JPH06347040A - ガスタービン - Google Patents

ガスタービン

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JPH06347040A
JPH06347040A JP6143980A JP14398094A JPH06347040A JP H06347040 A JPH06347040 A JP H06347040A JP 6143980 A JP6143980 A JP 6143980A JP 14398094 A JP14398094 A JP 14398094A JP H06347040 A JPH06347040 A JP H06347040A
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JP
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fuel
annular passage
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gas
gas turbine
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JP6143980A
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Paul W Pillsbury
ウオルター ピルズベリー ポール
David T Foss
ティー フォス デビッド
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Westinghouse Electric Corp
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    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C1/00—Gas-turbine plants characterised by the use of hot gases or unheated pressurised gases, as the working fluid
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D17/00—Burners for combustion conjointly or alternatively of gaseous or liquid or pulverulent fuel
    • F23D17/002—Burners for combustion conjointly or alternatively of gaseous or liquid or pulverulent fuel gaseous or liquid fuel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D23/00—Assemblies of two or more burners

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  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
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  • General Engineering & Computer Science (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【目的】 ＮＯｘの生成量を減少させるよう燃料と空気
の超希薄混合気による安定した燃焼を行うことができ、
しかも気体燃料だけでなく液体燃料も使用できるガスタ
ービン燃焼器を提供する。 【構成】 燃焼器は予混合領域（14）及び下流燃焼領域
（10）を有する。予混合領域（14）は、中央の拡散形デ
ュアル燃料ノズル（33）の周りに設けられた３つの同心
状の環状通路（30,31,32）を有する。気体燃料マニホル
ド（34,35 ）が気体燃料を内側の環状通路（30）と外側
の環状通路（32）に沿ってぐるりと分配させる。複数の
デュアル燃料ノズル（38）が気体燃料又は液体燃料を中
間の環状通路（31）に沿ってぐるりと円周方向に分配す
るよう中間環状通路（31）内に設けられている。環状通
路に沿う円周方向の燃料分配により希薄燃空比が得ら
れ、それによりＮＯｘの生成が減少する。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、二種類の燃料を圧縮機
空気内で燃焼させることができる燃焼器に関する。より
詳細には、本発明は、気体燃料又は液体燃料のいずれか
の燃料を使用でき、燃焼によるＮＯｘ生成量を著しく減
少するガスタービン用燃焼器に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンでは、一又は二以上の燃焼
器内で燃料を圧縮機により生じた圧縮空気内で燃焼させ
る。伝統的に、かかる燃焼器は、燃料と空気から成るほ
ぼ理論混合気を生じさせ、これを拡散燃焼方式で燃焼さ
せるプライマリ燃焼領域を有していた。プライマリ燃料
領域の下流側で燃焼器内へ空気を追加導入していた。燃
料／空気比（以下、「燃空比」という場合もある）は理
論比よりもかなり小さいが、始動時における燃料／空気
混合気（以下、単に「混合気」という場合もある）への
着火は容易であり、プライマリ燃焼領域内での混合気が
局所的に濃厚なので広範な着火温度にわたり良好な火炎
安定性が得られた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】残念なことに、かかる
ほぼ理論混合気を用いると、結果的に、プライマリ燃焼
領域中の温度が非常に高くなっていた。このように温度
が高いために、大気汚染物と考えられる窒素酸化物（Ｎ
Ｏｘ）の生成が促進された。希薄燃空比で燃焼を行う
と、ＮＯｘ生成量が減少することは知られている。しか
しながら、かかる燃焼では、局所的に濃厚な領域を生じ
させないで、燃焼空気中の全体にわたって燃料を十分に
分布させなければならない。残念ながら、かかる燃料分
布と関連のある寸法形状のために、デュアル燃料の能力
を発揮するような燃焼器内への導入を極めて困難にする
複雑な構造体になっている。
【０００４】したがって、ＮＯｘの生成量を減少させる
よう燃料と空気の超希薄混合気による安定した燃焼を行
うことができ、しかも気体燃料だけでなく液体燃料も使
用できる燃焼器を提供することが望ましい。
【０００５】かくして、本発明の目的は、ＮＯｘの生成
量を減少させるよう燃料と空気の超希薄混合気による安
定した燃焼を行うことができ、しかも気体燃料だけでな
く液体燃料も使用できる燃焼器を提供することにある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明の上記目的及び他
の目的に鑑みて、本発明は、空気を圧縮する圧縮機、燃
料を圧縮空気中で燃焼させることにより高温ガスを生じ
させる燃焼器、及び燃焼器により生じた高温ガスを膨張
させるタービンを含むガスタービンに関する。本発明に
よれば、燃焼器は、燃焼領域と、液体燃料を放出する第
１の放出ポート及び気体燃料を放出する第２の放出ポー
トを有していて、燃焼領域と連通状態にある中央に配置
された第１の燃料ノズルと、第１の燃料ノズルを包囲す
ると共に燃焼領域と連通状態にある第１及び第２の同心
状に配置された環状通路と、液体燃料を第１の環状通路
内へ導入して液体燃料を第１の環状通路に沿ってぐるり
と円周方向に分配するための液体燃料導入手段と、気体
燃料を第２の環状通路内へ導入して気体燃料を第２の環
状通路に沿ってぐるりと円周方向に分配するための第１
の気体燃料導入手段とを有することを特徴とする。本発
明の一実施例では、燃焼器は気体燃料を第１の環状通路
内へ導入して気体燃料を第１の環状通路に沿ってぐるり
と円周方向に分配するための第２の気体燃料導入手段を
有する。
【０００７】本発明のもう一つの実施例では、燃焼器
は、燃料を圧縮空気中で燃焼させる燃焼領域を形成する
シェルと、第１のライナーにより包囲された燃料／空気
予混合領域と、燃料を環状通路の各々に導入する手段
と、環状通路内に設けられていて、環状通路の各々に導
入された燃料を環状通路を通って流れている圧縮空気と
混合させる手段とを含む。この実施例では、第１のライ
ナーは、第１のライナーと第２のライナーとの間に第１
の環状通路を形成すると共に第２のライナーと第３のラ
イナーとの間に第２の環状通路を形成するよう第２及び
第３のライナーを包囲しており、環状通路は各々、圧縮
機と連通した入口及びシェルと連通した出口を有し、そ
れにより圧縮機からの圧縮機空気の一部が環状通路の各
々を通って流れる。予混合領域は第１の環状通路出口の
ところの第１のライナーの内径により定まる流れ面積を
有し、シェルは、環状通路に隣接したところのシェル内
径により定まる流れ面積を有する。シェル内径は第１の
ライナー内径よりも少なくとも約４０％大きく、それに
より環状通路を通って流れる圧縮空気は環状通路から出
るときに膨張を行う。
【０００８】
【実施例】図面を参照すると、図１には、燃焼区分６の
近傍にガスタービン１の一部が示されている。燃焼区分
６に加えて、ガスタービンは、圧縮機区分２及びタービ
ン区分３を含む。本発明は、ガスタービン１の燃焼器
４、具体的には、発生するＮＯｘが非常に低レベル（例
えば、ガスタービンがその基底負荷点火温度で作動して
いるとき、水または蒸気の注入を行わない状態で約９ｐ
ｐｍｖ以下）になるように設計された燃焼器に関する。
【０００９】燃焼区分６は、タービンの外側ケーシング
２２によって形成された室７を有し、この室７の中には
複数の燃焼器４が円周方向に配列されている。各燃焼器
は、予混合領域１４及びその下流の燃焼領域１０を有す
る。燃料１１，１２及び圧縮機２からの圧縮空気８が予
混合領域１４内で混合されて燃焼区域１０内で燃焼され
る。
【００１０】ケーシング１３はケーシング２２の前面か
ら外方に延びると共に、燃焼器燃料供給配管等だけでな
く予混合領域１４の一部を包囲している。容器１６には
ダクト５が連結されており、このダクトは燃焼領域１０
を包囲していて、燃焼器４により生じた高温ガス９をタ
ービン３に差し向けて膨張させるようになっている。
【００１１】容器１６の壁は高温ガス９にさらされるの
で、容器を冷却することが重要である。図１に示す実施
例では、容器１６の冷却は、混合領域１４の入口をケー
シング１３内に配置し、それにより圧縮空気８が予混合
領域に至る途中で容器の外面に沿って流れるようにする
ことにより達成される。図２は、容器１６の別の冷却方
法を示しており、かかる方法では、ジャケット１７で容
器の壁を包囲する。ジャケット１７は蒸気源２０に連結
された入口１８及び出口１９を有していて、蒸気はジャ
ケットと容器壁との間に形成された通路２１を通って流
れ、それにより容器１６を冷却する。変形例として、ジ
ャケット入口を冷却のための高圧空気源に連結しても良
い。
【００１２】図３及び図４に示すように、予混合領域１
４は、３つの同心状に配列されたライナー６０，６１，
６２を包囲するケーシング１５を有する。内側ライナー
６０の中央にはデュアル燃料ノズル３３が配置されてい
る。外側の環状通路３２が外側ライナー６２と中間ライ
ナー６１との間に形成され、中間の環状通路３１が中間
ライナーと内側ライナー６０との間に形成され、そして
内側の環状通路３０が内側ライナーと燃料ノズル３３と
の間に形成されている。
【００１３】複数のスワール翼４８，５０がそれぞれ内
側環状通路３０と外側環状通路３２の周りに円周方向に
配列されている。スワール翼はプレート状または翼形状
（airfoil-shaped）のものであるのがよく、そしてガス
タービンの軸線に対し或る角度をなして配置されてい
て、環状通路３０，３２を通って流れる気体燃料１１と
空気８の混合気６６，６８にスワール（回転作用）を与
え、それにより良好な燃料と空気の混合を行わせてい
る。
【００１４】ドーナツ状又は環状のガス燃料マニホルド
３４，３５がそれぞれ、内側及び外側の通路３０，３２
の入口の上流に配置されている。ガス燃料マニホルド３
４，３５は各々、気体燃料１１をマニホルド内に差し向
ける燃料供給管３６に連結されている。複数のガス燃料
放出ポート４５，４６がマニホルド３４，３５の周りに
円周方向に等間隔をおいて配置されている。好ましい実
施例では、放出ポートは外側マニホルド３５内で約２．
５ｃｍ（１インチ）間隔で円周方向に間隔を置いて配置
されると共に、内側マニホルド３４内で約１ｃｍ（０．
４インチ）間隔で円周方向に間隔をおいて配置されてい
る。ガス燃料放出ポートのかかる間隔保持により、気体
燃料１１は環状通路３０，３２に円周方向に均等に分配
され、局所的な濃厚混合気が生じることを防止してい
る。濃厚混合気は高い火炎温度を有しており、その結
果、ＮＯｘの生成量が多くなる。その上、各円周方向燃
料放出ポートステーションでは、２つの燃料放出ポート
がマニホルド３４，３５内に形成され、一方の放出ポー
ト４５はタービン軸線に対して半径方向外方に或る角度
をなして燃料を差し向けるよう配向し、他方の放出ポー
ト４６はかかる軸線に対し半径方向内側に或る角度をな
して燃料を差し向けるよう配向している。これにより、
気体燃料１１は環状通路３０，３２内で、円周方向だけ
でなく半径方向にも十分に分配される。
【００１５】内側通路３２内に設けられた中央デュアル
燃料ノズル３３は、燃料油１２を内側スリーブ７０、中
間スリーブ７１、外側スリーブ７２だけでなくスプレー
先端部５３に差し向ける油燃料供給管４０で構成されて
いる。このスプレー先端部５３は、内側スリーブ７０に
よって包囲されており、油燃料１２の微粒子を燃焼領域
１０内にスプレーする油燃料放出ポート５４が形成され
ている。内側スリーブ７０と中間スリーブ７１との間に
は環状通路が形成され、この環状通路は気体燃料１１
を、これを燃焼領域１０内へ導入する複数のガス燃料放
出ポート５５に差し向ける。図面には気体燃料１１と油
燃料１２を両方とも示しているが、好ましい実施例で
は、燃焼器４は一度に一種類だけの燃料を用いて動作す
ることは理解されるべきである。
【００１６】燃料ノズル３３の中間スリーブ７１と外側
スリーブ７２との間には環状通路が形成されており、こ
の環状通路は圧縮空気８′を複数のスワール翼５０に差
し向け、これらスワール翼５０は燃料ノズル３３の周り
に円周方向に配列されるよう外側スリーブに取り付けら
れている。このように空気に回転作用を与えることによ
り、燃料ノズルを出る燃料１１，１２の空気８内への混
合が促進され、火炎を定着させる渦が生じ、それにより
安定性が改善されている。
【００１７】予混合領域１４の中間環状通路３１は、複
数の分布して配置されたデュアル燃料ノズル３８を収容
している。燃料ノズル３８（その一実施例が図８に示さ
れている）は、中央デュアル燃料ノズル３３と類似して
いる。ただし、外側スリーブ７２及びこれに取り付けら
れたスワール翼５０が設けられていない点を除き、中央
デュアル燃料ノズル３３と構成が同じである。従って、
燃料ノズル３８は、図４に示すように、油燃料放出ポー
ト５６及び複数のガス燃料放出ポート５７を有する。好
ましい実施例では、６つのの燃料ノズル３８が中間環状
通路３１の周囲に間隔をおいて配置されていて、燃料の
分配を助けて局所的に燃料が濃い目の領域の生成を極力
無くしている。しかしながら、燃料ノズル３８により中
間通路３１内に導入された燃料は、マニホルド３４，３
５によりそれぞれ内側通路３０、外側通路３２内へ導入
された場合と同程度には分布されず、その結果、中間環
状通路内におけるＮＯｘの生成量が多くなる。
【００１８】図５に最も良く示すように、複数のスワー
ル翼４９が燃料ノズル３８の各々の周りに円周方向に配
列されていて燃料ノズルに沿って流れると共にこれらに
より放出された燃料１１，１２と混合する空気８に予め
回転作用を与えるようになっている。図３及び図４に示
す実施例では、分布して配置された燃料ノズル３８のガ
ス燃料放出ポート５７は、燃料ノズルのフェースに形成
されており、従ってスワール翼４９はポートの上流側に
配置されていて空気８にだけ回転作用を与えるようにな
っている。しかしながら、図８の実施例に示すように、
ガス燃料放出ポート５７をスリーブ７１の周囲に形成し
てもよく、従ってスワール翼９１はガス燃料放出ポート
の上流側に配置されて気体燃料／空気混合気に回転を与
えるようになっている。
【００１９】図４及び図５に示すように、円形のバッフ
ル５１が中間環状通路３１に設けられると共に、内側ラ
イナー６０と中間ライナー６１との間に延びている。バ
ッフル５１のセグメントが、燃料ノズル３８の各々の間
に配置されていて、それにより、燃料ノズルの間に位置
する中間環状通路３１の部分を遮断して圧縮空気８の流
れを燃料ノズルの各々の周りに差し向けるようになって
いる。混合気６７をバッフル５１の下流側で中間環状通
路３１を通って円滑に流すようにするために、フローガ
イド５２を図５に示すように環状通路内にに設けるのが
よい。フローガイド５２は、バッフル５１の各セグメン
トの端部から前方に延びており、分布して配置された各
燃料ノズル３８の間の真ん中で通路出口６４で交差して
いる。
【００２０】再び図１を参照して燃焼器４の作動原理を
以下に説明する。始動の際、圧縮機２を始動モータ（図
示せず）により着火速度、典型的には設計速度の約１８
％〜２０％まで回転作動させる。圧縮機のロータが増速
すると、圧縮機２からの圧縮空気８がケーシング１３に
よって形成された空所から燃焼器４内に流入する。図３
に示すように、空気は、燃焼器４に流入した後、予混合
領域内で３つの主要な流れに別れ、１つの流れは３つの
環状通路３０，３１，３２の各々を通って流れる。
【００２１】当業者には容易に理解できるように、圧縮
機２によって得られる空気８の全てが燃焼用空気として
用いられるわけではない。圧縮空気の何割かは圧縮機２
から抜き出され、タービン３内での冷却目的として用い
られる。しかしながら、本発明によれば、燃焼用空気の
全てが環状通路３０，３１，３２経由で予混合領域１４
を通って燃焼器４に入る。圧縮空気８′の僅かな部分
（即ち、燃焼用空気の約２％未満）は、室７から引き出
され、次いで、燃焼領域に再度導入されるが、そのため
に、上述したように、かかる圧縮空気８′の僅かな部分
を中央デュアル燃料ノズル３３の中間スリーブ７１と外
側スリーブ７２との間に形成された環状通路を通って流
す。この僅かな部分が予混合領域１０を通って流れる
間、これは燃料と予混合されないが、燃焼領域１０内へ
直接放出される。
【００２２】着火速度に達すると、オペレータにより選
択される気体燃料１１または油燃料１２は、燃料ノズル
の下流側に局所的に濃厚な混合気が得られるよう中央燃
料ノズル３３経由で燃焼りょいき１０内に導入される。
その目的は、着火を容易にすることにある。燃焼を行わ
せるためには、燃料導入前に、電力を図１に示す点火装
置１１０に供給する。
【００２３】燃料ノズル３３により得られた混合気の局
部的に濃厚な燃空比及びスワール翼５０の火炎定着効果
の結果として、非常に安定なパイロット火炎がノズルの
直ぐ上流側で燃焼領域１０の中央部分内に得られる。か
かる燃焼（燃料と空気が火炎の前部の直ぐ上流側で燃料
を濃い目の割合で混合される）は、一般に「拡散」形の
燃焼と称されている。
【００２４】残念なことに、中央デュアル燃料ノズル３
３と関連した拡散形燃焼により、結果的にガス温度が局
所的に高くなり、従ってＮＯｘの生成量が多くなる。か
くして、本発明によれば、ガスタービン速度が着火速度
を越えて大きくなると、それ以上の燃料の燃焼が、燃料
が濃い目の拡散形燃焼方式ではなくて、超稀薄予混合タ
イプの燃焼方式で生じる。当該技術分野で周知のように
稀薄燃焼領域内の局的ガス温度が最小限に抑えられ、従
ってＮＯｘの生成が極力抑えられる。本明細書で用いる
稀薄混合気（又は希薄燃料／空気混合気）という用語
は、空気に対する燃料の比（燃空比）が重量を基準とし
て約０．０２よりも小さい混合気をいう。本発明によれ
ば、気体燃料１１を用いる作動の場合、かかる超稀薄予
混合燃焼は、燃料を稀薄燃料／空気混合気の状態で燃料
マニホルド３４，３５を経て、中央燃料ノズル３３を包
囲している内側及び外側環状通路３０，３２内へ導入す
ることにより得られる。気体燃料１１が環状通路３０，
３２を通って流れているとき、環状通路の長さ及び乱流
を引き起こすスワール翼４８，５０の存在により、燃料
と空気の高い混合の度合いが促進される。マニホルド内
のポート４５，４６による燃料の広範囲な分布と共にか
かる混合により、結果として得られた燃料と空気の流れ
６６，６８は全体にわたり希薄燃空比を呈している。そ
の結果、ＮＯｘの生成を促進する局所的燃料濃厚領域が
存在しない。
【００２５】気体燃料は、４つの分布して配置されたデ
ュアル燃料ノズル３８を経て中間環状通路３１内に導入
される。このように燃料を導入することにより、従来用
いられていた単一源燃料ノズルにより得られる燃空比よ
りも稀薄な燃空比が得られ、従って火炎温度が低くなる
と共にＮＯｘの生成量が少なくなるが、ＮＯｘは通路３
０，３２内で得られる超稀薄予混合と関連したＮＯｘよ
りも高くなることが予想される。しかしながら、分布し
て配置されたデュアル燃料ノズル３８の主要は気体燃料
だけではなく油燃料について用いることができるという
利点がある。さらに、燃料ノズル３３だけではなくて分
布して配置された燃料ノズル３８、図１に示すカバープ
レート１１１を取り外し、予混合領域１４からノズルを
引き出すことにより保守のための交換が容易にできると
いうことは注目されるべきである。
【００２６】混合気６６，６７，６８は、環状通路３
０，３１，３２を通って流れた後、通路出口６３，６
４，６５を経て予混合領域１４から出て、図３に示すよ
うに燃焼器１０に流入する。燃焼領域１０内では、通路
３０，３１，３２からの稀薄混合気を中央燃料ノズル３
３からの火炎により着火し、それにより、燃料ノズルか
ら火炎を包囲する燃焼領域１０内の追加の同心状火炎前
面（flame front)を生じさせる。
【００２７】好ましい実施例では、気体燃料１１は環状
通路３０，３１，３２内に順次供給される。かくして、
タービン３に加わる負荷が増大すると、高温ガス９の温
度を一層高くする必要があるので、着火を達成するのに
中央燃料ノズル３３によって導入される燃料の他に追加
の気体燃料１１が当初において、その環状通路の直ぐ上
流側で燃料マニホルド３４を経て内側の環状通路３０に
のみ供給される。環状通路３０を通って流れる混合気を
着火させ、中央燃料ノズル３３からの火炎を包囲する燃
焼領域の一部内に環状の火炎を生じさせた後、着火温度
を一段と高くするため、燃料マニホルド３４により内側
環状通路３０に供給量を増加させるが、その環状通路内
の燃空比が所定の量、好ましい実施例では、重量を基準
として約０．０３５に達するまでにする。
【００２８】しかる後、気体燃料を燃料マニホルド３５
経由で外側環状通路３２に供給することにより負荷を一
層大きくし、それにより第１の環状火炎の周りに第２の
環状の火炎を生じさせる。第２の環状火炎に関して燃焼
を達成した後、内側環状通路３０内の燃料の量を減少さ
せるのがよく、従って内側通路内の燃空比が所定の量、
好ましくは０．０２よりも小さくなり、それにより一層
稀薄な状態で燃焼を維持できるようにする。追加の気体
燃料を、その燃空比が上記所定の量に達するまで外側環
状通路３２に供給する。
【００２９】さらにそれ以上負荷を増大させるには、気
体燃料を分布して配置された燃料ノズル３８経由で中間
環状通路３１に供給し、それにより第１の環状火炎の周
りに第３の環状火炎を生じさせる。この場合もまた、第
３の環状火炎に関して燃焼を達成した後、外側環状通路
３２内の燃料の量を減少させ、外側通路内の燃料／空気
比が所定の量、好ましくは０．０２よりも小さくなって
より稀薄な燃焼を維持できるようにする。この操作手順
の結果として、燃焼器６の着火温度が濃厚燃空比の流れ
を生じさせることなく高くなるので、火炎が燃焼領域１
０内に半径方向に延びることになる。このようにする
と、超稀薄燃料／空気混合気６６，６７，６８、従っ
て、ＮＯｘの低生成量を作動範囲全体に亘って維持でき
る。
【００３０】油燃料１２が用いられる場合、点火温度を
ある値を越えて高くするには、中央燃料ノズル３３内で
はなくて、中間環状通路３１の６つの分布して配置され
たデュアル燃料ノズル３８内に追加の油燃料１２を導入
する。上述のように、気体燃料を用いる場合には、中間
通路３１内に、内側及び外側環状通路内と同じ程の稀薄
燃空比を達成できないかもしれないが、中央燃料ノズル
３３だけについて用いた結果として得られるＮＯｘ生成
量よりもＮＯｘ生成量が少なくなるであろう。油燃料を
用いた場合、内側及び外側環状通路３０，３２内には燃
料を導入しない。
【００３１】それ以上の改良策として、本発明によれ
ば、燃料の性状にかかわらず、環状通路３０，３１，３
２を通って流れる稀薄混合気に関して燃焼を達成した
後、中央燃料ノズル３３に供給される燃料（その関連の
拡散タイプの燃焼による高ＮＯｘ生成量を伴う）を省く
ことができ、それによって稀薄予混合燃焼だけが利用さ
れるようにする。
【００３２】典型的には、中央燃料ノズル３３と関連し
た拡散火炎の火炎安定性を除き、本発明の燃焼器４が動
作する際の稀薄燃空比における燃料の火炎安定性は不良
であり、それにより吹き消え（blow-out）の恐れが生じ
る。しかしながら、本発明によれば、燃焼領域の中心に
中央拡散タイプの火炎を用い、そして混合気が予混合領
域１４から燃焼領域１０に入るときの混合気の突然の膨
張により良好な火炎安定性が達成される。突然の膨張に
より、火炎を定着させて吹き消えを阻止する傾向のある
再循環流の渦７４が生じる。
【００３３】突然の膨張は、予混合領域１４から燃焼領
域１０に向かう方向において流れ面積の直径の段階的な
変化により得られる。図３に示すように、予混合領域１
４の流面積（即ち、燃焼器４の軸線に対し垂直な平面内
の横断面積）は、外側通路３２の出口６５における外側
ライナー６２の内径Ａによって定まる。燃焼領域１０の
流れ面積はシェル１６の内径Ｂによって定まる。好まし
い実施例では、シェルの直径Ｂは外側ライナー６２の直
径Ａよりも少なくとも４０％大きく、それにより、所望
の火炎安定効果を得るに充分な程大きな急激な直径の増
大が確保される。
【００３４】図６及び図７は本発明による燃焼器８０の
もう一つの実施例を示している。この実施例では、予混
合領域８１は４つのライナー８３〜８６によって形成さ
れた３つの環状通路８８〜９０で構成されるデュアル燃
料ノズル１０３が前に述べた実施例と同様に中央に配置
されている。しかしながら、ノズル１０３は外側スリー
ブ７２を有しておらず、スワール翼５０も有していな
い。その代わりに、ノズル１０３はライナー８３によっ
て包囲されている。気体燃料は、中間通路８８及び外側
通路８８に、これら通路の周囲に分布して配置された複
数の半径方向に延びるスプレーバー９６，９７によって
それぞれ供給される。好ましい実施例では、６つのスプ
レーバー９６，９７は、気体燃料１１を円周方向に分配
するよう各環状通路内で用いられる。加うるに、燃料を
半径方向に分布させるよう各スプレーバーに沿って多く
のガス燃料吐出しポート９８，９９が形成されている。
さらに、図８に示す分布して配置されたデュアル燃料ノ
ズル３８′が、図１〜図５に示す実施例におけるような
中間通路内ではなくて、内側通路８８内に設けられてい
る。この実施例では、ライナー８３，８６は通路の出口
１００〜１０２のところにスロート又はのど部を形成す
るような形状になっている。これらのスロートにより、
上述の直径の急激な変化と共に火炎安定性を促進させる
ベンチュリー効果が生じてフラッシュバックが阻止され
る。加うるに、燃焼領域８７を包囲するシェル８２は、
吹出し冷却壁を有している。図９に示すように、少量の
冷却用空気をシェル８２に形成された数多くの小さな孔
９４を通って抜き、シェルの内面に沿って冷却空気のフ
ィルム９５を生じさせる。
【００３５】この実施例は、予混合領域８１が図６に想
像線で示すガスタービンケーシング２２を越えて延びな
いので既存のガスタービンへのレトロフィットに最適で
ある。
【００３６】
【図面の簡単な説明】
【図１】燃焼区分の近くに位置するガスタービンの一部
の縦断面図である。
【図２】図１に示す燃焼器の縦断面図であるが、蒸気冷
却ジャケットを追加した状態で示す図である。
【図３】図１に示す燃焼器の予混合部分の詳細図であ
る。
【図４】図３に示すＩＶ−ＩＶ線における横断面図であ
る。
【図５】フローバイドがバッフルから下流に延びる、図
３に示す燃焼器の予混合部分の一部の等角図である。
【図６】本発明による燃焼器の変形例を示す図である。
【図７】図６に示すＶＩＩ−ＶＩＩ線における横断面図
である。
【図８】符号ＶＩＩＩの四角で囲んだ図６の部分の詳細
図である。
【図９】符号ＩＸの四角で囲んだ図６の部分の詳細図で
ある。
【符号の説明】
１ ガスタービン ２ 圧縮機 ３ タービン ４ 燃焼器 ５ ダクト ６ 燃焼区分 ８ 圧縮空気 １０ 燃焼領域 １１ 気体燃料 １２ 油 １３ ケーシング １４ 予混合領域 １６ シェル ３０，３１，３２ 環状通路 ３３ 中央燃料ノズル ３４，３５ マニホルド ３８ 燃料ノズル ４７〜５０ スワール翼 ５１ バッフル ５４〜５７ 燃料ポート ６０〜６２ ライナー ８０ 燃焼器 ８１ 予混合領域 ８３〜８６ ライナー ８７ 燃焼領域 ８８〜９０ 通路 ９１〜９３ スワール翼
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.5 識別記号 庁内整理番号 ＦＩ 技術表示箇所 Ｆ２３Ｒ 3/36 7604−3Ｇ (72)発明者 デビッド ティー フォス アメリカ合衆国 フロリダ州 ウインタ ー・パーク ゴールデンロッド・ロード 3440 アパートメント 316

Claims (14)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 空気を圧縮する圧縮機、燃料を圧縮空気
    中で燃焼させることにより高温ガスを生じさせる燃焼
    器、及び燃焼器により生じた高温ガスを膨張させるター
    ビンを含むガスタービンにおいて、前記燃焼器が、燃焼
    領域と、液体燃料を放出する第１の放出ポート及び気体
    燃料を放出する第２の放出ポートを有していて、燃焼領
    域と連通状態にある中央に配置された第１の燃料ノズル
    と、第１の燃料ノズルを包囲すると共に燃焼領域と連通
    状態にある第１及び第２の同心状に配置された環状通路
    と、液体燃料を第１の環状通路内へ導入して液体燃料を
    第１の環状通路に沿ってぐるりと円周方向に分配するた
    めの液体燃料導入手段と、気体燃料を第２の環状通路内
    へ導入して気体燃料を第２の環状通路に沿ってぐるりと
    円周方向に分配するための第１の気体燃料導入手段とを
    有することを特徴とするガスタービン。
  2. 【請求項２】 気体燃料を第１の環状通路内へ導入して
    気体燃料を第１の環状通路に沿ってぐるりと円周方向に
    分配するための第２の気体燃料導入手段を更に有するこ
    とを特徴とする請求項１のガスタービン。
  3. 【請求項３】 複数の第２の燃料ノズルが第１の環状通
    路に沿ってぐるりと円周方向に分布して配置され、第２
    の気体燃料導入手段は第２の燃料ノズルの各々に形成さ
    れた第１の気体燃料放出ポートを含み、液体燃料導入手
    段は第２の燃料ノズルの各々に形成された第２の液体燃
    料放出ポートを含むことを特徴とする請求項２のガスタ
    ービン。
  4. 【請求項４】 複数の第１のスワール翼が第２の燃料ノ
    ズルの各々の周りに円周方向に分布して配置されている
    ことを特徴とする請求項３のガスタービン。
  5. 【請求項５】 第１の環状通路は圧縮機と連通状態の入
    口を有し、それにより該入口は圧縮機からの圧縮空気の
    第１の部分を受け入れ、第１のスワール翼は第１の環状
    通路の下流側で、且つ第１の気体燃料放出ポートと燃焼
    領域との間に配置されており、それにより第１のスワー
    ル翼は、圧縮機空気の前記第１の部分と第１の気体燃料
    放出ポートからの気体燃料との予混合を生じさせ、その
    後に圧縮空気と気体燃料が燃焼領域内へ入るようにする
    ことを特徴とする請求項４のガスタービン。
  6. 【請求項６】 複数の第２のスワール翼が第２の環状通
    路の周りに円周方向に分布して配置され、第１の気体燃
    料導入手段は第２の環状通路内に円周方向に配列された
    複数の第２の気体燃料放出ポートを含み、第２の環状通
    路は圧縮機と連通状態の入口を有し、それにより該入口
    は圧縮機からの圧縮空気の第１の部分を受け入れ、第２
    のスワール翼は第２の気体燃料放出ポートと燃焼領域と
    の間に配置されており、それにより第２のスワール翼
    は、圧縮機空気の前記第２の部分と第２の気体燃料放出
    ポートからの気体燃料との予混合を生じさせ、その後
    に、圧縮空気の第２の部分と気体燃料が燃焼領域内へ入
    るようにすることを特徴とする請求項４のガスタービ
    ン。
  7. 【請求項７】 第１及び第２の環状通路に対して同心状
    に配置され、第１の燃料ノズルを包囲すると共に燃焼領
    域と連通状態にある第３の環状通路と、気体燃料を第３
    の環状通路内へ導入して気体燃料を第３の環状通路に沿
    ってぐるりと円周方向に分配するための第３の気体燃料
    導入手段と、第３の環状通路に沿ってぐるりと円周方向
    に分布して配置された複数の第３のスワール翼とを更に
    有し、第３の気体燃料導入手段は、第３の環状通路内に
    円周方向に配列された複数の第３の気体燃料放出ポート
    を含み、第３の環状通路は圧縮機と連通状態の入口を有
    し、それにより該入口は圧縮機からの圧縮空気の第３の
    部分を受け入れ、第３のスワール翼は第３の気体燃料放
    出ポートと燃焼領域との間に配置されており、それによ
    り第３のスワール翼は、圧縮機空気の前記第３の部分と
    第３の気体燃料放出ポートからの気体燃料との予混合を
    生じさせ、その後に、圧縮空気の第３の部分と気体燃料
    が燃焼領域内へ入るようにすることを特徴とする請求項
    ６のガスタービン。
  8. 【請求項８】 気体燃料導入手段は、第１の環状通路内
    に円周方向に配列された複数の燃料ノズルを含み、該燃
    料ノズルの各々には液体燃料放出ポートが形成されてい
    ることを特徴とする請求項１〜７のうちいずれか一つの
    ガスタービン。
  9. 【請求項９】 第１の気体燃料導入手段は、第２の環状
    通路内に円周方向に配列された複数の気体燃料放出ポー
    トを含むことを特徴とする請求項１又は６のガスタービ
    ン。
  10. 【請求項１０】 第１の気体燃料導入手段は、第２の環
    状通路の周りに延びるドーナッツ形気体燃料マニホルド
    を含み、前記気体燃料放出ポートはドーナッツ形気体燃
    料マニホルドの周りに分布して配置されていることを特
    徴とする請求項９のガスタービン。
  11. 【請求項１１】 第３の環状通路が第１の環状通路及び
    第２の環状通路と同心状に配置されており、第３の環状
    通路は第１の燃料ノズルを包囲すると共に燃焼領域と連
    通状態にあることを特徴とする請求項１のガスタービ
    ン。
  12. 【請求項１２】 気体燃料を第３の環状通路内へ導入し
    て気体燃料を第３の環状通路に沿ってぐるりと円周方向
    に分配するための手段を更に有することを特徴とする請
    求項１１のガスタービン。
  13. 【請求項１３】 第３の環状通路は第１及び第２の環状
    通路を包囲していることを特徴とする請求項１２のガス
    タービン。
  14. 【請求項１４】 第１の環状通路は第２の環状通路と第
    ３の環状通路との間に配置されていることを特徴とする
    請求項１３のガスタービン。
JP6143980A 1993-06-01 1994-06-01 ガスタービン Withdrawn JPH06347040A (ja)

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TW (1) TW262518B (ja)

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH08261465A (ja) * 1995-03-27 1996-10-11 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン
JP2005345095A (ja) * 2004-06-04 2005-12-15 General Electric Co <Ge> 低エミッションガスタービン発電のための方法及び装置
JP2006112776A (ja) * 2004-10-14 2006-04-27 General Electric Co <Ge> 低コスト二元燃料燃焼器及び関連する方法
JP2010038538A (ja) * 2008-08-04 2010-02-18 Siemens Ag 旋回翼および旋回翼装置
KR101041466B1 (ko) * 2008-12-05 2011-06-16 두산중공업 주식회사 다수 연료혼합장치가 구비된 가스터빈 저공해 연소기
JP2011220670A (ja) * 2010-04-06 2011-11-04 General Electric Co <Ge> セグメント式環状リングマニホルド四元燃料分配器
JP2011220669A (ja) * 2010-04-06 2011-11-04 General Electric Co <Ge> 環状リングマニホルド四次燃料分配器
CN103256631A (zh) * 2012-02-15 2013-08-21 通用电气公司 至端帽的外部燃料喷嘴进口流动调节器的接口
KR20180118169A (ko) * 2016-03-30 2018-10-30 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 연소기 및 가스 터빈

Families Citing this family (135)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2954480B2 (ja) * 1994-04-08 1999-09-27 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器
GB9410233D0 (en) 1994-05-21 1994-07-06 Rolls Royce Plc A gas turbine engine combustion chamber
US5415000A (en) * 1994-06-13 1995-05-16 Westinghouse Electric Corporation Low NOx combustor retro-fit system for gas turbines
US5943866A (en) * 1994-10-03 1999-08-31 General Electric Company Dynamically uncoupled low NOx combustor having multiple premixers with axial staging
US5657632A (en) * 1994-11-10 1997-08-19 Westinghouse Electric Corporation Dual fuel gas turbine combustor
DE19524213A1 (de) * 1995-07-03 1997-01-09 Abb Management Ag Brennstoffzuführung für Gasturbinen mit Ringbrennkammer
US5647215A (en) * 1995-11-07 1997-07-15 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine combustor with turbulence enhanced mixing fuel injectors
JP2858104B2 (ja) * 1996-02-05 1999-02-17 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
DE19610930A1 (de) * 1996-03-20 1997-09-25 Abb Research Ltd Brenner für einen Wärmeerzeuger
DE19614001A1 (de) * 1996-04-09 1997-10-16 Abb Research Ltd Brennkammer
US5797268A (en) * 1996-07-05 1998-08-25 Westinghouse Electric Corporation Partially swirled multi-swirl combustor plate and chimneys
US5927076A (en) * 1996-10-22 1999-07-27 Westinghouse Electric Corporation Multiple venturi ultra-low nox combustor
WO1998040670A1 (en) * 1997-03-13 1998-09-17 Westinghouse Electric Corporation AN IMPROVED COMBUSTOR FOR LOW CO, LOW NOx FORMATION
US5983642A (en) * 1997-10-13 1999-11-16 Siemens Westinghouse Power Corporation Combustor with two stage primary fuel tube with concentric members and flow regulating
US6109038A (en) * 1998-01-21 2000-08-29 Siemens Westinghouse Power Corporation Combustor with two stage primary fuel assembly
GB2333832A (en) * 1998-01-31 1999-08-04 Europ Gas Turbines Ltd Multi-fuel gas turbine engine combustor
US6038861A (en) * 1998-06-10 2000-03-21 Siemens Westinghouse Power Corporation Main stage fuel mixer with premixing transition for dry low Nox (DLN) combustors
US6082111A (en) * 1998-06-11 2000-07-04 Siemens Westinghouse Power Corporation Annular premix section for dry low-NOx combustors
SE514341C2 (sv) * 1998-06-18 2001-02-12 Abb Ab Förfarande för start av en brännaranordning till en gasturbin
US6092363A (en) * 1998-06-19 2000-07-25 Siemens Westinghouse Power Corporation Low Nox combustor having dual fuel injection system
US6598383B1 (en) * 1999-12-08 2003-07-29 General Electric Co. Fuel system configuration and method for staging fuel for gas turbines utilizing both gaseous and liquid fuels
JP2001254946A (ja) 2000-03-14 2001-09-21 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン燃焼器
US6575734B1 (en) * 2000-08-30 2003-06-10 Gencor Industries, Inc. Low emissions burner with premix flame stabilized by a diffusion flame
JP2002349854A (ja) * 2001-05-30 2002-12-04 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン燃焼器のパイロットノズルおよび供給路変換器
US6539721B2 (en) 2001-07-10 2003-04-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas-liquid premixer
US6530222B2 (en) 2001-07-13 2003-03-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Swirled diffusion dump combustor
JP2003028425A (ja) * 2001-07-17 2003-01-29 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 予混合燃焼器のパイロットバーナー、予混合燃焼器、およびガスタービン
US6543235B1 (en) 2001-08-08 2003-04-08 Cfd Research Corporation Single-circuit fuel injector for gas turbine combustors
US6640548B2 (en) 2001-09-26 2003-11-04 Siemens Westinghouse Power Corporation Apparatus and method for combusting low quality fuel
US6666029B2 (en) 2001-12-06 2003-12-23 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine pilot burner and method
ITMI20012781A1 (it) * 2001-12-21 2003-06-21 Nuovo Pignone Spa Assieme migliorato di camera di pre miscelamento e di camera di combustione, a basse emissioni inquinanti per turbine a gas con combustibile
JP4134311B2 (ja) * 2002-03-08 2008-08-20 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
US6848260B2 (en) * 2002-09-23 2005-02-01 Siemens Westinghouse Power Corporation Premixed pilot burner for a combustion turbine engine
MXPA05003786A (es) * 2002-10-10 2005-11-17 Combustion Sci & Eng Inc Sistema para la evaporacion de combustibles liquidos para la combustion y metodo de uso.
US7080515B2 (en) * 2002-12-23 2006-07-25 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine can annular combustor
JP3944609B2 (ja) * 2003-12-16 2007-07-11 川崎重工業株式会社 燃料ノズル
JP2005309847A (ja) * 2004-04-22 2005-11-04 Sharp Corp データ処理装置
US7350357B2 (en) * 2004-05-11 2008-04-01 United Technologies Corporation Nozzle
JP4070758B2 (ja) * 2004-09-10 2008-04-02 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
US20060107667A1 (en) * 2004-11-22 2006-05-25 Haynes Joel M Trapped vortex combustor cavity manifold for gas turbine engine
DK1825194T3 (da) 2004-12-08 2021-04-12 Lpp Comb Llc Fremgangsmåde og anordning til konditionering af flydende carbonhydridbrændstoffer
US7464555B2 (en) * 2005-05-05 2008-12-16 Siemens Energy, Inc. Catalytic combustor for integrated gasification combined cycle power plant
DE102005062079A1 (de) 2005-12-22 2007-07-12 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Magervormischbrenner mit einer Zerstäuberlippe
US7523614B2 (en) * 2006-02-27 2009-04-28 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Combustor
US8529646B2 (en) 2006-05-01 2013-09-10 Lpp Combustion Llc Integrated system and method for production and vaporization of liquid hydrocarbon fuels for combustion
CN101688670B (zh) * 2007-07-09 2013-05-15 西门子公司 燃气轮机燃烧器
US20090211255A1 (en) * 2008-02-21 2009-08-27 General Electric Company Gas turbine combustor flame stabilizer
WO2009121008A2 (en) 2008-03-28 2009-10-01 Exxonmobil Upstream Research Company Low emission power generation and hydrocarbon recovery systems and methods
WO2009120779A2 (en) 2008-03-28 2009-10-01 Exxonmobil Upstream Research Company Low emission power generation and hydrocarbon recovery systems and methods
EP2107313A1 (en) * 2008-04-01 2009-10-07 Siemens Aktiengesellschaft Fuel staging in a burner
EP2312215A1 (de) * 2008-10-01 2011-04-20 Siemens Aktiengesellschaft Brenner und Verfahren zum Betrieb eines Brenners
EP2344738B1 (en) 2008-10-14 2019-04-03 Exxonmobil Upstream Research Company Method and system for controlling the products of combustion
KR101049359B1 (ko) * 2008-10-31 2011-07-13 한국전력공사 삼중 스월형 가스터빈 연소기
EP2270398A1 (de) * 2009-06-30 2011-01-05 Siemens Aktiengesellschaft Brenner, insbesondere für Gasturbinen
US8365536B2 (en) * 2009-09-21 2013-02-05 General Electric Company Dual fuel combustor nozzle for a turbomachine
MY158169A (en) 2009-11-12 2016-09-15 Exxonmobil Upstream Res Co Low emission power generation and hydrocarbon recovery systems and methods
MX341981B (es) 2010-07-02 2016-09-08 Exxonmobil Upstream Res Company * Combustion estequiometrica con recirculacion de gas de escape y enfriador de contacto directo.
MX354587B (es) 2010-07-02 2018-03-12 Exxonmobil Upstream Res Company Star Combustión estequiométrica de aire enriquecido con recirculación de gas de escape.
CN102985665A (zh) 2010-07-02 2013-03-20 埃克森美孚上游研究公司 低排放三循环动力产生系统和方法
BR112012031512A2 (pt) 2010-07-02 2016-11-08 Exxonmobil Upstream Res Co sistemas e processos de geração de energia de baixa emissão
US9003804B2 (en) * 2010-11-24 2015-04-14 Delavan Inc Multipoint injectors with auxiliary stage
US8899048B2 (en) * 2010-11-24 2014-12-02 Delavan Inc. Low calorific value fuel combustion systems for gas turbine engines
WO2012090071A2 (en) 2010-12-30 2012-07-05 Royce Power Engineering Plc Method and apparatus for isolating inactive fluid passages
US8365534B2 (en) 2011-03-15 2013-02-05 General Electric Company Gas turbine combustor having a fuel nozzle for flame anchoring
TWI563166B (en) 2011-03-22 2016-12-21 Exxonmobil Upstream Res Co Integrated generation systems and methods for generating power
TWI564474B (zh) 2011-03-22 2017-01-01 艾克頌美孚上游研究公司 於渦輪系統中控制化學計量燃燒的整合系統和使用彼之產生動力的方法
TWI563165B (en) 2011-03-22 2016-12-21 Exxonmobil Upstream Res Co Power generation system and method for generating power
TWI593872B (zh) 2011-03-22 2017-08-01 艾克頌美孚上游研究公司 整合系統及產生動力之方法
RU2011115528A (ru) * 2011-04-21 2012-10-27 Дженерал Электрик Компани (US) Топливная форсунка, камера сгорания и способ работы камеры сгорания
EP2551470A1 (de) * 2011-07-26 2013-01-30 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Hochfahren einer stationären Gasturbine
US20130091848A1 (en) * 2011-10-14 2013-04-18 General Electric Company Annular flow conditioning member for gas turbomachine combustor assembly
US8955329B2 (en) 2011-10-21 2015-02-17 General Electric Company Diffusion nozzles for low-oxygen fuel nozzle assembly and method
US9810050B2 (en) 2011-12-20 2017-11-07 Exxonmobil Upstream Research Company Enhanced coal-bed methane production
US9003806B2 (en) * 2012-03-05 2015-04-14 General Electric Company Method of operating a combustor from a liquid fuel to a gas fuel operation
US9353682B2 (en) 2012-04-12 2016-05-31 General Electric Company Methods, systems and apparatus relating to combustion turbine power plants with exhaust gas recirculation
US10273880B2 (en) 2012-04-26 2019-04-30 General Electric Company System and method of recirculating exhaust gas for use in a plurality of flow paths in a gas turbine engine
US9784185B2 (en) 2012-04-26 2017-10-10 General Electric Company System and method for cooling a gas turbine with an exhaust gas provided by the gas turbine
US9366432B2 (en) 2012-05-17 2016-06-14 Capstone Turbine Corporation Multistaged lean prevaporizing premixing fuel injector
EP2719953A3 (en) * 2012-10-09 2018-01-03 Delavan Inc. Multipoint injectors with auxiliary stage
US10138815B2 (en) 2012-11-02 2018-11-27 General Electric Company System and method for diffusion combustion in a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system
US9611756B2 (en) 2012-11-02 2017-04-04 General Electric Company System and method for protecting components in a gas turbine engine with exhaust gas recirculation
US10215412B2 (en) 2012-11-02 2019-02-26 General Electric Company System and method for load control with diffusion combustion in a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system
US10107495B2 (en) 2012-11-02 2018-10-23 General Electric Company Gas turbine combustor control system for stoichiometric combustion in the presence of a diluent
US9631815B2 (en) 2012-12-28 2017-04-25 General Electric Company System and method for a turbine combustor
US9599070B2 (en) 2012-11-02 2017-03-21 General Electric Company System and method for oxidant compression in a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system
US9869279B2 (en) 2012-11-02 2018-01-16 General Electric Company System and method for a multi-wall turbine combustor
US9803865B2 (en) 2012-12-28 2017-10-31 General Electric Company System and method for a turbine combustor
US9708977B2 (en) 2012-12-28 2017-07-18 General Electric Company System and method for reheat in gas turbine with exhaust gas recirculation
US9574496B2 (en) 2012-12-28 2017-02-21 General Electric Company System and method for a turbine combustor
US9677766B2 (en) * 2012-11-28 2017-06-13 General Electric Company Fuel nozzle for use in a turbine engine and method of assembly
US10208677B2 (en) 2012-12-31 2019-02-19 General Electric Company Gas turbine load control system
US9581081B2 (en) 2013-01-13 2017-02-28 General Electric Company System and method for protecting components in a gas turbine engine with exhaust gas recirculation
US9512759B2 (en) 2013-02-06 2016-12-06 General Electric Company System and method for catalyst heat utilization for gas turbine with exhaust gas recirculation
US9938861B2 (en) 2013-02-21 2018-04-10 Exxonmobil Upstream Research Company Fuel combusting method
TW201502356A (zh) 2013-02-21 2015-01-16 Exxonmobil Upstream Res Co 氣渦輪機排氣中氧之減少
WO2014133406A1 (en) 2013-02-28 2014-09-04 General Electric Company System and method for a turbine combustor
WO2014137648A1 (en) 2013-03-08 2014-09-12 Exxonmobil Upstream Research Company Power generation and methane recovery from methane hydrates
US9618261B2 (en) 2013-03-08 2017-04-11 Exxonmobil Upstream Research Company Power generation and LNG production
US20140250945A1 (en) 2013-03-08 2014-09-11 Richard A. Huntington Carbon Dioxide Recovery
TW201500635A (zh) 2013-03-08 2015-01-01 Exxonmobil Upstream Res Co 處理廢氣以供用於提高油回收
US9377202B2 (en) 2013-03-15 2016-06-28 General Electric Company System and method for fuel blending and control in gas turbines
US9382850B2 (en) 2013-03-21 2016-07-05 General Electric Company System and method for controlled fuel blending in gas turbines
US9835089B2 (en) 2013-06-28 2017-12-05 General Electric Company System and method for a fuel nozzle
US9617914B2 (en) 2013-06-28 2017-04-11 General Electric Company Systems and methods for monitoring gas turbine systems having exhaust gas recirculation
TWI654368B (zh) 2013-06-28 2019-03-21 美商艾克頌美孚上游研究公司 用於控制在廢氣再循環氣渦輪機系統中的廢氣流之系統、方法與媒體
US9631542B2 (en) 2013-06-28 2017-04-25 General Electric Company System and method for exhausting combustion gases from gas turbine engines
US9903588B2 (en) 2013-07-30 2018-02-27 General Electric Company System and method for barrier in passage of combustor of gas turbine engine with exhaust gas recirculation
US9587510B2 (en) 2013-07-30 2017-03-07 General Electric Company System and method for a gas turbine engine sensor
US9951658B2 (en) 2013-07-31 2018-04-24 General Electric Company System and method for an oxidant heating system
US9416975B2 (en) * 2013-09-04 2016-08-16 General Electric Company Dual fuel combustor for a gas turbine engine including a toroidal injection manifold with inner and outer sleeves
US10030588B2 (en) 2013-12-04 2018-07-24 General Electric Company Gas turbine combustor diagnostic system and method
US9752458B2 (en) 2013-12-04 2017-09-05 General Electric Company System and method for a gas turbine engine
US10227920B2 (en) 2014-01-15 2019-03-12 General Electric Company Gas turbine oxidant separation system
US9915200B2 (en) 2014-01-21 2018-03-13 General Electric Company System and method for controlling the combustion process in a gas turbine operating with exhaust gas recirculation
US9863267B2 (en) 2014-01-21 2018-01-09 General Electric Company System and method of control for a gas turbine engine
US10079564B2 (en) 2014-01-27 2018-09-18 General Electric Company System and method for a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system
US10047633B2 (en) 2014-05-16 2018-08-14 General Electric Company Bearing housing
US9885290B2 (en) 2014-06-30 2018-02-06 General Electric Company Erosion suppression system and method in an exhaust gas recirculation gas turbine system
US10060359B2 (en) 2014-06-30 2018-08-28 General Electric Company Method and system for combustion control for gas turbine system with exhaust gas recirculation
US10655542B2 (en) 2014-06-30 2020-05-19 General Electric Company Method and system for startup of gas turbine system drive trains with exhaust gas recirculation
US10184664B2 (en) 2014-08-01 2019-01-22 Capstone Turbine Corporation Fuel injector for high flame speed fuel combustion
US9819292B2 (en) 2014-12-31 2017-11-14 General Electric Company Systems and methods to respond to grid overfrequency events for a stoichiometric exhaust recirculation gas turbine
US9869247B2 (en) 2014-12-31 2018-01-16 General Electric Company Systems and methods of estimating a combustion equivalence ratio in a gas turbine with exhaust gas recirculation
US10788212B2 (en) 2015-01-12 2020-09-29 General Electric Company System and method for an oxidant passageway in a gas turbine system with exhaust gas recirculation
US10094566B2 (en) 2015-02-04 2018-10-09 General Electric Company Systems and methods for high volumetric oxidant flow in gas turbine engine with exhaust gas recirculation
US10253690B2 (en) 2015-02-04 2019-04-09 General Electric Company Turbine system with exhaust gas recirculation, separation and extraction
US10316746B2 (en) 2015-02-04 2019-06-11 General Electric Company Turbine system with exhaust gas recirculation, separation and extraction
US10267270B2 (en) 2015-02-06 2019-04-23 General Electric Company Systems and methods for carbon black production with a gas turbine engine having exhaust gas recirculation
US10145269B2 (en) 2015-03-04 2018-12-04 General Electric Company System and method for cooling discharge flow
US10480792B2 (en) 2015-03-06 2019-11-19 General Electric Company Fuel staging in a gas turbine engine
RU2015156419A (ru) 2015-12-28 2017-07-04 Дженерал Электрик Компани Узел топливной форсунки, выполненный со стабилизатором пламени предварительно перемешанной смеси
US10502425B2 (en) * 2016-06-03 2019-12-10 General Electric Company Contoured shroud swirling pre-mix fuel injector assembly
US10746101B2 (en) 2017-06-13 2020-08-18 General Electric Company Annular fuel manifold with a deflector
JP7165545B2 (ja) 2018-09-25 2022-11-04 三菱重工業株式会社 ガスタービン用燃焼器
US11326521B2 (en) * 2020-06-30 2022-05-10 General Electric Company Methods of igniting liquid fuel in a turbomachine

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1099959A (en) * 1965-10-28 1968-01-17 Janos Miklos Beer Improvements in or relating to burners for pulverised coal or like solid fuel or for liquid or gaseous fuel
GB1284439A (en) * 1969-12-09 1972-08-09 Rolls Royce Fuel injector for a gas turbine engine
GB1377184A (en) * 1971-02-02 1974-12-11 Secr Defence Gas turbine engine combustion apparatus
GB1421399A (en) * 1972-11-13 1976-01-14 Snecma Fuel injectors
US3958416A (en) * 1974-12-12 1976-05-25 General Motors Corporation Combustion apparatus
JPS53162647U (ja) * 1977-05-25 1978-12-20
JPS56119423A (en) * 1980-02-25 1981-09-19 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Combustion method of combustor for gas turbine
FR2522393B1 (fr) * 1982-02-26 1990-02-02 Chugai Ro Kogyo Kaisha Ltd Bruleur de combustible liquide a reglage par action proportionnelle
JPS59173633A (ja) * 1983-03-22 1984-10-01 Hitachi Ltd ガスタ−ビン燃焼器
JP2644745B2 (ja) * 1987-03-06 1997-08-25 株式会社日立製作所 ガスタービン用燃焼器
JP2528894B2 (ja) * 1987-09-04 1996-08-28 株式会社日立製作所 ガスタ―ビン燃焼器
JPH0293210A (ja) * 1988-09-30 1990-04-04 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器
US5044559A (en) * 1988-11-02 1991-09-03 United Technologies Corporation Gas assisted liquid atomizer
JP2865684B2 (ja) * 1989-01-06 1999-03-08 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器
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
US5127221A (en) * 1990-05-03 1992-07-07 General Electric Company Transpiration cooled throat section for low nox combustor and related process
US5235814A (en) * 1991-08-01 1993-08-17 General Electric Company Flashback resistant fuel staged premixed combustor
US5218824A (en) * 1992-06-25 1993-06-15 Solar Turbines Incorporated Low emission combustion nozzle for use with a gas turbine engine
US5237812A (en) * 1992-10-07 1993-08-24 Westinghouse Electric Corp. Auto-ignition system for premixed gas turbine combustors

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH08261465A (ja) * 1995-03-27 1996-10-11 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン
JP2005345095A (ja) * 2004-06-04 2005-12-15 General Electric Co <Ge> 低エミッションガスタービン発電のための方法及び装置
JP2006112776A (ja) * 2004-10-14 2006-04-27 General Electric Co <Ge> 低コスト二元燃料燃焼器及び関連する方法
JP2010038538A (ja) * 2008-08-04 2010-02-18 Siemens Ag 旋回翼および旋回翼装置
KR101041466B1 (ko) * 2008-12-05 2011-06-16 두산중공업 주식회사 다수 연료혼합장치가 구비된 가스터빈 저공해 연소기
JP2011220670A (ja) * 2010-04-06 2011-11-04 General Electric Co <Ge> セグメント式環状リングマニホルド四元燃料分配器
JP2011220669A (ja) * 2010-04-06 2011-11-04 General Electric Co <Ge> 環状リングマニホルド四次燃料分配器
CN103256631A (zh) * 2012-02-15 2013-08-21 通用电气公司 至端帽的外部燃料喷嘴进口流动调节器的接口
KR20180118169A (ko) * 2016-03-30 2018-10-30 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 연소기 및 가스 터빈

Also Published As

Publication number Publication date
US5359847B1 (en) 1996-04-09
DE69409428T2 (de) 1998-11-05
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DE69409428D1 (de) 1998-05-14
US5359847A (en) 1994-11-01
EP0627596B1 (en) 1998-04-08
CA2124762A1 (en) 1994-12-02

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