が十分な振幅を達成し、燃焼室及びガスタービンエンジンに深刻な損傷を与える。
【0005】
特に、希薄燃焼を有するガスタービンエンジンは、この問題が特に大きい。さらに、希薄燃焼を有するガスタービンエンジンが燃料と空気のさらに均一な混合を達成することによって排出物を下方の水準に低減するので、共振振動の振幅がさらに大きくなる。
【0006】
ガスタービンエンジンの圧力変動は、燃料空気混合ダクトの出口で空燃比の変動を生じる。
【0007】
【発明が解決しようとする課題】
したがって、本発明は、上述した問題を低減し最小限にする燃焼室を提供することを目的とする。
【0008】
【課題を解決するための手段】
したがって、本発明は、少なくとも1つの周縁壁によって画成された少なくとも1つの燃焼領域と、上流端及び下流端を備え、少なくとも1つの燃焼領域に燃料空気混合物を供給するための少なくとも1つの燃料空気混合ダクトと、前記少なくとも1つの燃料空気混合ダクトに燃料を供給する燃料噴射手段と、前記少なくとも1つの燃料空気混合混合ダクトに空気を供給する空気噴射手段と、を備え、前記少なくとも1つの燃料空気混合混合ダクトに供給される空気圧が変動し、前記空気噴射手段は、前記少なくとも1つの燃焼領域に供給される燃料空気混合物の空燃比の変動の大きさを低減するために少なくとも1つの燃料空気混合ダクトを通る流れの方向に間隔を置いた複数の空気噴射器を備えている燃焼室を提供する。
【0009】
好ましくは、少なくとも1つの燃料空気混合ダクトは、少なくとも1つの壁を有し、前記空気噴射器は、前記壁を通って延びる複数の開口を有する。
好ましくは、前記燃焼室は、一次燃焼領域と、前記一次燃焼領域の下流の二次燃焼領域と、を有する。
【0010】
好ましくは、前記燃焼室は、一次燃焼領域と、前記一次燃焼領域の下流の二次燃焼領域と、前記二次燃焼領域の下流に三次燃焼領域と、を有する。
前記少なくとも1つの燃料空気混合ダクトは、燃料および空気を一次燃焼領域に供給する。前記少なくとも1つの燃料空気混合ダクトは、燃料および空気を二次燃焼領域に供給する。前記少なくとも1つの燃料空気混合ダクトは、燃料および空気を三次燃焼領域に供給する。
【0011】
前記少なくとも1つの燃料空気混合ダクトは、単一の環状燃料空気混合ダクトを有し、前記空気噴射装置は、軸線方向に間隔を置いている。前記環状燃料空気混合ダクトは、内側環状壁及び外側環状壁を有し、前記噴射手段は、内側及び外側環状壁の少なくとも一方に設けられている。前記空気噴射手段は、前記内側壁及び外側壁に配置されている。
【0012】
好ましくは、前記燃料空気混合ダクトは、半径方向燃料空気混合ダクトを有し、前記空気噴射手段は半径方向に間隔を置いている。好ましくは、前記半径方向燃料空気混合ダクトは、第1の半径方向壁及び第2の半径方向壁を有し、前記噴射手段は、前記第1の半径方向壁及び第2の半径方向壁の少なくとも一方に設けられている。好ましくは、前記空気噴射手段は、前記第1及び第2の半径方向壁に設けられている。
【0013】
好ましくは、前記燃料空気混合ダクトは、管状燃料空気混合ダクトを有し、前記空気噴射手段は軸線方向に間隔を置いている。
好ましくは、前記燃料噴射手段は、前記燃料空気混合ダクトの上流端に配置され、前記噴射手段は前記燃料噴射手段の下流に配置されている。
【0014】
好ましくは、前記燃料噴射手段は、前記少なくとも1つの燃料空気混合ダクトの上流端と下流端との間に配置され、前記空気噴射手段のいくつかは、前記燃料噴射手段の上流に配置され、前記空気噴射手段のいくつかは、前記燃料噴射手段の下流に配置される。
【0015】
好ましくは、前記燃料空気混合ダクトの下流端の各空気噴射手段は、前記燃料空気混合ダクトの上流端の各空気噴射手段よりさらに多い空気を燃料空気混合ダクトに供給するように配置されている。
【0016】
好ましくは、前記燃料空気混合ダクトを通る流れの方向の第1の位置の各空気噴射手段は、前記燃料空気混合ダクトの第1の位置の上流の各空気噴射手段より多く燃料空気混合ダクトに空気を送るようになっている。
【0017】
好ましくは、前記燃料空気混合混合ダクトの第1の位置の各空気噴射手段は、前記燃料空気混合ダクトの第1の位置の下流の各空気噴射手段より少ない空気を前記燃料空気混合ダクトに供給するように配置されている。
【0018】
好ましくは、前記燃料空気混合ダクトの容積は、燃料噴射手段から前記燃料空気混合ダクトの下流端までの平均移動時間が変動する時間より大きくなるように配置されている。
【0019】
好ましくは、燃料空気混合ダクトの容積は、前記燃料空気混合ダクトの下流端を出る前記燃料空気混合物の速度によって分割され変動の振動数によって倍加された燃料空気混合ダクトの長さが少なくとも2になるように配置されている。
【0020】
好ましくは、前記複数の空気噴射器は、前記少なくとも1つの燃料空気混合ダクトに供給される空気の変動の長さの波長の半分に等しい長さにわたって少なくとも1つの燃料空気混合ダクトを通る流れの方向に間隔を置いている。
【0021】
好ましくは、前記少なくとも1つの燃料空気混合ダクトはスワラである。前記スワラは半径流スワラである。
本発明は、燃料空気混合ダクトが、燃料を前記燃料空気混合ダクトに供給する燃料噴射手段と、前記燃料空気混合ダクトに空気を供給するための空気噴射手段と、を有し、前記空気噴射手段は、前記燃料空気混合ダクトを通って流れる方向に間隔を置いている複数の空気噴射器を有する、燃焼室用燃料空気混合ダクトを提供する。
【0022】
【発明の実施の形態】
図1に示す産業用ガスタービンエンジン10は、軸流列において、入口12と、圧縮部分14と、燃焼室組立体16と、タービン部分18と、動力タービン部分20及び排気部分22とを有する。タービン部分20は、1つまたは複数の軸(図示せず)を介して圧縮部分14を駆動するように配置されている。動力タービン部分20は、軸24を介して発電機26を駆動するようになっている。しかしながら、動力タービン部分20は、他の目的のために駆動力を提供するようになっていてもよい。ガスタービンエンジン10の動作は、まったく従来のものであり、以下に説明する必要はない。
【0023】
燃焼室組立体16は、複数、例えば、等間隔に配置された9個の管状燃焼室28を有する。管状燃焼室28は、半径方向に延びている。管状燃焼室28の入口は、半径方向最外端であり、それらの出口は、それらの最内端にある。
【0024】
管状燃焼室28の各々は、管状壁の上流端に取付られた上流壁30を有する。第1に管状壁32の上流部分は、一次燃焼領域36を画成し、管状壁32の部分38は、二次燃焼領域40を画成し、環状壁32の部分の第3の下流部分は、三次燃焼領域44を画成する。環状壁32の第2の部分38は、環状壁32の第1の部分34より大きな直径を有し、同様に環状壁32の第3の部分42は環状壁32の第2の部分38より大きい直径を有する。
【0025】
複数の等間隔に配置された移行ダクト46が設けられており、移行ダクト46の各々は、その上流端48に円形の断面を有する。移行ダクト46の各々の上流端48は、管状燃焼室28の対応する燃焼室28の上流端と同軸に配置されている。移行ダクト46の各々は、ノズルガイドベーンの角度が形成された部分に接続され、それを密封する。
【0026】
管状燃焼室28の各々の上流壁30は、一次燃焼領域36に空気燃料の供給を可能にすることができる開口50を有する。上流壁30の開口50と同軸に半径流スワラ52が配置されている。
【0027】
半径流スワラ52の上流に形成された一次燃料空気混合ダクト54に複数の燃料噴射器56が設けられている。一次燃料空気混合ダクト54の壁58及び60は、複数の半径方向、円周方向に間隔を置いた開口62及び64を備えており、この開口62及び64は、一次燃料空気混合ダクト54に空気を供給するために一次空気インテークを形成する。半径方向に間隔を置いた開口62及び64は、距離Dにわたって一次燃料空気混合ダクト54の流れの方向に長手方向に間隔を置いている。開口62は、円またはスロットである。
【0028】
開口50と同軸に中央のパイロット点火器66が配置されている。パイロット点火器66は、半径流スワラ52から一次燃焼領域36に燃料空気混合気が流れるように一次燃料空気混合ダクト54の下流部分を画成する。パイロット点火器66は、半径方向から軸線方向に半径流スワラ52から流れる燃料空気混合物を回転する。一次燃料及び空気は、一次燃料空気混合ダクト54で一緒に混合される。
【0029】
燃料噴射器56には、一次燃料マニフォルド68から燃料が供給される。
環状二次燃料空気混合ダクト70は、管状燃焼室28の各々に設けられている。各二次燃料空気混合ダクト70は、対応する管状燃焼領域70の周りに配置されている。二次燃料空気混合ダクト70の各々は、二次環状壁72と三次環状壁74との間に画成されている。二次環状壁72は、二次燃料空気混合ダクト70の内縁を画成し、三次環状壁74は、二次燃料空気混合ダクト70の外縁を画成する。二次燃料空気混合ダクト70の二次環状壁72は、軸線方向及び円周方向に間隔を置いた複数の開口76を有し、この開口76は、二次燃料ダクト混合ダクト70に二次空気インテークを形成する。開口76は、二次燃料空気混合ダクト70の流れの軸線方向、長手方向に間隔を置いている。開口76は、円形または溝形である。
【0030】
二次燃料空気混合ダクト70の下端において、二次及び三次環状壁72及び74は、壁部分34及び38を相互に接続する円錐台形壁部分78に取り付けられる。円錐台壁部分78は、複数の開口80を備えている。開口80は、管状燃焼室28の軸線に向かって下流の方向の二次燃焼領域40に燃料及び空気混合を向けるようになっている。開口80は、円形または溝形であり、等しい流れ面積を有する。
【0031】
二次燃料空気混合ダクト70は、上流端のインテーク76から下流端の開口80まで断面積が減少する。二次燃料空気混合ダクト70は、ダクト70を通る一定の加速度を有する流れを生じる。
【0032】
管状燃焼室28の各々の二次燃料空気混合ダクト70に燃料を供給するために複数の二次燃料装置82が設けられている。各管状燃焼室28用の二次燃料装置82は、管状燃焼室28の二次燃料空気混合ダクト70の上流端に管状燃焼室84を有する。各二次燃料マニフォルド84は、複数の、例えば、等間隔の二次燃料開口86を有する。二次燃料開口86は、環状スプラッシュプレート88に管状燃焼室28の燃料を軸線方向に向ける。燃料は、スプラッシュプレート88から管状通路90を通って下流方向に、燃料の管状シートとして二次燃料空気混合ダクト70に流れる。
【0033】
管状燃焼室の各々に管状三次燃料空気混合ダクト92が設けられている。各三次燃料空気混合ダクト92は、対応する管状燃焼室28の二次燃焼領域92の周囲に配置されている。三次燃料空気混合ダクト92の各々は、第4の管状壁94と第5の管状壁96との間に規定されている。第4の管状壁94は、三次燃料空気混合ダクト92のを画定し、第5の管状壁96は、三次燃料空気混合ダクト92の外端を画成する。三次燃料空気混合ダクト92は、軸線方向及び周縁方向に間隔を置いた開口98を有し、開口98は、三次燃料空気混合ダクト92への第3の空気インテークを形成する。開口98は、第4の管状壁94の三次燃料空気混合ダクト92の軸線方向及び長手方向及び流れの方向に間隔を置いている。開口98は、円形または溝形である。
【0034】
三次燃料空気混合ダクト92の下端において、第4及び第5の管状壁94及び96は、壁部分38及び42を相互に接続する円錐台壁部分100に取り付けられる。円錐台壁部分100は、複数の開口102を備えている。開口102は、管状の燃焼室28の軸線に向かって下方に三次燃焼領域44に燃料空気混合物を流すようになっている。開口102は、円形か溝形であり、等しい流れ面積である。
【0035】
三次燃料空気混合ダクト92は、上流端のインテーク98から下流端の開口102まで断面が減少する。三次燃料空気混合ダクト92は、ダクトを通って一定の割合で加速する流れを生じる。
【0036】
管状燃焼室28の各々の三次燃料空気混合ダクト92に燃料を供給するために複数の三次燃料装置104が設けられている。各管状燃焼室28の三次燃料装置104は、三次燃料空気混合ダクト92の上流端に配置された管状三次マニフォルド106を有する。各三次マニフォルド106は、複数の、例えば、32の等間隔に配置された燃料開口108を有する。三次燃料開口108の各々は、管状燃焼室28の燃料を軸線方向に環状スプラッシュプレート110に向ける。燃料は、スプラッシュプレート110から環状通路112を通って下流方向に燃料の環状シートとして三次燃料空気混合ダクト92に流れる。
【0037】
上述したように、燃焼領域に加えられる燃料空気は予め混合され、燃焼領域36,40及び44の各々は、NOxを最小限にするために希薄燃焼を提供するように配置されている。一次燃焼領域36からの燃焼生成物は、二次燃焼領域40に流れ、二次燃焼領域40からの燃焼生成物は、三次燃焼領域44に流れる。
【0038】
矢印Aによって示された空気のある部分は、室114への一次燃焼流の場合、これは、壁58の開口62を通って一次燃料空気混合ダクト54に流れる。室116への一次燃焼の場合、矢印Bに示された空気の残りは室116に流れ、これは、壁56の開口60を通って一次燃料空気混合ダクト54に流れる。二次燃焼の場合、矢印Cによって示された空気は、室116に流れ、これは、壁72の開口76を通って二次燃料空気混合ダクト70に流れる。二次燃焼の場合、矢印Cによって示された空気は、室116に流れ、これは、壁72の開口76を通って二次燃料空気混合ダクト70に流れる。三次燃焼の場合、矢印Eによって示された空気は、室118に流れ、これは、壁94の開口98を通って三次燃料空気混合ダクト92に流れる。
【0039】
燃焼方法は、上述した理由によって、圧力変動を増幅し、もしそれらが圧力変動の振動数と一致する振動モードの固有振動数を有する場合にはガスタービンエンジンの部品が損傷を受ける。
【0040】
燃焼室の圧力変動または圧力波は、燃料空気混合ダクトの出口で空燃比に変動を生じる。空気流の圧力変動及び管状燃焼室の燃料空気混合ダクトへの燃料の一定の供給は、燃料空気混合ダクトの出口での空燃比の変動を生じる。
【0041】
公式は次のようである。
Δu/U=1/M×Δp/P
ここでUは、空気の速度であり、Mは質量、Pは圧力、Δuは速度変動、Δpは圧力変動、FARは空燃比、及びΔ(FAR)/FARは、空燃比の変動である。
【0042】
通常の燃料空気混合ダクトにおいて、もし、Δp/Pが約1%、次にΔu/Uが約30%である場合には、Δ(FAR)/FARは、約30%で燃焼室に入る。
【0043】
したがって、本発明は、燃料及び空気の混合物をさらに一定の空燃比で燃焼室に供給する燃料空気混合ダクトを提供することである。本発明は、燃料空気混合ダクトへの少なくとも1つの燃料噴射点と、燃料空気混合ダクトへに複数点の空気噴射点を提供する。空気噴射点は、燃料空気混合ダクトの流れ方向に長手方向に間隔を置いている。長手方向に間隔を置いた空気噴射点での空気圧は、時間的にどの瞬間においても異なる。したがって、燃料空気混合物は、燃料空気混合ダクトに沿って流れ、燃料空気混合物は、追加される空気によって弱くなる。さらに重要な点は、実際の空燃比と平均的な空燃比との間の最大限の差は、比較的低い(図11の線F参照)。しかしながら、単一の燃料噴射点及び単一の空気噴射点において、実際の空燃比と平均的な空燃比との間の最大限の差は、比較的大きいままである(図11の線F参照)。
【0044】
計算は、単一の燃料噴射点及び複数の燃料噴射点を備えた燃料空気混合ダクトにおける空燃比の変動は、燃料空気混合ダクトの容積が次の等式LF/U>Xを満足する場合には、単一の燃料噴射点及び単一の空気噴射点を有する燃料空気混合ダクトの場合、空燃比の変動の数%である。
【0045】
ここでLは、燃料空気混合ダクトの長さであり、Fは、振動数であり、Uは、燃料空気混合物の出口速度、Xは、2より大きな数である。数Xが大きくなればなるほど、空燃比の変動は小さくなる。例えば、X=2の場合、変動は約7%であり、X=3の場合、変動は約4%であり、X=4の場合、変動は約3%である。好ましくは、Xは、3より大きい数であり、さらに好ましくは、Xは、4より大きい数であり、さらに好ましくはXは、5より大きい数である。
【0046】
燃料空気混合ダクトに沿った空気の導入は、多数の物理的機構を生じ、この物理的機構は、燃焼室における圧力変動、圧力波、または不安定性を低減し、好ましくは解消し、不安定性をなくすことに貢献する。この物理的な機構は、燃焼室における低速領域の生成、空燃比の変動の平均化、滞留時間の配分、圧力波の減衰及び位相関係の破壊を行う。
【0047】
燃料噴射器の近傍の空気流は、燃料空気混合ダクトの圧力変動によってバルク速度が変動する。これは、燃料濃度の局所的な変動、空燃比の局所的な変動を生じ、これは、燃料空気混合ダクトで空気のバルク速度で下流に流れる。燃料空気混合ダクトの燃料空気の混合によって、これらの空燃比の変動は拡散するが、燃焼プロセスはきわめてゆっくりになる。しかしながら、局所的な対流速度が小さく、局所的な乱れが大きい場合には、本発明におけるように、空燃比の変動は、空燃比の変動が燃焼室に到達する時間までに消散する。したがって、空気の燃焼による低速の燃焼及び大きな乱れは、空気燃料の混合が燃料噴射器の速度において燃料濃度、空燃比における変動を円滑にする。
【0048】
燃料噴射器の近傍における局所的な空燃比の変動は下流に流れ、燃料空気混合ダクトの長さの沿った空気の連続的な導入は、燃料噴射器による局所的な空燃比の変動を平均化する。これは、空気噴射器の各々から供給される空気圧が時間によって変動する。もし、噴射器の近傍から燃料空気混合ダクトの下端まで流体粒子の平均走行時間が圧力変動の時間より長い場合には、燃料噴射器の近傍から始まる流体粒子は、燃料濃度がより希薄になり、より豊富になる多数のサイクルを受け、最初の燃料濃度の変動が平均化される。これは、空気噴射器の空間的な範囲、すなわち、空気噴射器を含む燃料空気混合ダクトの長さDを定める。また、これは、これが燃料空気混合ダクトの全滞留時間に影響を与えるので、燃料空気混合ダクトの幅、または断面積を決定する。
【0049】
燃焼室における燃料噴射器と熱解放場所との間で明確に規定される支配的な時間遅延は、燃焼の不安定性のための1つの機構になる。長手方向に間隔を置いた空気噴射器によってつくられた燃料空気混合ダクトの強度の乱れの混合の存在は、燃料粒子が熱解放の場所に移動するために多数の可能な通路をつくる。多数の可能な通路に関連するのは、等しい燃料空気混合ダクトの可能な滞留時間である。燃料空気混合ダクトの滞留時間の可能性は、ある遅延時間によってシフトされる指数分布に従う。この時間遅延の広範な分布は、ランダムに、装置が多数のサイクルの固有の空燃比の変動を維持することを困難にし、したがって、これは、共振作用を達成することを困難にする。この滞留時間分布は、燃料空気混合ダクトの燃料空気混合物の自動点火を防止するように調整される。
【0050】
平均の空気速度は、空気噴射器が燃焼室で始まる圧力変動に対して反応するように選択される。圧力波が燃料空気混合ダクトの下端から伝搬するので、それは次第に振幅が小さくなる。なぜならば、空気噴射器の空気圧を変動させるエネルギーが使用されるからである。これは、燃料噴射器の近傍における局所的な空燃比の変動を生じる圧力変動の可能性を低減する。また、これは、燃焼室の内部と外部との間の結合を完全に変動させる。
【0051】
燃焼の安定性を生じるために燃焼室の内側の圧力変動と燃焼室に供給される化学エネルギーの変動との間に一貫性のある関係が要求される。燃焼室への化学エネルギーの入力は、燃焼室に供給される燃料空気混合物の強度及び燃料空気混合ダクトの出口の空気速度に比例する。複数の空気噴射器は、燃料空気混合物の強度及び圧力変動を調整する。また、燃料空気混合ダクトの下流端に存在する空燃比の変動は、それらを生じる圧力変動とは互いに関連しない。圧力変動または空燃比の変動の正の補強の可能性は低減される。
【0052】
平均的なバルク速度は、燃料空気混合ダクトの長さに沿って増大する。したがって、燃料空気混合ダクトの十分な浸透及び混合を確実にするために燃料空気混合ダクトに沿って空気噴射器の断面積を次第に増大する必要がある。
【0053】
本発明の他の燃料空気混合ダクト120は、図5、図6及び図7に示されている。矩形の断面の燃料空気混合ダクト120は、4つの側壁122,124,126及び128を有する。壁124及び126は、長手方向及び横方向に間隔を置いた複数の開口130及び132を有し、この開口130及び132は、燃料空気混合ダクト120への空気インテークを形成する。開口130及び132は燃料空気混合ダクト120の上流端134と燃料空気混合ダクト120の下流端136との間で断面積が次第に増大する。燃料空気混合ダクト120の上流端に燃料を供給するために単一の燃料噴射器140が設けられている。燃料噴射器140は、燃料マニフォルド138から燃料が供給される。
【0054】
本発明による燃料空気混合ダクト150は、図8、図9及び図10に示されている。円形の断面の燃料空気混合ダクト150は、軸線方向及び周縁方向に間隔を置いた開口154を有する管状壁152を有し、この軸線方向及び周縁方向に間隔を置いた開口154は、燃料空気混合ダクト150への空気インテ0クを形成する。開口154は、燃料空気混合ダクト120と燃料空気混合ダクト150の下流端158との間で断面積が次第に増大する。燃料空気混合ダクト150の上流端156に燃料を供給するために単一の燃料噴射器160が設けられている。燃料噴射器160には燃料マニフォルドからの燃料が供給される。
【0055】
本発明による他の一次燃料空気ダクト170が図13に示されており、図3に示すものと同様である。一次燃料空気混合ダクト170は、壁174及び176を有し、この壁174及び176は、半径方向及び円周方向に間隔を置いた複数の開口176及び178を備えており、この開口176及び178は、空気を一次燃料空気混合ダクト170に供給する一次空気インテークを形成する。また、一次燃料空気混合ダクト170は、開口176及び178の上流で一次燃料空気混合ダクト170に配置された複数の燃料噴射器172を有する。さらに、燃料噴射器172の上流に一次空気インテークの部分を形成するために円周方向に間隔を置いた複数の開口180が設けられている。開口180は、噴射器172の上流の一次空気流の10%まで供給する。開口180は、一次燃料空気混合ダクト170の上流端に滞留領域、速度のない領域の形成を防止する。滞留領域は、燃料と少量の空気からなり、動作において、燃料の長い滞留時間を生じ、一次燃料空気混合ダクト170の燃料の自動点火の危険性が増大する。この開口180は、自動点火の危険性を最小限にする。一次燃料空気混合ダクト170は、下流方向に示すような断面が増大する。燃料噴射器の上流での空気の導入は、図15に示すような空燃比にわずかな影響を有し、ここでラインHは、図3の空燃比を示し、ラインIは、図13の空燃比を示す。
【0056】
さらに本発明による二次燃料空気混合ダクト190は、図14に示されており、図4に示すものと同様である。二次燃料空気混合ダクト190は、内側管状壁194と外側管状壁196と、外側管状壁196を有する。内側管状壁192は、軸線方向、円周方向に間隔を置いた複数の開口198を備えており、この開口198は、空気を二次燃料空気混合ダクト190に供給する二次空気インテークを形成する。また、二次燃料空気混合ダクト190は、開口198の上流に二次燃料空気混合ダクト190に配置された環状燃料噴射器スロット192を有する。さらに、燃料噴射器スロット192の上流に二次空気インテークの部分を形成するために円周方向に間隔を置いた複数の開口200が設けられている。開口200は、二次空気流の10%まで供給する。またこれらの開口200は、二次燃料空気混合ダクト190の上流端に対流領域の形成と自動点火を防止する。また、二次燃料空気混合ダクト190は、下流方向に示すように断面が増大する。対流領域と自動点火の形成を防止するために三次燃料空気混合ダクトに同様の構成の開口がさらに追加される。
【0057】
燃料空気混合ダクトの壁の開口は、円形か、細長い、例えば溝形かまたは他の適当な形状である。燃料空気混合ダクトの壁の開口は、燃料空気混合ダクトまたは他の適当な角度で配置される。
【0058】
燃料噴射器によって供給される燃料は、液体燃料またはガス状燃料である。
本発明は、他の燃料空気混合ダクトにも応用可能である。例えば、燃料空気混合ダクトは、燃料空気混合ダクトを通って流れる方向に、燃料空気混合ダクトに長手方向に間隔を置いた複数点に空気噴射器がある。開口は、燃料空気混合ダクトを画成する1つまたは複数の壁に設けられている。
【0059】
また本発明は、他の空気噴射器にも適用可能である。例えば、空気を燃料空気混合ダクトに供給するために燃料空気混合に延びている中空の有孔部材を備えていてもよい。
【0060】
燃料空気混合ダクトは、スワラを有するか、あるいはスワラを有しない。燃料空気混合ダクトは、2つの同軸の逆渦巻き型スワラを有する。このスワラは、軸流スワラであってもよい。
【0061】
本発明を産業用ガスタービンエンジンについて説明したが、航空機用ガスタービンまたは船舶用ガスタービンにも等しく適用できるものである。
【図面の簡単な説明】
【図1】本発明による燃焼室を有するガスタービンエンジンの図面である。
【図2】図1に示す燃焼室の長手方向の拡大断面図である。
【図3】図2に示す一次燃料空気混合ダクトの一部の拡大断面図である。
【図4】図2に示す二次燃料空気混合ダクトの一部の拡大断面図である。
【図5】他の実施形態による燃料空気混合ダクトの断面図である。
【図6】図5の矢印W−Wの方向の断面図である。
【図7】図5の矢印X−Xの方向の断面図である。
【図8】他の実施形態による燃料空気混合ダクトの断面図である。
【図9】図8の矢印Y−Yの方向の断面図である。
【図10】図8の矢印Z−Zの方向の断面図である。
【図11】本発明による燃料空気混合ダクトの半径方向の距離における空燃比の変動と、従来技術による燃料空気混合ダクトの半径方向の距離における空燃比の変動とを比較するグラフである。
【図12】本発明による燃料空気混合ダクトの空燃比を従来技術の燃料空気混合ダクトの空燃比で割った値をY軸に、変動の振動数と燃料空気混合ダクトの長さとをかけたものを燃料空気混合ダクトを出る燃料空気混合物の速度で割わった値をX軸に示したグラフである。
【図13】他の実施形態による燃料空気混合ダクトの断面図である。
【図14】さらに他の実施形態による燃料空気混合ダクトの断面図である。
【図15】本発明による燃料空気混合ダクトの空燃比をY軸に、燃料空気混合ダクトの長さに燃料空気混合ダクトを出る燃料空気混合物の速度をかけたものを変動の振動数で割った値をX軸に示したグラフである。
Claims (24)
- 少なくとも1つの周縁壁によって画成された少なくとも1つの燃焼領域(36,40,44)と、上流端及び下流端を備え、少なくとも1つの燃焼領域に燃料空気混合物を供給するための少なくとも1つの燃料空気混合ダクト(54,70,92)と、前記少なくとも1つの燃料空気混合ダクトに燃料を供給する燃料噴射手段(56,90,112)と、前記少なくとも1つの燃料空気混合混合ダクトに空気を供給する空気噴射手段(62,64,76,98)と、を備え、前記少なくとも1つの燃料空気混合混合ダクトに供給される空気の圧力変動が生じ、前記空気噴射手段は、前記少なくとも1つの燃焼領域に供給される燃料空気混合物の空燃比の変動の大きさを低減するために少なくとも1つの燃料空気混合ダクトを通る流れの方向に間隔を置いた複数の空気噴射器を備えている燃焼室において、
前記複数の空気噴射器は、前記空燃比の変動を吸収するため、空気を前記燃料空気混合ダクトへ段階的に導入するよう間隔を置き、
前記燃料空気混合ダクトの容積は、前記燃料噴射手段から前記燃料空気混合ダクトの下流端までの平均移動時間が前記空燃比の変動周期より大きくなるように選択され、前記燃料空気混合ダクトの長さに前記空燃比の変動振動数を掛け、かつ、前記燃料空気混合ダクトの下流端における燃料空気混合物の速度で割った値が少なくも2である、
ことを特徴とする燃焼室。 - 少なくとも1つの燃料空気混合ダクトは、少なくとも1つの壁を有し、前記空気噴射器は、前記壁を通って延びる複数の開口を有する請求項1に記載の燃焼室。
- 前記燃焼室は、一次燃焼領域と、前記一次燃焼領域の下流の二次燃焼領域と、を有する請求項1または2に記載の燃焼室。
- 前記燃焼室は、一次燃焼領域と、前記一次燃焼領域の下流の二次燃焼領域と、前記二次燃焼領域の下流に三次燃焼領域と、を有する請求項3に記載の燃焼室。
- 前記少なくとも1つの燃料空気混合ダクトは、燃料および空気を一次燃焼領域に供給する請求項3に記載の燃焼室。
- 前記少なくとも1つの燃料空気混合ダクトは、燃料および空気を二次燃焼領域に供給する請求項3に記載の燃焼室。
- 前記少なくとも1つの燃料空気混合ダクトは、燃料および空気を三次燃焼領域に供給する請求項4に記載の燃焼室。
- 前記少なくとも1つの燃料空気混合ダクトは、単一の環状燃料空気混合ダクトを有し、前記空気噴射装置は、軸線方向に間隔を置いている請求項1に記載の燃焼室。
- 前記環状燃料空気混合ダクトは、内側環状壁及び外側環状壁を有し、前記空気噴射手段は、内側及び外側環状壁の少なくとも一方に設けられている請求項8に記載の燃焼室。
- 前記空気噴射手段は、前記内側壁及び外側壁に配置されている請求項9に記載の燃焼室。
- 前記燃料空気混合ダクトは、半径方向燃料空気混合ダクトを有し、前記空気噴射手段は半径方向に間隔を置いている請求項1に記載の燃焼室。
- 前記半径方向燃料空気混合ダクトは、第1の半径方向壁及び第2の半径方向壁を有し、前記空気噴射手段は、前記第1の半径方向壁及び第2の半径方向壁の少なくとも一方に設けられている請求項11に記載の燃焼室。
- 前記空気噴射手段は、前記第1及び第2の半径方向壁に設けられている請求項12に記載の燃焼室。
- 前記燃料空気混合ダクトは、管状燃料空気混合ダクトを有し、前記空気噴射手段は軸線方向に間隔を置いている請求項1に記載の燃焼室。
- 前記燃料噴射手段は、前記燃料空気混合ダクトの上流端に配置され、前記空気噴射手段は前記燃料噴射手段の下流に配置されている請求項1に記載の燃焼室。
- 前記燃料噴射手段は、前記少なくとも1つの燃料空気混合ダクトの上流端と下流端との間に配置され、前記空気噴射手段のいくつかは、前記燃料噴射手段の上流に配置され、前記空気噴射手段のいくつかは、前記燃料噴射手段の下流に配置される請求項1に記載の燃焼室。
- 前記燃料空気混合ダクトの下流端の各空気噴射手段は、前記燃料空気混合ダクトの上流端の各空気噴射手段より多い空気を燃料空気混合ダクトに供給するように配置されている請求項1に記載の燃焼室。
- 前記燃料空気混合ダクトを通る流れの方向の第1の位置の各空気噴射手段は、前記第1の位置の上流の各空気噴射手段より多い空気を燃料空気混合ダクトに送るようになっている請求項1に記載の
燃焼室。 - 前記燃料空気混合混合ダクトの前記第1の位置の各空気噴射手段は、前記第1の位置の下流の各空気噴射手段より少ない空気を前記燃料空気混合ダクトに供給するように配置されている請求項18に記載の燃焼室。
- 前記複数の空気噴射器は、前記少なくとも1つの燃料空気混合ダクトに供給される前記圧力変動の波長の半分に等しい長さにわたって
少なくとも1つの燃料空気混合ダクトを通る流れの方向に間隔を置いている請求項1に記載の燃焼室。 - 前記少なくとも1つの燃料空気混合ダクトはスワラである請求項1に記載の燃焼室。
- 前記スワラは半径流スワラである請求項21に記載の燃焼室。
- 請求項1に記載の燃焼室を有するガスタービンエンジン。
- 燃料を燃料空気混合ダクトに供給する燃料噴射手段と、前記燃料空気混合ダクトに空気を供給するための空気噴射手段と、を有し、前記空気噴射手段は、前記燃料空気混合ダクトを通って流れる方向に間隔を置いている複数の空気噴射器を有する、燃焼室用燃料空気混合ダクトにおいて、
前記複数の空気噴射器は、前記空燃比の変動を吸収するため、空気を前記燃料空気混合ダクトへ段階的に導入するよう間隔を置き、
前記燃料空気混合ダクトの容積は、前記燃料噴射手段から前記燃料空気混合ダクトの下流端までの平均移動時間が前記空燃比の変動周期より大きくなるように選択され、前記燃料空気混合ダクトの長さに前記空燃比の変動振動数を掛け、かつ、前記燃料空気混合ダクトの下流端における燃料空気混合物の速度で割った値が少なくも2である、
ことを特徴とする燃焼室用燃料空気混合ダクト。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
GBGB9929601.4A GB9929601D0 (en) | 1999-12-16 | 1999-12-16 | A combustion chamber |
GB9929601.4 | 1999-12-16 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2001221437A JP2001221437A (ja) | 2001-08-17 |
JP4559616B2 true JP4559616B2 (ja) | 2010-10-13 |
Family
ID=10866340
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2000378675A Expired - Lifetime JP4559616B2 (ja) | 1999-12-16 | 2000-12-13 | 燃焼室 |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (3) | US20010004515A1 (ja) |
EP (1) | EP1108957B1 (ja) |
JP (1) | JP4559616B2 (ja) |
CA (1) | CA2328283C (ja) |
DE (1) | DE60007946T2 (ja) |
GB (1) | GB9929601D0 (ja) |
Families Citing this family (61)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB0019533D0 (en) | 2000-08-10 | 2000-09-27 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber |
JP2002317650A (ja) * | 2001-04-24 | 2002-10-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン燃焼器 |
GB0111788D0 (en) | 2001-05-15 | 2001-07-04 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber |
US6530222B2 (en) | 2001-07-13 | 2003-03-11 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Swirled diffusion dump combustor |
CA2399534C (en) * | 2001-08-31 | 2007-01-02 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gasturbine and the combustor thereof |
US6691515B2 (en) * | 2002-03-12 | 2004-02-17 | Rolls-Royce Corporation | Dry low combustion system with means for eliminating combustion noise |
US6928822B2 (en) * | 2002-05-28 | 2005-08-16 | Lytesyde, Llc | Turbine engine apparatus and method |
US6964170B2 (en) * | 2003-04-28 | 2005-11-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Noise reducing combustor |
US7065972B2 (en) * | 2004-05-21 | 2006-06-27 | Honeywell International, Inc. | Fuel-air mixing apparatus for reducing gas turbine combustor exhaust emissions |
EP1924762B1 (en) * | 2005-09-13 | 2013-01-02 | Rolls-Royce Corporation, Ltd. | Gas turbine engine combustion systems |
US7703288B2 (en) * | 2005-09-30 | 2010-04-27 | Solar Turbines Inc. | Fuel nozzle having swirler-integrated radial fuel jet |
US20070074518A1 (en) * | 2005-09-30 | 2007-04-05 | Solar Turbines Incorporated | Turbine engine having acoustically tuned fuel nozzle |
US8769960B2 (en) * | 2005-10-21 | 2014-07-08 | Rolls-Royce Canada, Ltd | Gas turbine engine mixing duct and method to start the engine |
US20070089427A1 (en) * | 2005-10-24 | 2007-04-26 | Thomas Scarinci | Two-branch mixing passage and method to control combustor pulsations |
CA2630721C (en) * | 2005-12-14 | 2012-06-19 | Rolls-Royce Power Engineering Plc | Gas turbine engine premix injectors |
US7856830B2 (en) * | 2006-05-26 | 2010-12-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Noise reducing combustor |
US7628020B2 (en) * | 2006-05-26 | 2009-12-08 | Pratt & Whitney Canada Cororation | Combustor with improved swirl |
US20070277530A1 (en) * | 2006-05-31 | 2007-12-06 | Constantin Alexandru Dinu | Inlet flow conditioner for gas turbine engine fuel nozzle |
EP1890083A1 (en) * | 2006-08-16 | 2008-02-20 | Siemens Aktiengesellschaft | Fuel injector for a gas turbine engine |
US7886545B2 (en) * | 2007-04-27 | 2011-02-15 | General Electric Company | Methods and systems to facilitate reducing NOx emissions in combustion systems |
US8171634B2 (en) | 2007-07-09 | 2012-05-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method of producing effusion holes |
JP5412283B2 (ja) * | 2007-08-10 | 2014-02-12 | 川崎重工業株式会社 | 燃焼装置 |
US8061141B2 (en) * | 2007-09-27 | 2011-11-22 | Siemens Energy, Inc. | Combustor assembly including one or more resonator assemblies and process for forming same |
US20090241547A1 (en) * | 2008-03-31 | 2009-10-01 | Andrew Luts | Gas turbine fuel injector for lower heating capacity fuels |
US9759424B2 (en) * | 2008-10-29 | 2017-09-12 | United Technologies Corporation | Systems and methods involving reduced thermo-acoustic coupling of gas turbine engine augmentors |
US8205452B2 (en) * | 2009-02-02 | 2012-06-26 | General Electric Company | Apparatus for fuel injection in a turbine engine |
US20110016866A1 (en) * | 2009-07-22 | 2011-01-27 | General Electric Company | Apparatus for fuel injection in a turbine engine |
US8683804B2 (en) | 2009-11-13 | 2014-04-01 | General Electric Company | Premixing apparatus for fuel injection in a turbine engine |
WO2013002664A1 (en) | 2011-06-28 | 2013-01-03 | General Electric Company | Rational late lean injection |
US8407892B2 (en) * | 2011-08-05 | 2013-04-02 | General Electric Company | Methods relating to integrating late lean injection into combustion turbine engines |
US8646703B2 (en) * | 2011-08-18 | 2014-02-11 | General Electric Company | Flow adjustment orifice systems for fuel nozzles |
US8950188B2 (en) | 2011-09-09 | 2015-02-10 | General Electric Company | Turning guide for combustion fuel nozzle in gas turbine and method to turn fuel flow entering combustion chamber |
EP2587158A1 (de) * | 2011-10-31 | 2013-05-01 | Siemens Aktiengesellschaft | Brennkammer für eine Gasturbine und Brenneranordnung |
US9140455B2 (en) * | 2012-01-04 | 2015-09-22 | General Electric Company | Flowsleeve of a turbomachine component |
US9284888B2 (en) * | 2012-04-25 | 2016-03-15 | General Electric Company | System for supplying fuel to late-lean fuel injectors of a combustor |
EP2703719A1 (de) * | 2012-08-28 | 2014-03-05 | Siemens Aktiengesellschaft | Brennkammer für eine Gasturbine, Gasturbine und Verfahren |
US9534787B2 (en) | 2013-03-12 | 2017-01-03 | General Electric Company | Micromixing cap assembly |
US9366439B2 (en) | 2013-03-12 | 2016-06-14 | General Electric Company | Combustor end cover with fuel plenums |
US9528444B2 (en) | 2013-03-12 | 2016-12-27 | General Electric Company | System having multi-tube fuel nozzle with floating arrangement of mixing tubes |
US9651259B2 (en) | 2013-03-12 | 2017-05-16 | General Electric Company | Multi-injector micromixing system |
US9759425B2 (en) | 2013-03-12 | 2017-09-12 | General Electric Company | System and method having multi-tube fuel nozzle with multiple fuel injectors |
US9347668B2 (en) | 2013-03-12 | 2016-05-24 | General Electric Company | End cover configuration and assembly |
US20140338340A1 (en) * | 2013-03-12 | 2014-11-20 | General Electric Company | System and method for tube level air flow conditioning |
US9650959B2 (en) | 2013-03-12 | 2017-05-16 | General Electric Company | Fuel-air mixing system with mixing chambers of various lengths for gas turbine system |
US9765973B2 (en) | 2013-03-12 | 2017-09-19 | General Electric Company | System and method for tube level air flow conditioning |
US9671112B2 (en) | 2013-03-12 | 2017-06-06 | General Electric Company | Air diffuser for a head end of a combustor |
US11143407B2 (en) | 2013-06-11 | 2021-10-12 | Raytheon Technologies Corporation | Combustor with axial staging for a gas turbine engine |
US20150159877A1 (en) * | 2013-12-06 | 2015-06-11 | General Electric Company | Late lean injection manifold mixing system |
GB201408690D0 (en) | 2014-05-16 | 2014-07-02 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber arrangement |
US9869241B2 (en) | 2014-08-07 | 2018-01-16 | John Zajac | Split cycle engine and method of operation |
US9803552B2 (en) * | 2015-10-30 | 2017-10-31 | General Electric Company | Turbine engine fuel injection system and methods of assembling the same |
US20170370589A1 (en) * | 2016-06-22 | 2017-12-28 | General Electric Company | Multi-tube late lean injector |
WO2018144008A1 (en) | 2017-02-03 | 2018-08-09 | Siemens Aktiengesellschaft | Combustor with three-dimensional lattice premixer |
WO2018144006A1 (en) | 2017-02-03 | 2018-08-09 | Siemens Aktiengesellschaft | Method for normalizing fuel-air mixture within a combustor |
US11125437B2 (en) | 2017-05-16 | 2021-09-21 | Siemens Energy Global GmbH & Co. KG | Binary fuel staging scheme for improved turndown emissions in lean premixed gas turbine combustion |
CN107575890B (zh) * | 2017-07-24 | 2019-06-21 | 西北工业大学 | 一种轴向分级贫油预混预蒸发低污染燃烧室 |
US11156164B2 (en) | 2019-05-21 | 2021-10-26 | General Electric Company | System and method for high frequency accoustic dampers with caps |
US11174792B2 (en) | 2019-05-21 | 2021-11-16 | General Electric Company | System and method for high frequency acoustic dampers with baffles |
KR102096749B1 (ko) * | 2019-11-25 | 2020-04-02 | 순천대학교 산학협력단 | 연소기 운전효율과 배출성능을 최대화 할 수 있는 연소장치 |
GB202019219D0 (en) | 2020-12-07 | 2021-01-20 | Rolls Royce Plc | Lean burn combustor |
GB202019222D0 (en) * | 2020-12-07 | 2021-01-20 | Rolls Royce Plc | Lean burn combustor |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2188795A5 (ja) * | 1972-06-15 | 1974-01-18 | Bailey Controle | |
US4928481A (en) * | 1988-07-13 | 1990-05-29 | Prutech Ii | Staged low NOx premix gas turbine combustor |
JPH07260147A (ja) * | 1994-02-18 | 1995-10-13 | Abb Manag Ag | 自己点火式燃焼室の冷却法 |
JPH07318060A (ja) * | 1994-05-21 | 1995-12-08 | Rolls Royce Plc | ガスタービン燃焼室 |
JPH07332669A (ja) * | 1994-06-13 | 1995-12-22 | Hitachi Ltd | ガスタービン燃焼器 |
JPH11201454A (ja) * | 1997-12-31 | 1999-07-30 | R Jan Mowill | 空燃比が制御可能な改良された対流冷却・ 単段階・ 完全予備混合式燃焼器 |
Family Cites Families (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2629761A1 (de) * | 1976-07-02 | 1978-01-05 | Volkswagenwerk Ag | Brennkammer fuer gasturbinen |
US4141213A (en) * | 1977-06-23 | 1979-02-27 | General Motors Corporation | Pilot flame tube |
US5117636A (en) * | 1990-02-05 | 1992-06-02 | General Electric Company | Low nox emission in gas turbine system |
JPH05196232A (ja) * | 1991-08-01 | 1993-08-06 | General Electric Co <Ge> | 耐逆火性燃料ステージング式予混合燃焼器 |
US5235814A (en) * | 1991-08-01 | 1993-08-17 | General Electric Company | Flashback resistant fuel staged premixed combustor |
US6220034B1 (en) | 1993-07-07 | 2001-04-24 | R. Jan Mowill | Convectively cooled, single stage, fully premixed controllable fuel/air combustor |
JP3456274B2 (ja) * | 1994-10-21 | 2003-10-14 | 株式会社豊田中央研究所 | 予蒸発予混合燃焼装置 |
US5575144A (en) | 1994-11-28 | 1996-11-19 | General Electric Company | System and method for actively controlling pressure pulses in a gas turbine engine combustor |
DE19523094A1 (de) * | 1995-06-26 | 1997-01-02 | Abb Management Ag | Brennkammer |
GB2303439A (en) | 1995-07-21 | 1997-02-19 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine combustion chamber |
AU7357298A (en) | 1997-03-26 | 1998-10-20 | San Diego State University Foundation | Fuel/air mixing device for jet engines |
US5850732A (en) * | 1997-05-13 | 1998-12-22 | Capstone Turbine Corporation | Low emissions combustion system for a gas turbine engine |
-
1999
- 1999-12-16 GB GBGB9929601.4A patent/GB9929601D0/en not_active Ceased
-
2000
- 2000-12-11 EP EP00311040A patent/EP1108957B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2000-12-11 DE DE60007946T patent/DE60007946T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2000-12-12 US US09/733,960 patent/US20010004515A1/en active Granted
- 2000-12-13 JP JP2000378675A patent/JP4559616B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 2000-12-14 CA CA002328283A patent/CA2328283C/en not_active Expired - Lifetime
-
2001
- 2001-02-27 US US09/733,960 patent/US6532742B2/en not_active Expired - Lifetime
-
2002
- 2002-12-27 US US10/330,854 patent/US6698206B2/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2188795A5 (ja) * | 1972-06-15 | 1974-01-18 | Bailey Controle | |
US4928481A (en) * | 1988-07-13 | 1990-05-29 | Prutech Ii | Staged low NOx premix gas turbine combustor |
JPH07260147A (ja) * | 1994-02-18 | 1995-10-13 | Abb Manag Ag | 自己点火式燃焼室の冷却法 |
JPH07318060A (ja) * | 1994-05-21 | 1995-12-08 | Rolls Royce Plc | ガスタービン燃焼室 |
JPH07332669A (ja) * | 1994-06-13 | 1995-12-22 | Hitachi Ltd | ガスタービン燃焼器 |
JPH11201454A (ja) * | 1997-12-31 | 1999-07-30 | R Jan Mowill | 空燃比が制御可能な改良された対流冷却・ 単段階・ 完全予備混合式燃焼器 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US20030145576A1 (en) | 2003-08-07 |
JP2001221437A (ja) | 2001-08-17 |
GB9929601D0 (en) | 2000-02-09 |
US6532742B2 (en) | 2003-03-18 |
DE60007946T2 (de) | 2004-07-15 |
US6698206B2 (en) | 2004-03-02 |
DE60007946D1 (de) | 2004-03-04 |
CA2328283C (en) | 2009-08-04 |
EP1108957B1 (en) | 2004-01-28 |
EP1108957A1 (en) | 2001-06-20 |
US20010004515A1 (en) | 2001-06-21 |
CA2328283A1 (en) | 2001-06-16 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4559616B2 (ja) | 燃焼室 | |
US6732527B2 (en) | Combustion chamber | |
US6993916B2 (en) | Burner tube and method for mixing air and gas in a gas turbine engine | |
US6240732B1 (en) | Fluid manifold | |
US20090056336A1 (en) | Gas turbine premixer with radially staged flow passages and method for mixing air and gas in a gas turbine | |
US5983643A (en) | Burner arrangement with interference burners for preventing pressure pulsations | |
JP3077939B2 (ja) | ガスタービン燃焼室及びその操作方法 | |
EP2107301B1 (en) | Gas injection in a burner | |
US8015814B2 (en) | Turbine engine having folded annular jet combustor | |
EP2107300A1 (en) | Swirler with gas injectors | |
EP1985923A2 (en) | Methods and systems to facilitate reducing flashback/flame holding in combustion systems | |
EP0936406A2 (en) | Burner with uniform fuel/air premixing for low emissions combustion | |
US8881531B2 (en) | Gas turbine engine premix injectors | |
KR20160034996A (ko) | 가스터빈 연소기 및 이를 구비한 가스터빈기관 | |
JP2016057056A (ja) | ガスタービンの燃焼器用の希釈ガス又は空気混合器 | |
EP2682586B1 (en) | Gas turbine combustor and operating method for gas turbine combustor | |
EP3485197B1 (en) | Method for direct fuel distribution in gas turbine combustors and gas turbine combustor | |
JP7254540B2 (ja) | バーナ及びこれを備えた燃焼器及びガスタービン |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20071126 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20091203 |
|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20100302 |
|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A821 Effective date: 20100302 |
|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20100706 |
|
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20100723 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Ref document number: 4559616 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130730 Year of fee payment: 3 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
S111 | Request for change of ownership or part of ownership |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313113 |
|
R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
EXPY | Cancellation because of completion of term |