JP6297165B2 - 二次燃料段用の2つの出口燃料予混合ノズルを有するガスタービンエンジン - Google Patents

二次燃料段用の2つの出口燃料予混合ノズルを有するガスタービンエンジン Download PDF

Info

Publication number
JP6297165B2
JP6297165B2 JP2016559593A JP2016559593A JP6297165B2 JP 6297165 B2 JP6297165 B2 JP 6297165B2 JP 2016559593 A JP2016559593 A JP 2016559593A JP 2016559593 A JP2016559593 A JP 2016559593A JP 6297165 B2 JP6297165 B2 JP 6297165B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
fuel
air
combustor
nozzles
nozzle
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 - Fee Related
Application number
JP2016559593A
Other languages
English (en)
Other versions
JP2017519959A (ja
Inventor
アール. ラスター ウォルター
アール. ラスター ウォルター
エム. マーティン スコット
エム. マーティン スコット
エンリケ ポルティーヨ ビルバオ ファン
エンリケ ポルティーヨ ビルバオ ファン
ウィリアム ハーディズ ジェイコブ
ウィリアム ハーディズ ジェイコブ
エイ. フォックス ティモシー
エイ. フォックス ティモシー
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.)
Siemens Energy Inc
Original Assignee
Siemens Westinghouse Power Corp
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 Siemens Westinghouse Power Corp filed Critical Siemens Westinghouse Power Corp
Publication of JP2017519959A publication Critical patent/JP2017519959A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP6297165B2 publication Critical patent/JP6297165B2/ja
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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
    • F23R3/28Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34Feeding into different combustion zones
    • F23R3/346Feeding into different combustion zones for staged combustion
    • 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
    • F23R3/04Air inlet arrangements
    • F23R3/06Arrangement of apertures along the flame tube
    • 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
    • F23R3/16Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • 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
    • F23R3/28Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/286Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • 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
    • F23R3/28Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34Feeding into different combustion zones
    • 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
    • F02C7/00Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22Fuel supply systems
    • F02C7/222Fuel flow conduits, e.g. manifolds

Landscapes

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

Description

連邦政府による資金提供を受けた開発の記載
本発明のための開発は、アメリカ合衆国エネルギー省によって認められた契約番号DE-FC26-05NT42644によって一部補助された。したがって、アメリカ合衆国政府は本発明における何らかの権利を有することがある。
発明の分野
本発明は、ガスタービンエンジン、特に、ガスタービンエンジンの燃焼器の二次燃料段(secondary fuel stage)に位置決めされたノズルに関する。
発明の背景
ガスタービンエンジンにおいて、燃料は燃料源から燃焼セクションへ供給され、燃焼セクションにおいて燃料は空気と混合され、点火され、作動ガスを形成する高温の燃焼生成物を発生する。作動ガスは、タービンセクションへ送られ、タービンセクションにおいてタービンロータの回転を生じさせる。燃焼セクションにおいて燃料が燃焼することによるNOxガスの発生は、主燃焼ゾーンの下流において点火される燃料部分を提供することによって減じることができることが分かっている。
図1は、ガスタービンエンジン110に設けられたカニュラー型燃焼システムの従来の燃焼器112を示している。加圧空気は、主燃料インジェクタおよびパイロット燃料インジェクタ166,168からの燃料と混合され、主燃焼ゾーン143において点火され、高温作動ガス144を含む燃焼生成物を発生する。燃焼器112は、さらに、主燃焼ゾーン143の下流に配置された二次燃焼ゾーン170に位置決めされた二次燃料段114を有する。二次燃料段114は、空気/燃料混合物を二次燃焼ゾーン170へ噴射するために位置決めされたノズル118を有する。図2は、空気−燃料混合物を噴射する1つの出口を備えた、燃焼器112の二次燃焼ゾーン170において使用される従来のノズル118を示している。
図面の簡単な説明
以下の説明では本発明を図面に関連して説明する。
ガスタービンエンジンにおいて使用される従来の燃焼器を側方から見た断面図である。 図1の燃焼器の二次燃料段において使用されるノズルの透視図である。 図1の燃焼器の二次燃料段の下流の位置における温度分布である。 ガスタービンエンジンにおいて使用される燃焼器を側方から見た断面図である。 図4の燃焼器の二次燃料段において使用されるノズルの透視図である。 図4の二次燃料段の下流の位置における温度分布である。 図4の燃焼器の概略図である。 図1および図4の燃焼器の二次燃料段の下流の平均温度およびピーク温度のプロット図である。
発明の詳細な説明
本発明者らは、燃焼器112の二次燃料段114において使用される従来のノズル118の複数の制限を認識した。例えば、従来のノズル118は、二次燃焼ゾーン170内における周方向成分を持たないただ1つの出口を特徴としており、その結果、隣接するノズル118の間において、噴射された空気/燃料混合物の周方向の混合が制限されるということを、発明者らは認識した。ノズル間のこの制限された周方向混合は、リッチな空気−燃料混合物を噴射するためのより小さな開口(図2)を備える低分割気流ノズル設計118’の場合により一層顕著となることも、発明者らは認識した。図3は、最大温度のピーク温度領域156を含む、二次燃焼ゾーン170の下流の位置における温度分布155を示している。ノズル118間の周方向の混合が制限されている結果、ピーク温度領域156がノズル118の間に配置されているということを発明者らは認識した。発明者らは、ピーク温度領域156が著しく大きいことも認識した。当業者によって認められるように、ピーク温度領域156が大きくなるほど、燃焼器112内の最大燃焼温度が上昇し、ひいては、より高レベルのNOx生成を生じる。
このような認識に基づき、本発明者らは、隣接するノズルの間における噴射された空気/燃料混合物の周方向の混合を高めるために、2つの出口が周方向成分を有している、燃焼器の二次燃料段用の2つの出口ノズルを開発した。隣接するノズル間における噴射された空気/燃料混合物の周方向混合を高めることによって、燃焼器における最大燃焼温度が低下させられ、このことは、有利には、より低レベルのNOx生成を生じた。加えて、従来のノズル設計とは異なり、改良された2つの出口ノズル設計は、ノズル設計が、低い分割気流または高い分割気流(すなわちリッチな空気−燃料混合物またはリーンな空気−燃料混合物)のいずれに適応させられているかにかかわらず、周方向の混合を高め、NOx生成を低下させた。
図4は、燃料を燃焼器12へ供給する二次燃料段14を有する、ガスタービンエンジン10の燃焼器12を示している。二次燃料段14は、燃焼器12の長手方向軸線30に沿ってベースプレート15から所定の距離17だけ分離されている。図4にさらに示されているように、複数のノズル18は、空気−燃料混合物を燃焼器12内へ噴射するように、二次燃料段14に配置されている。1つの典型的な実施の形態では、距離17は、例えば燃焼器12の直径の0.5〜3.5倍の範囲である。しかしながら、二次燃料段14においてノズル18から噴射される燃料−空気混合物が燃焼器12内のNOx生成のレベルを減じるために有効であるならば、二次燃料段14は、燃焼器12のベースプレート15からあらゆる距離だけ分離されていてもよい。
図5は、1つの入口21と2つの出口20,22とを備えるノズル18を示している。図5は、さらに、ノズル18が、分割気流を変化させるように、すなわちノズル18によって噴射される空気−燃料混合物の空燃比を変化させるように選択された横断面幅42を備える開口40を有することを示している。図2の従来のノズル118,118’の設計と同様に、開口40の幅42は、より大きな分割気流(すなわち、よりリーンな空燃比)を達成するように増大されてもよく、また、より小さな分割気流(すなわち、よりリッチな空燃比)を達成するように減少させられてもよい。
図6は、周方向成分を有するように向けられた2つの出口20,22を各ノズル18が有しているところの、燃焼器12の長手方向軸線30に直交する平面(すなわち、図6の平面)において、複数のノズル18が二次燃料段14に周方向に配置されていることを示している。図6は、12のノズル18が二次燃料段14において周方向に間隔を置かれていることを示しているが、本発明の実施の形態は、12のノズルに限定されるのではなく、二次燃料段14に位置決めされたあらゆる数の周方向に間隔を置いたノズルを含む。2つの出口20,22は周方向で互いに反対向きになるように示されているが、2つの出口は、周方向で同じ方向に向けられていてもよい。加えて、ノズル18は好適には2つの出口20,22を有するが、ノズルは2つの出口に限定されず、出口が、燃焼器12の長手方向軸線30に直交する平面において周方向成分を有するならば、1つの出口または3つ以上の出口を有してもよい。加えて、図6は、各ノズル18の2つの出口20,22が、長手方向軸線30に直交する平面において所定の角度32だけ分離されていることを示している。1つの典型的な実施の形態では、角度32は、例えば30〜40度の範囲である。しかしながら、2つの出口20,22が周方向に向けられており、ノズル18から噴射された空気−燃料混合物が燃焼器12内のNOx生成のレベルを減じるために有効であるならば、角度32はいかなる特定の角度範囲にも限定されない。
図7は、(図1の主燃焼ゾーン143と同様の)主燃焼ゾーン43と、主燃焼ゾーン43の下流に位置決めされた(図1の二次燃焼ゾーン170と同様の)二次燃焼ゾーン70とを含む燃焼器12の概略図を示しており、ノズル18は、主燃焼ゾーン43からの作動ガス44内へ空気−燃料混合物24を噴射するように配置されている。図7は、さらに、空気をノズル18に供給するために空気源34がノズル18に接続されており、燃料をノズル18に供給するために燃料源38がノズル18に接続されていることを示している。典型的な実施の形態では、空気源34は、ガスタービンエンジン10の圧縮機(図示せず)から圧縮空気の分割気流を提供してもよい。別の典型的な実施の形態では、燃料源38は、例えば燃焼器12の主燃料インジェクタおよびパイロット燃料インジェクタへ燃料を供給する燃焼器12の主燃料源に接続された、二次燃料源であってもよい。ノズル18は、ノズル18内において空気と燃料とを混合するように構成されており、空気−燃料混合物24がノズル18から燃焼器12の二次燃焼ゾーン70内へ噴射されるようになっている。択一的な実施の形態では、ノズルは、本願の譲受人に譲渡されかつ引用したことにより本明細書にその全体が組み込まれる米国特許出願公開第2011/0289928号明細書に開示された燃料インジェクタ38の改良型として設計されてもよく、この場合、燃料インジェクタ38は、ノズル18の2つの出口20,22と同じ形式で周方向成分を有する2つの出口を有するように変更される。
図6は、二次燃料段14の下流の位置48における、図4の線6−6に沿って見た断面温度分布55を示している。1つの典型的な実施の形態では、位置48は、例えば、ノズル18の2つの出口20,22の出口直径の1〜3倍の範囲だけ二次燃料段14の下流に位置決めされている。しかしながら、本発明の実施の形態は、二次燃料段14からのいかなる特定の下流の位置48にも限定されない。温度分布55は、位置48における作動ガス(すなわち、引き込まれた空気−燃料混合物24と、作動ガス44)のピーク温度領域56を有する。各ノズル18の2つの出口20,22は、位置48における空気−燃料混合物24のピーク温度領域56が凸状の周縁部54を有するように向けられている。周縁部54を時計回りに辿っていくと、周縁部54の傾斜は一定して時計回りに変化している。同様に、周縁部54を反時計回りに辿っていくと、周縁部54の傾斜は一定して反時計回りに変化している。択一的に、凸状の周縁部54は、周縁部の周囲に沿って、外方へ湾曲した周縁部54に基づいてもよい。対照的に、従来の燃焼器112におけるピーク温度領域156(図3)は、凹状−凸状周縁部158を有しており、これにより、時計回りで周縁部158を辿っていくと、傾斜は、周縁部158の1つの部分においては時計回りに変化しており、周縁部158の別の部分においては反時計回りに変化している。同様に、反時計回りで周縁部158を辿っていくと、傾斜は、周縁部158の1つの部分においては時計回りに変化しており、周縁部158の別の部分において反時計回りに変化している。
加えて、燃焼器12内の作動ガスのピーク温度領域56は、ピーク温度領域しきい値よりも小さい領域に広がっている。例えば、ピーク温度領域しきい値は、燃焼器12内の作動ガスのピーク温度領域56よりも著しく大きな、従来の燃焼器112における作動ガスの温度分布のピーク温度領域156(すなわち、空気−燃料混合物が1つの出口ノズル118によって噴射されたときの作動ガスのピーク温度領域156)であってもよい。さらに、二次燃焼ゾーン70の横断面積のピーク温度領域56のパーセンテージ比は、しきい値パーセンテージ比よりも小さい。例えば、ピーク温度領域56のパーセンテージ比は、2〜10%の範囲であってもよい。しかしながら、ピーク温度領域56のパーセンテージ比は、いかなる特定の範囲にも限定されない。しきい値パーセンテージ比は、空気−燃料混合物が1つの出口ノズル118によって燃焼器112内へ噴射されたときの、燃焼器12の二次燃焼ゾーン170の横断面積に対する従来の燃焼器112におけるピーク温度領域156(図3)のパーセンテージ比であってもよい。例えば、ピーク温度領域156のパーセンテージ比は、15〜30%の範囲であってもよい。
図8は、二次燃料段14の下流における、2つの出口20,22から引き込まれた噴射された空気燃料混合物24と、作動ガス44とのピーク温度46のプロット図を示している。図8は、さらに、二次燃料段14の下流における、従来の燃焼器112(図2)の1つの出口118から引き込まれた噴射された空気燃料混合物24と、作動ガス144とのピーク温度50のプロット図を示している。二次燃料段14の下流の位置48におけるピーク温度46が温度しきい値よりも低くなるように、ノズル18の2つの出口20,22は、燃焼器12内において噴射された空気−燃料混合物24を作動ガス44に引き込むように向けられている。1つの例では、温度しきい値は、下流位置における、1つの出口ノズル118から噴射された引き込まれた空気燃料混合物と、従来の燃焼器112における作動ガス144とのピーク温度50である。図8は、さらに、燃料段14の下流における、2つの出口20,22からの引き込まれた噴射された空気燃料混合物24と、作動ガスとの平均温度47と、二次燃料段の下流における、従来の燃焼器112(図2)の1つの出口118からの引き込まれた噴射された空気燃料混合物24と、作動ガス144との平均温度49とを示している。上記実施の形態は、ノズル18の2つの出口20,22が二次燃料段14において周方向成分を有することを説明している。しかしながら、ピーク温度領域56が凸状の周縁部54を有する、および/または引き込まれた空気−燃料混合物24と作動ガス44とのピーク温度46が1つの出口ノズル118からの引き込まれた空気−燃料混合物と作動ガスとのピーク温度50よりも低くなるようにノズルが前記空気−燃料混合物24を前記作動ガス44に引き込むために有効であるならば、ノズルの出口は周方向成分を有する必要はない。
本発明の様々な実施の形態が本明細書中で図示および説明されているが、これらの実施の形態は単に例として提供されていることが明らかになるであろう。本明細書における本発明から逸脱することなく、多数の改変、変更および代用がなされ得る。したがって、本発明は、添付の請求項の思想および範囲によってのみ限定されることが意図されている。

Claims (6)

  1. ガスタービンエンジンにおいて、
    二次燃料段(14)を有する燃焼器(12)と、
    該燃焼器(12)の長手方向軸線(30)に直交する平面において周方向に配置された、間隔を置かれた複数のノズル(18)とを備え、各ノズル(18)は、前記燃焼器(12)の主燃焼ゾーンから受け取られた作動ガスと混合するために、それぞれの周方向流れ成分を有するそれぞれの空気−燃料混合物(24)を前記燃焼器(12)の前記二次燃料段(14)内へ噴射するように配置された2つの出口(20,22)を有し、該2つの出口(20,22)によって噴射されたそれぞれの空気−燃料混合物(24)は、互いに対して周方向で反対方向に周方向流れ成分を有しており、それぞれの周方向流れ成分を有するそれぞれの空気−燃料混合物(24)は、周方向に配置された前記ノズル(18)によって噴射されたそれぞれの空気−燃料混合物(24)を前記作動ガスと周方向で混合するために有効であり、
    それぞれのノズル(18)における前記2つの出口(20,22)は、前記平面内において所定の角度(32)だけ周方向に分離されていることを特徴とする、ガスタービンエンジン。
  2. 前記角度(32)は、30度〜40度の範囲である、請求項記載のガスタービンエンジン。
  3. 前記複数のノズル(18)に空気を供給するために前記複数のノズル(18)に接続された空気源と、
    前記複数のノズル(18)に燃料を供給するために前記複数のノズル(18)に接続された燃料源とを有し、
    各ノズル(18)は、それぞれの周方向流れ成分を有するそれぞれの空気−燃料混合物(24)が前記複数のノズル(18)の前記2つの出口(20,22)によって前記燃焼器(12)の前記二次燃料段(14)内へ噴射されるように、空気と燃料とを混合するように構成されている、請求項1記載のガスタービンエンジン。
  4. ガスタービンエンジンにおいて、
    作動ガスに点火するための主燃焼ゾーン(43)を有する燃焼器(12)と、
    該主燃焼ゾーン(43)の下流に位置決めされた二次燃料段(14)と、
    前記燃焼器(12)の長手方向軸線(30)に直交する平面において周方向に配置された、間隔を置かれた複数のノズル(18)とを備え、各ノズル(18)は、前記燃焼器(12)の前記主燃焼ゾーン(43)から受け取られた前記作動ガスと混合するために、それぞれの周方向成分を有するそれぞれの空気−燃料混合物(24)を前記燃焼器(12)の前記二次燃料段(14)内へ噴射するように配置された2つの出口(20,22)を有し、該2つの出口(20,22)によって噴射されたそれぞれの空気−燃料混合物(24)は、互いに対して周方向で反対方向に周方向成分を有しており、それぞれの周方向成分を有するそれぞれの空気−燃料混合物(24)は、周方向に配置された前記ノズル(18)によって噴射されたそれぞれの空気−燃料混合物(24)を前記作動ガスと周方向で混合するために有効であり、それぞれのノズルにおける前記2つの出口(20,22)は、前記平面内において所定の角度(32)だけ周方向に分離されていることを特徴とする、ガスタービンエンジン。
  5. 前記角度(32)は、30度〜40度の範囲である、請求項記載のガスタービンエンジン。
  6. 前記複数のノズル(18)に空気を供給するために前記複数のノズル(18)に接続された空気源と、
    前記複数のノズル(18)に燃料を供給するために前記複数のノズル(18)に接続された燃料源とを有し、
    各ノズル(18)は、それぞれの周方向成分を有するそれぞれの空気−燃料混合物(24)が前記複数のノズル(18)の2つの出口(20,22)によって前記燃焼器(12)の前記二次燃料段(14)内へ噴射されるように、空気と燃料とを混合するように構成されている、請求項記載のガスタービンエンジン。
JP2016559593A 2014-03-28 2015-03-26 二次燃料段用の2つの出口燃料予混合ノズルを有するガスタービンエンジン Expired - Fee Related JP6297165B2 (ja)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14/228,883 2014-03-28
US14/228,883 US10139111B2 (en) 2014-03-28 2014-03-28 Dual outlet nozzle for a secondary fuel stage of a combustor of a gas turbine engine
PCT/US2015/022629 WO2015148751A1 (en) 2014-03-28 2015-03-26 Gas turbine engine having a dual outlet fuel-premix-nozzle for a secondary combustor stage

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2017519959A JP2017519959A (ja) 2017-07-20
JP6297165B2 true JP6297165B2 (ja) 2018-03-20

Family

ID=52991957

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2016559593A Expired - Fee Related JP6297165B2 (ja) 2014-03-28 2015-03-26 二次燃料段用の2つの出口燃料予混合ノズルを有するガスタービンエンジン

Country Status (5)

Country Link
US (1) US10139111B2 (ja)
EP (1) EP3126739A1 (ja)
JP (1) JP6297165B2 (ja)
CN (1) CN106461220A (ja)
WO (1) WO2015148751A1 (ja)

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9803555B2 (en) * 2014-04-23 2017-10-31 General Electric Company Fuel delivery system with moveably attached fuel tube
CN107923621B (zh) * 2015-07-24 2020-03-10 西门子公司 具有减少的燃烧停留时间的带延迟稀薄喷射的燃气涡轮过渡管道
EP3472518B1 (en) * 2016-09-27 2020-11-18 Siemens Aktiengesellschaft Fuel oil axial stage combustion for improved turbine combustor performance
US10816211B2 (en) * 2017-08-25 2020-10-27 Honeywell International Inc. Axially staged rich quench lean combustion system
CN109695504B (zh) * 2018-12-21 2020-01-31 中国人民解放军空军工程大学 一种周向补油裂解装置
US11174792B2 (en) 2019-05-21 2021-11-16 General Electric Company System and method for high frequency acoustic dampers with baffles
US11156164B2 (en) 2019-05-21 2021-10-26 General Electric Company System and method for high frequency accoustic dampers with caps
EP3963191A1 (en) 2019-05-30 2022-03-09 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Gas turbine water injection for emissions reduction
US11566790B1 (en) 2021-10-28 2023-01-31 General Electric Company Methods of operating a turbomachine combustor on hydrogen
US11578871B1 (en) * 2022-01-28 2023-02-14 General Electric Company Gas turbine engine combustor with primary and secondary fuel injectors

Family Cites Families (56)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1435083A (en) * 1972-08-10 1976-05-12 Rolls Royce Gas turbine engine combustion equipment
DE2629761A1 (de) * 1976-07-02 1978-01-05 Volkswagenwerk Ag Brennkammer fuer gasturbinen
US4188782A (en) * 1977-12-14 1980-02-19 Caterpillar Tractor Co. Fuel vaporizing combustor tube
USRE30925E (en) * 1977-12-14 1982-05-11 Caterpillar Tractor Co. Fuel vaporizing combustor tube
US4928481A (en) * 1988-07-13 1990-05-29 Prutech Ii Staged low NOx premix gas turbine combustor
US5265425A (en) * 1991-09-23 1993-11-30 General Electric Company Aero-slinger combustor
ES2126881T3 (es) * 1994-01-24 1999-04-01 Siemens Ag Camara de combustion para una turbina de gas.
GB9410233D0 (en) * 1994-05-21 1994-07-06 Rolls Royce Plc A gas turbine engine combustion chamber
US5746048A (en) * 1994-09-16 1998-05-05 Sundstrand Corporation Combustor for a gas turbine engine
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
US6047550A (en) * 1996-05-02 2000-04-11 General Electric Co. Premixing dry low NOx emissions combustor with lean direct injection of gas fuel
US20010049932A1 (en) * 1996-05-02 2001-12-13 Beebe Kenneth W. Premixing dry low NOx emissions combustor with lean direct injection of gas fuel
JPH11257663A (ja) 1998-03-13 1999-09-21 Toshiba Corp ガスタービン燃焼器
US6092363A (en) 1998-06-19 2000-07-25 Siemens Westinghouse Power Corporation Low Nox combustor having dual fuel injection system
GB9813972D0 (en) * 1998-06-30 1998-08-26 Rolls Royce Plc A combustion chamber
GB9818160D0 (en) * 1998-08-21 1998-10-14 Rolls Royce Plc A combustion chamber
US6453658B1 (en) * 2000-02-24 2002-09-24 Capstone Turbine Corporation Multi-stage multi-plane combustion system for a gas turbine engine
JP4625609B2 (ja) * 2000-06-15 2011-02-02 アルストム テクノロジー リミテッド バーナーの運転方法と段階的予混合ガス噴射バーナー
US6868676B1 (en) * 2002-12-20 2005-03-22 General Electric Company Turbine containing system and an injector therefor
US7302801B2 (en) 2004-04-19 2007-12-04 Hamilton Sundstrand Corporation Lean-staged pyrospin combustor
JP4400314B2 (ja) 2004-06-02 2010-01-20 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器及びガスタービン燃焼器の燃料供給方法
JP4670035B2 (ja) 2004-06-25 2011-04-13 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 ガスタービン燃焼器
US7303388B2 (en) * 2004-07-01 2007-12-04 Air Products And Chemicals, Inc. Staged combustion system with ignition-assisted fuel lances
US8387390B2 (en) * 2006-01-03 2013-03-05 General Electric Company Gas turbine combustor having counterflow injection mechanism
US7886545B2 (en) * 2007-04-27 2011-02-15 General Electric Company Methods and systems to facilitate reducing NOx emissions in combustion systems
US7886539B2 (en) 2007-09-14 2011-02-15 Siemens Energy, Inc. Multi-stage axial combustion system
US8387398B2 (en) * 2007-09-14 2013-03-05 Siemens Energy, Inc. Apparatus and method for controlling the secondary injection of fuel
US20090077972A1 (en) * 2007-09-21 2009-03-26 General Electric Company Toroidal ring manifold for secondary fuel nozzle of a dln gas turbine
US8147121B2 (en) * 2008-07-09 2012-04-03 General Electric Company Pre-mixing apparatus for a turbine engine
US8240150B2 (en) * 2008-08-08 2012-08-14 General Electric Company Lean direct injection diffusion tip and related method
JP4797079B2 (ja) * 2009-03-13 2011-10-19 川崎重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
US8281594B2 (en) * 2009-09-08 2012-10-09 Siemens Energy, Inc. Fuel injector for use in a gas turbine engine
US8572978B2 (en) * 2009-10-02 2013-11-05 Hamilton Sundstrand Corporation Fuel injector and aerodynamic flow device
US20110219776A1 (en) * 2010-03-15 2011-09-15 General Electric Company Aerodynamic flame stabilizer
US8752386B2 (en) * 2010-05-25 2014-06-17 Siemens Energy, Inc. Air/fuel supply system for use in a gas turbine engine
US8769955B2 (en) * 2010-06-02 2014-07-08 Siemens Energy, Inc. Self-regulating fuel staging port for turbine combustor
RU2531110C2 (ru) * 2010-06-29 2014-10-20 Дженерал Электрик Компани Газотурбинная установка и установка, содержащая лопатки-форсунки (варианты)
US9423132B2 (en) 2010-11-09 2016-08-23 Opra Technologies B.V. Ultra low emissions gas turbine combustor
US8919125B2 (en) * 2011-07-06 2014-12-30 General Electric Company Apparatus and systems relating to fuel injectors and fuel passages in gas turbine engines
CN103717971B (zh) * 2011-08-11 2015-09-02 通用电气公司 用于在燃气涡轮发动机中喷射燃料的系统
CN103998745B (zh) 2011-08-22 2017-02-15 马吉德·托甘 在燃气轮机上使用的具有分级切向燃料‑空气喷嘴的筒状环形燃烧室
JP5393745B2 (ja) * 2011-09-05 2014-01-22 川崎重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
JP6050821B2 (ja) * 2011-09-22 2016-12-21 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 燃焼器及び燃焼器に燃料を供給する方法
US8429915B1 (en) * 2011-10-17 2013-04-30 General Electric Company Injector having multiple fuel pegs
US8904796B2 (en) * 2011-10-19 2014-12-09 General Electric Company Flashback resistant tubes for late lean injector and method for forming the tubes
US9140455B2 (en) * 2012-01-04 2015-09-22 General Electric Company Flowsleeve of a turbomachine component
US9154743B2 (en) * 2012-01-31 2015-10-06 Siemens Energy, Inc. System and method for optical inspection of off-line industrial gas turbines and other power generation machinery while in turning gear mode
US9097424B2 (en) * 2012-03-12 2015-08-04 General Electric Company System for supplying a fuel and working fluid mixture to a combustor
US9200808B2 (en) * 2012-04-27 2015-12-01 General Electric Company System for supplying fuel to a late-lean fuel injector of a combustor
CN102913950B (zh) 2012-08-07 2015-03-25 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种降低燃气轮机污染物排放的分区预混燃烧方法
US9310078B2 (en) * 2012-10-31 2016-04-12 General Electric Company Fuel injection assemblies in combustion turbine engines
US9551492B2 (en) * 2012-11-30 2017-01-24 General Electric Company Gas turbine engine system and an associated method thereof
US9551490B2 (en) * 2014-04-08 2017-01-24 General Electric Company System for cooling a fuel injector extending into a combustion gas flow field and method for manufacture
EP3186559B1 (en) * 2014-08-26 2020-10-14 Siemens Energy, Inc. Cooling system for fuel nozzles within combustor in a turbine engine
US10107498B2 (en) * 2014-12-11 2018-10-23 General Electric Company Injection systems for fuel and gas
US10060629B2 (en) * 2015-02-20 2018-08-28 United Technologies Corporation Angled radial fuel/air delivery system for combustor

Also Published As

Publication number Publication date
US10139111B2 (en) 2018-11-27
EP3126739A1 (en) 2017-02-08
WO2015148751A1 (en) 2015-10-01
CN106461220A (zh) 2017-02-22
JP2017519959A (ja) 2017-07-20
US20150276226A1 (en) 2015-10-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP6297165B2 (ja) 二次燃料段用の2つの出口燃料予混合ノズルを有するガスタービンエンジン
US10208956B2 (en) Combustor for gas turbine engine
US20120180487A1 (en) System for flow control in multi-tube fuel nozzle
JP5380488B2 (ja) 燃焼器
US8850821B2 (en) System for fuel injection in a fuel nozzle
US8850822B2 (en) System for pre-mixing in a fuel nozzle
JP2009133599A (ja) 燃焼システム内における逆火/保炎を減少させるのを可能にする方法及びシステム
US20100275603A1 (en) Combustor of gas turbine
US20100058767A1 (en) Swirl angle of secondary fuel nozzle for turbomachine combustor
US10240795B2 (en) Pilot burner having burner face with radially offset recess
CA2845164C (en) Combustor for gas turbine engine
JP2005180730A (ja) 燃料噴射弁の微粒化改善装置
US20130032639A1 (en) Fuel injector
CN105318357A (zh) 用于燃气涡轮发动机燃烧器导流罩的圆锥-平坦隔热罩
EP3004742B1 (en) Asymmetric base plate cooling with alternating swirl main burners
JP2016521840A5 (ja)
KR102010646B1 (ko) 터닝 가이드, 연료 노즐, 연료 노즐 조립체 및 이를 포함하는 가스 터빈
JP2016035358A (ja) 予混合バーナ
US10215416B2 (en) Burner of a gas turbine with a lobed shape vortex generator
JP2020508431A (ja) 軸方向多段型燃料噴射を備える燃焼システム
JP5821553B2 (ja) RQL方式の低NOx燃焼器
US20210404661A1 (en) Combustor with an air mixer and an air swirler each having slots
JP2017053523A (ja) ガスタービン用燃焼器

Legal Events

Date Code Title Description
A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20170807

A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20171101

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: 20180122

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20180220

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Ref document number: 6297165

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees