JPH07180835A - ガスタービン - Google Patents
ガスタービンInfo
- Publication number
- JPH07180835A JPH07180835A JP6289135A JP28913594A JPH07180835A JP H07180835 A JPH07180835 A JP H07180835A JP 6289135 A JP6289135 A JP 6289135A JP 28913594 A JP28913594 A JP 28913594A JP H07180835 A JPH07180835 A JP H07180835A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- swirl
- fuel
- gas turbine
- liner
- air
- 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.)
- Withdrawn
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- 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
- F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN A CARRIER GAS OR AIR
- F23C7/00—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply
- F23C7/002—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply the air being submitted to a rotary or spinning motion
- F23C7/004—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply the air being submitted to a rotary or spinning motion using vanes
- F23C7/006—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply the air being submitted to a rotary or spinning motion using vanes adjustable
-
- 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
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/26—Controlling the air flow
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 調節可能なスワール翼を備えていて、二次予
混合領域内へ燃料を正確に導入でき、しかも燃焼領域を
包囲しているライナを適切に冷却できるデュアル燃料形
ガスタービン燃焼器を提供する。 【構成】 ガスタービン燃焼器は、2つの通路(90,92)
を含む空気入口を有し、各通路には、回転自在なスワー
ル翼(84,86)が円周方向列状に設けられている。中間ラ
イナ(42)と外側ライナ(40)が外側環状通路(68)を
形成し、この外側環状通路内には、半径方向に差し向け
られた二次燃料ペグ(76)が設けられる。中間ライナ
(42)と内側ライナ(44)が内側環状通路(70)を形成
し、冷却用空気がこの内側環状通路内に供給される。円
周方向に延びる有孔バッフル(80)が内側環状通路内に
設けられていて、冷却用空気を、内側ライナ上を流れる
よう差し向ける。
混合領域内へ燃料を正確に導入でき、しかも燃焼領域を
包囲しているライナを適切に冷却できるデュアル燃料形
ガスタービン燃焼器を提供する。 【構成】 ガスタービン燃焼器は、2つの通路(90,92)
を含む空気入口を有し、各通路には、回転自在なスワー
ル翼(84,86)が円周方向列状に設けられている。中間ラ
イナ(42)と外側ライナ(40)が外側環状通路(68)を
形成し、この外側環状通路内には、半径方向に差し向け
られた二次燃料ペグ(76)が設けられる。中間ライナ
(42)と内側ライナ(44)が内側環状通路(70)を形成
し、冷却用空気がこの内側環状通路内に供給される。円
周方向に延びる有孔バッフル(80)が内側環状通路内に
設けられていて、冷却用空気を、内側ライナ上を流れる
よう差し向ける。
Description
【0001】
【産業上の利用分野】本発明は、燃料を圧縮機空気中で
燃焼させる燃焼器に関する。本発明は特に、ガスタービ
ン用の低NOx燃焼器に関する。
燃焼させる燃焼器に関する。本発明は特に、ガスタービ
ン用の低NOx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
せるプライマリ又は一次燃焼領域を有していた。一次燃
焼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、一次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。
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
せるプライマリ又は一次燃焼領域を有していた。一次燃
焼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、一次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、一次燃焼領域中
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(NOx)
の生成が促進された。希薄燃空比で燃焼を行うと、NO
x生成量が減少することは知られている。しかしなが
ら、かかる希薄混合気を得るためには、燃料を広範囲に
分布させ、燃焼用空気中へ非常に良く混合しなければな
らない。これを達成するには、ガス燃料の場合には環状
部の周囲に分布して設けられた燃料噴射管を用いて燃料
を一次環状空気入口と二次環状空気入口の両方に導入す
る。
ほぼ理論混合気を用いると、結果的に、一次燃焼領域中
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(NOx)
の生成が促進された。希薄燃空比で燃焼を行うと、NO
x生成量が減少することは知られている。しかしなが
ら、かかる希薄混合気を得るためには、燃料を広範囲に
分布させ、燃焼用空気中へ非常に良く混合しなければな
らない。これを達成するには、ガス燃料の場合には環状
部の周囲に分布して設けられた燃料噴射管を用いて燃料
を一次環状空気入口と二次環状空気入口の両方に導入す
る。
【0004】一次空気入口の空気を2つき流れに分ける
ために別個の通路を用いると、燃料と空気の混合を促進
できることが分かった。これら通路の周囲に分布して設
けられた多数のスワール翼で構成される半径方向スワー
ラは、燃料と空気の混合を助けるスワール角度を空気に
与える。各一次空気入口通路内のスワーラは、互いに反
対側に位置し、したがって、予混合領域から出ている空
気の正味のスワール角度はほんの僅かになる。かかる燃
焼器は米国機械工学協会発行のウィリス氏等著「Indust
rial RB211 Dry Low Emission Combustion」(1993
年5月)に開示されている。
ために別個の通路を用いると、燃料と空気の混合を促進
できることが分かった。これら通路の周囲に分布して設
けられた多数のスワール翼で構成される半径方向スワー
ラは、燃料と空気の混合を助けるスワール角度を空気に
与える。各一次空気入口通路内のスワーラは、互いに反
対側に位置し、したがって、予混合領域から出ている空
気の正味のスワール角度はほんの僅かになる。かかる燃
焼器は米国機械工学協会発行のウィリス氏等著「Indust
rial RB211 Dry Low Emission Combustion」(1993
年5月)に開示されている。
【0005】残念なことながら、かかる燃焼器には種々
の欠点がある。第1の欠点として、スワール翼は一体成
形されて一次空気入口組立体にされ、いったん燃焼器を
製造すると、スワール角度の変更は困難になる。これに
より、スワール条件を最適化することは困難である。そ
の理由は、燃焼器設計者が、最小限の圧力降下で最適な
結果を達成するために、空気に与えられるべき特定のス
ワール角度を前もって予測することはできないからであ
る。第2の欠点として、燃料の導入にあたりもっぱら燃
料噴射管を用いているので、かかる燃焼器内で液体燃料
を燃焼させることはできない。第3の欠点として、燃料
を二次空気入口通路内へ導入する燃料噴射管は軸方向に
差し向けられると共に通路の入口の上流側に位置してい
る。この結果、燃料の一部が二次空気入口通路に流入せ
ず、それにより燃料にさらされる燃焼器の構成部品の汚
損が生じる。第4の欠点として、一次燃焼領域を包囲す
る内側ライナは特にその出口縁部が過熱作用及び劣化作
用を受ける。
の欠点がある。第1の欠点として、スワール翼は一体成
形されて一次空気入口組立体にされ、いったん燃焼器を
製造すると、スワール角度の変更は困難になる。これに
より、スワール条件を最適化することは困難である。そ
の理由は、燃焼器設計者が、最小限の圧力降下で最適な
結果を達成するために、空気に与えられるべき特定のス
ワール角度を前もって予測することはできないからであ
る。第2の欠点として、燃料の導入にあたりもっぱら燃
料噴射管を用いているので、かかる燃焼器内で液体燃料
を燃焼させることはできない。第3の欠点として、燃料
を二次空気入口通路内へ導入する燃料噴射管は軸方向に
差し向けられると共に通路の入口の上流側に位置してい
る。この結果、燃料の一部が二次空気入口通路に流入せ
ず、それにより燃料にさらされる燃焼器の構成部品の汚
損が生じる。第4の欠点として、一次燃焼領域を包囲す
る内側ライナは特にその出口縁部が過熱作用及び劣化作
用を受ける。
【0006】したがって、本発明の目的は、調節可能な
スワール翼を備えていて、二次予混合領域内へ燃料を正
確に導入でき、しかも燃焼領域を包囲しているライナを
適切に冷却できるデュアル燃料形ガスタービン燃焼器を
提供することにある。
スワール翼を備えていて、二次予混合領域内へ燃料を正
確に導入でき、しかも燃焼領域を包囲しているライナを
適切に冷却できるデュアル燃料形ガスタービン燃焼器を
提供することにある。
【0007】
【課題を解決するための手段】この目的を考慮して、本
発明の要旨は、圧縮空気を生じさせる圧縮機区分と、圧
縮機区分と空気流連通状態にある第1及び第2の環状通
路を含む空気入口を備えた燃焼器を含み、圧縮空気を加
熱する燃焼器区分とを有するガスタービンにおいて、複
数の第1のスワール翼が第1の通路内に、複数の第2の
スワール翼が第2の通路内にそれぞれ設けられていて、
第1のスワール角度を圧縮空気の少なくとも第1の部分
に与えると共に第2のスワール角度を圧縮空気の第2の
部分に与えるようになっており、第1のスワール角度は
第2のスワール角度と反対に向き、第1のスワール翼、
第2のスワール翼の各々をそれぞれ少なくとも第1の位
置、第2の位置まで回転させ、それにより第1のスワー
ル角度及び第2のスワール角度を調整できるようにする
ための第1及び第2の手段が設けられ、燃料を空気入口
に導入するための手段が設けられていることを特徴とす
るガスタービンにある。
発明の要旨は、圧縮空気を生じさせる圧縮機区分と、圧
縮機区分と空気流連通状態にある第1及び第2の環状通
路を含む空気入口を備えた燃焼器を含み、圧縮空気を加
熱する燃焼器区分とを有するガスタービンにおいて、複
数の第1のスワール翼が第1の通路内に、複数の第2の
スワール翼が第2の通路内にそれぞれ設けられていて、
第1のスワール角度を圧縮空気の少なくとも第1の部分
に与えると共に第2のスワール角度を圧縮空気の第2の
部分に与えるようになっており、第1のスワール角度は
第2のスワール角度と反対に向き、第1のスワール翼、
第2のスワール翼の各々をそれぞれ少なくとも第1の位
置、第2の位置まで回転させ、それにより第1のスワー
ル角度及び第2のスワール角度を調整できるようにする
ための第1及び第2の手段が設けられ、燃料を空気入口
に導入するための手段が設けられていることを特徴とす
るガスタービンにある。
【0008】本発明の内容は、添付の図面に例示的に示
すに過ぎない好ましい実施例の以下を説明を読むと明ら
かになろう。
すに過ぎない好ましい実施例の以下を説明を読むと明ら
かになろう。
【0009】
【実施例】図面を参照すると、ガスタービン1の略図が
図1に示されている。ガスタービン1は、シャフト26
を介してタービン6によって駆動される圧縮機2を含
む。周囲空気12は、圧縮機2内に引き込まれて圧縮さ
れる。圧縮機2によって得られた圧縮空気8は燃焼装置
に差し向けられ、この燃焼装置は、一または二以上の燃
焼器4と、ガス燃料16と油燃料14の両方を燃焼器に
導入する燃料ノズル18とを含む。燃焼器4内では、燃
料は圧縮空気8中で燃焼し、それにより高温の圧縮ガス
20が生じる。
図1に示されている。ガスタービン1は、シャフト26
を介してタービン6によって駆動される圧縮機2を含
む。周囲空気12は、圧縮機2内に引き込まれて圧縮さ
れる。圧縮機2によって得られた圧縮空気8は燃焼装置
に差し向けられ、この燃焼装置は、一または二以上の燃
焼器4と、ガス燃料16と油燃料14の両方を燃焼器に
導入する燃料ノズル18とを含む。燃焼器4内では、燃
料は圧縮空気8中で燃焼し、それにより高温の圧縮ガス
20が生じる。
【0010】燃焼器4によって得られた高温圧縮ガス2
0はタービン6に差し向けられ、この中で膨張し、それ
により、圧縮機2及び負荷、例えば発電機22を駆動す
るための軸馬力が得られる。タービン6により生じた膨
張ガス24は、大気へ直接排出されるか、或いは、複合
サイクルプラントでは、熱回収蒸気発生器に排出され、
その次に大気へ排出される。
0はタービン6に差し向けられ、この中で膨張し、それ
により、圧縮機2及び負荷、例えば発電機22を駆動す
るための軸馬力が得られる。タービン6により生じた膨
張ガス24は、大気へ直接排出されるか、或いは、複合
サイクルプラントでは、熱回収蒸気発生器に排出され、
その次に大気へ排出される。
【0011】図2は、ガスタービン1の燃焼部を示して
いる。円周方向列状に配列された燃焼器4(図4では、
そのうち一つしか示さず)が、図3に示すクロス火炎管
82によって相互に連結され、シェル22によって包囲
されている。各燃焼器は、一次領域30及び二次領域3
2を有する。二次領域32から出る高温ガス20はダク
ト5によってタービン部6へ差し向けられる。燃焼器4
の一次領域30は、支持板28によって支持されてい
る。支持板28はシリンダ13に取り付けられ、このシ
リンダ13はシェル22から延びていて一次領域30を
包囲している。二次領域32は、支持板13から延びる
8本のアーム(図示せず)によって支持されている。一
次領域30と二次領域32を別々に支持することによ
り、熱膨張差に起因する熱応力が減少する。
いる。円周方向列状に配列された燃焼器4(図4では、
そのうち一つしか示さず)が、図3に示すクロス火炎管
82によって相互に連結され、シェル22によって包囲
されている。各燃焼器は、一次領域30及び二次領域3
2を有する。二次領域32から出る高温ガス20はダク
ト5によってタービン部6へ差し向けられる。燃焼器4
の一次領域30は、支持板28によって支持されてい
る。支持板28はシリンダ13に取り付けられ、このシ
リンダ13はシェル22から延びていて一次領域30を
包囲している。二次領域32は、支持板13から延びる
8本のアーム(図示せず)によって支持されている。一
次領域30と二次領域32を別々に支持することによ
り、熱膨張差に起因する熱応力が減少する。
【0012】図3を参照すると、燃料と空気の希薄混合
気を燃焼させる一次燃焼領域36が、燃焼器4の一次領
域30内に配置されている。具体的に述べると、一次燃
焼領域36は、一次領域30の円筒形内側ライナ44に
よって包囲されている。内側ライナ44は円筒形中間ラ
イナ42によって包囲され、中間ライナ42は円筒形の
外側ライナ40によって包囲されている。ライナ40,
42,44は同心状に配列されていて、内側環状通路7
0が内側ライナ44と中間ライナ42との間に、外側環
状通路68が中間ライナ42と外側ライナ44との間に
それぞれ形成されるようになっている。クロス火炎管8
2(図3において一つ示す)が、ライナ40,42,4
4を貫通し、隣接の燃焼器4の一次燃焼領域36を互い
に連結していて、点火を容易にしている。
気を燃焼させる一次燃焼領域36が、燃焼器4の一次領
域30内に配置されている。具体的に述べると、一次燃
焼領域36は、一次領域30の円筒形内側ライナ44に
よって包囲されている。内側ライナ44は円筒形中間ラ
イナ42によって包囲され、中間ライナ42は円筒形の
外側ライナ40によって包囲されている。ライナ40,
42,44は同心状に配列されていて、内側環状通路7
0が内側ライナ44と中間ライナ42との間に、外側環
状通路68が中間ライナ42と外側ライナ44との間に
それぞれ形成されるようになっている。クロス火炎管8
2(図3において一つ示す)が、ライナ40,42,4
4を貫通し、隣接の燃焼器4の一次燃焼領域36を互い
に連結していて、点火を容易にしている。
【0013】図3に示すように、本発明によればデュア
ル燃料ノズル18が、一次領域30の中央に配置されて
いる。燃料ノズル18は、円筒形中間スリーブ49と協
働して外側環状通路56を形成する円筒形外側スリーブ
48と、中間スリーブ49と協働して内側環状通路58
を形成する円筒形内側スリーブ51とで構成されてい
る。油燃料供給管60が内側スリーブ51内に設けられ
ていて、油燃料14を油燃料噴射ノズル54に供給す
る。噴射ノズル54からの油燃料14は、外側スリーブ
48に形成された油燃料噴射ポート52を経て一次燃焼
領域36に入る。ガス燃料16′は外側環状通路56を
通って流れ、外側スリーブ48に形成された複数のガス
燃料ポート50を経て一次燃焼領域36内へ放出され
る。また、冷却用空気38が内側環状通路58を通って
流れる。
ル燃料ノズル18が、一次領域30の中央に配置されて
いる。燃料ノズル18は、円筒形中間スリーブ49と協
働して外側環状通路56を形成する円筒形外側スリーブ
48と、中間スリーブ49と協働して内側環状通路58
を形成する円筒形内側スリーブ51とで構成されてい
る。油燃料供給管60が内側スリーブ51内に設けられ
ていて、油燃料14を油燃料噴射ノズル54に供給す
る。噴射ノズル54からの油燃料14は、外側スリーブ
48に形成された油燃料噴射ポート52を経て一次燃焼
領域36に入る。ガス燃料16′は外側環状通路56を
通って流れ、外側スリーブ48に形成された複数のガス
燃料ポート50を経て一次燃焼領域36内へ放出され
る。また、冷却用空気38が内側環状通路58を通って
流れる。
【0014】圧縮機2からの圧縮空気は、一次領域30
の前方端部に形成された一次空気入口によって一次燃焼
領域36内に導入される。図3に示すように、一次空気
入口は流入空気を2つの流れ8′、8″に分ける第1の
通路90及び第2の通路92によって形成されている。
第1の入口通路90は、上流側半径方向部分及び下流側
軸方向部分を有する。第1の通路90の上流側部分は、
半径方向に延びる円形フランジ88とフローガイド46
の半径方向に延びる部分との間に形成されている。下流
側部分は、フローガイド46と燃料ノズル18の外側ス
リーブ48との間に形成され、第2の入口通路92によ
って包囲されている。
の前方端部に形成された一次空気入口によって一次燃焼
領域36内に導入される。図3に示すように、一次空気
入口は流入空気を2つの流れ8′、8″に分ける第1の
通路90及び第2の通路92によって形成されている。
第1の入口通路90は、上流側半径方向部分及び下流側
軸方向部分を有する。第1の通路90の上流側部分は、
半径方向に延びる円形フランジ88とフローガイド46
の半径方向に延びる部分との間に形成されている。下流
側部分は、フローガイド46と燃料ノズル18の外側ス
リーブ48との間に形成され、第2の入口通路92によ
って包囲されている。
【0015】また、第2の入口通路92は、上流側半径
方向部分及び下流側軸方向部分を有する。第2の通路9
2の上流側部分は、フローガイド46の半径方向に延び
る部分と内側ライナ44の半径方向にのびる部分との間
に形成されている。第2の通路92の下流側部分は、フ
ローガイド46の軸方向部分と内側ライナ44の軸方向
に延びる部分との間に形成され、通路92の上流側部分
によって包囲されている。図3に示すように、第2の入
口通路92の上流側部分は、第1の入口通路90の上流
側部分から軸方向下流に配置されており、第2の入口通
路92の下流側部分は、第1の入口通路90の下流側部
分を包囲している。
方向部分及び下流側軸方向部分を有する。第2の通路9
2の上流側部分は、フローガイド46の半径方向に延び
る部分と内側ライナ44の半径方向にのびる部分との間
に形成されている。第2の通路92の下流側部分は、フ
ローガイド46の軸方向部分と内側ライナ44の軸方向
に延びる部分との間に形成され、通路92の上流側部分
によって包囲されている。図3に示すように、第2の入
口通路92の上流側部分は、第1の入口通路90の上流
側部分から軸方向下流に配置されており、第2の入口通
路92の下流側部分は、第1の入口通路90の下流側部
分を包囲している。
【0016】図3〜図5に示すように、複数本の軸方向
に差し向けられた管状一次燃料噴射ペグ62が、一次空
気入口の周囲に分布して設けられており、第1の空気入
口通路90と第2の空気入口通路92の両方の上流側部
分を貫通している。2つの列をなすガス燃料噴射ポート
64が、一次燃料ペグ62の各々の長さに沿って分布し
て設けられていて、ガス燃料16″を入口空気通路9
0,92を通って流れる空気の流れ8′,8″内へ差し
向けるようになっている。図5で最もよく示されている
ように、ガス燃料噴射ポート64は、ガス燃料16″を
時計回りと反時計回りの両方向において円周方向に放出
するよう差し向けられている。
に差し向けられた管状一次燃料噴射ペグ62が、一次空
気入口の周囲に分布して設けられており、第1の空気入
口通路90と第2の空気入口通路92の両方の上流側部
分を貫通している。2つの列をなすガス燃料噴射ポート
64が、一次燃料ペグ62の各々の長さに沿って分布し
て設けられていて、ガス燃料16″を入口空気通路9
0,92を通って流れる空気の流れ8′,8″内へ差し
向けるようになっている。図5で最もよく示されている
ように、ガス燃料噴射ポート64は、ガス燃料16″を
時計回りと反時計回りの両方向において円周方向に放出
するよう差し向けられている。
【0017】また、図3〜図5に示されているように、
複数のスワール翼84,86が空気入口通路90,92
の上流側部分の周囲に分布して設けられている。好まし
い実施例では、スワール翼は一次燃料ペグ62の各々の
間に配置されている。図5に示すように、入口通路90
内のスワール翼84は、反時計周り(軸方向の流れ方向
で見た場合の方向)の回転を空気流8′に与えて、空気
が半径方向線とスワール角度Bをなすようにする。入口
通路92内のスワール翼86は、時計周りの回転を空気
流8″に与えて空気が半径方向線とスワール角度Aをな
すようにする。スワール翼84,86によって空気流
8′,8″に与えられたスワールは、ガス燃料16″と
空気との良好な混合を行うのに役立ち、それにより、N
Oxを増加させる局所的に燃料の濃い混合気及びこれと
関連した高温状態がなくなる。
複数のスワール翼84,86が空気入口通路90,92
の上流側部分の周囲に分布して設けられている。好まし
い実施例では、スワール翼は一次燃料ペグ62の各々の
間に配置されている。図5に示すように、入口通路90
内のスワール翼84は、反時計周り(軸方向の流れ方向
で見た場合の方向)の回転を空気流8′に与えて、空気
が半径方向線とスワール角度Bをなすようにする。入口
通路92内のスワール翼86は、時計周りの回転を空気
流8″に与えて空気が半径方向線とスワール角度Aをな
すようにする。スワール翼84,86によって空気流
8′,8″に与えられたスワールは、ガス燃料16″と
空気との良好な混合を行うのに役立ち、それにより、N
Oxを増加させる局所的に燃料の濃い混合気及びこれと
関連した高温状態がなくなる。
【0018】外側環状通路68は、燃焼器のための二次
空気入口を形成し、この空気入口を通って空気流8″′
が二次領域32内に流れる。多数の二次ガス燃料噴射ペ
グ76が、二次空気入口通路68の周りに円周方向に分
布して設けられている。本発明の重要な特徴によれば、
二次燃料ペグ76は、二次空気入口通路68内に設けら
れており、ガス燃料16″′のすべてが正しく二次空気
入口通路内へ差し向けられるよう半径方向に配向してい
る。二次燃料ペグ76には、図6で最もよく示されてい
る円周方向に延びるマニホルド74から燃料16″′を
供給する。
空気入口を形成し、この空気入口を通って空気流8″′
が二次領域32内に流れる。多数の二次ガス燃料噴射ペ
グ76が、二次空気入口通路68の周りに円周方向に分
布して設けられている。本発明の重要な特徴によれば、
二次燃料ペグ76は、二次空気入口通路68内に設けら
れており、ガス燃料16″′のすべてが正しく二次空気
入口通路内へ差し向けられるよう半径方向に配向してい
る。二次燃料ペグ76には、図6で最もよく示されてい
る円周方向に延びるマニホルド74から燃料16″′を
供給する。
【0019】二列のガス燃料噴射ポート78が二次燃料
ペグ76の各々の長さに沿って分布して設けられてお
り、ガス燃料16″′を二次空気入口通路68を通って
流れている二次空気流れ8″′内へ差し向けるようにす
る。図5で最もよく示されているように、ガス燃料噴射
ポート78は、ガス燃料16″′を時計回りと反時計回
りの両方向において円周方向に送り出すよう差し向けら
れている。二次空気8″′が通路68に入るときに18
0°向きを変えるので、空気の半径方向の速度分布は非
線形になろう。それゆえ、ガス燃料噴射ポート78間の
間隔を調節して速度分布をマッチさせるのが良く、それ
により燃料と空気の最適混合を達成する。作動原理を説
明すると、燃料(油14又はガス16′のいずれか)を
中央燃料噴射ノズル18を経て導入することにより先ず
最初に火炎を一次燃焼領域36内に発生させる。タービ
ン6に対する負荷の増大につれ、点火温度を高くする必
要があるので、ガス燃料16″を一次燃料ペグ62を介
して導入することにより燃料を追加する。一次燃料ペグ
62を用いると空気内における燃料の分布がより良好に
なるという結果を生ずるので、燃料ペグ62は、中央ノ
ズル18よりも希薄な燃料と空気の混合気を生じさせ、
それゆえにNOxの生成量を少なくする。かくして、い
ったん一次燃焼領域36内で着火が行われると、中央ノ
ズル18への燃料を遮断できる。さらに、一次燃料ペグ
62によって供給される燃料の流量よりも大きな燃料流
量の需要を、追加の燃料16″′を二次燃料ペグ76を
介して供給することにより満足させることができる。
ペグ76の各々の長さに沿って分布して設けられてお
り、ガス燃料16″′を二次空気入口通路68を通って
流れている二次空気流れ8″′内へ差し向けるようにす
る。図5で最もよく示されているように、ガス燃料噴射
ポート78は、ガス燃料16″′を時計回りと反時計回
りの両方向において円周方向に送り出すよう差し向けら
れている。二次空気8″′が通路68に入るときに18
0°向きを変えるので、空気の半径方向の速度分布は非
線形になろう。それゆえ、ガス燃料噴射ポート78間の
間隔を調節して速度分布をマッチさせるのが良く、それ
により燃料と空気の最適混合を達成する。作動原理を説
明すると、燃料(油14又はガス16′のいずれか)を
中央燃料噴射ノズル18を経て導入することにより先ず
最初に火炎を一次燃焼領域36内に発生させる。タービ
ン6に対する負荷の増大につれ、点火温度を高くする必
要があるので、ガス燃料16″を一次燃料ペグ62を介
して導入することにより燃料を追加する。一次燃料ペグ
62を用いると空気内における燃料の分布がより良好に
なるという結果を生ずるので、燃料ペグ62は、中央ノ
ズル18よりも希薄な燃料と空気の混合気を生じさせ、
それゆえにNOxの生成量を少なくする。かくして、い
ったん一次燃焼領域36内で着火が行われると、中央ノ
ズル18への燃料を遮断できる。さらに、一次燃料ペグ
62によって供給される燃料の流量よりも大きな燃料流
量の需要を、追加の燃料16″′を二次燃料ペグ76を
介して供給することにより満足させることができる。
【0020】図3に示すように、好ましくは、スワール
翼84,86は、互いに反対方向に差し向けられて、ス
ワール角A,Bが互いに打ち消し合い、その結果、一次
燃焼領域36内における正味のスワールが零となるよう
にする。最小限の圧力効果で良好な混合を達成するスワ
ール翼84,86の最適角度は、特定の燃焼器の設計で
決まり、前もって予測することは困難である。従って、
本発明の重要な特徴によれば、スワール翼84,86を
種々の角度に回転させるのがよい。
翼84,86は、互いに反対方向に差し向けられて、ス
ワール角A,Bが互いに打ち消し合い、その結果、一次
燃焼領域36内における正味のスワールが零となるよう
にする。最小限の圧力効果で良好な混合を達成するスワ
ール翼84,86の最適角度は、特定の燃焼器の設計で
決まり、前もって予測することは困難である。従って、
本発明の重要な特徴によれば、スワール翼84,86を
種々の角度に回転させるのがよい。
【0021】図6及び図8に示すように、スワール翼8
4,86を回転させることができるようにするために、
スワール翼84,86を共通軸線に沿い対をなした状態
で回転自在に取り付ける。好ましい実施例では、これを
達成するために、燃料16″′を二次燃料ペグ76に供
給する管72によって形成されるシャフトにスワール翼
の対を交互に取り付け、具体的には、燃料ペグ供給管7
2はスワール翼84,86の密嵌め孔116,118を
貫通する。残りのスワール翼対は、二次燃料ペグ供給管
72上にではなく、図9に示す密嵌め心合せせボルト、
例えばボルト112上に回転自在に取り付けられる。ス
ワール翼を回転させることに加えて、心合せせボルト1
12は、この組立体を互いにクランプするのに役立ち、
フローガイド46及び内側ライナ44の同心状の整列を
達成する。
4,86を回転させることができるようにするために、
スワール翼84,86を共通軸線に沿い対をなした状態
で回転自在に取り付ける。好ましい実施例では、これを
達成するために、燃料16″′を二次燃料ペグ76に供
給する管72によって形成されるシャフトにスワール翼
の対を交互に取り付け、具体的には、燃料ペグ供給管7
2はスワール翼84,86の密嵌め孔116,118を
貫通する。残りのスワール翼対は、二次燃料ペグ供給管
72上にではなく、図9に示す密嵌め心合せせボルト、
例えばボルト112上に回転自在に取り付けられる。ス
ワール翼を回転させることに加えて、心合せせボルト1
12は、この組立体を互いにクランプするのに役立ち、
フローガイド46及び内側ライナ44の同心状の整列を
達成する。
【0022】図6に示すように、ピン96が各スワール
翼に取り付けられており、スワール翼84の場合にはフ
ランジ88に、スワール翼86の場合にはフローガイド
46の半径方向部分に形成された孔98の中に延びる。
ピン96はスワール翼を所定の角度配向状態に係止す
る。
翼に取り付けられており、スワール翼84の場合にはフ
ランジ88に、スワール翼86の場合にはフローガイド
46の半径方向部分に形成された孔98の中に延びる。
ピン96はスワール翼を所定の角度配向状態に係止す
る。
【0023】図8に示すように、多数の係止ピン孔98
が各スワール翼84のフランジ88に形成されている。
これらの孔は円弧状に配列されていて、燃焼器の組立時
にピン96を差し込む孔を変えることにより、各スワー
ル翼84の角度を個々に調節できる。類似の列状に設け
られた孔98がフローガイド46に形成されていて、ス
ワール翼86の角度を個々に調節できるようになってい
る。かくして、本発明によれば、スワール翼84,86
の角度を個々に調節すると、流入空気の最適スワール角
度A,Bを得ることができるようになる。
が各スワール翼84のフランジ88に形成されている。
これらの孔は円弧状に配列されていて、燃焼器の組立時
にピン96を差し込む孔を変えることにより、各スワー
ル翼84の角度を個々に調節できる。類似の列状に設け
られた孔98がフローガイド46に形成されていて、ス
ワール翼86の角度を個々に調節できるようになってい
る。かくして、本発明によれば、スワール翼84,86
の角度を個々に調節すると、流入空気の最適スワール角
度A,Bを得ることができるようになる。
【0024】図9は、本発明の変形例を示しており、こ
の変形例では、スワール翼84,86の対の全てがスワ
ール翼の対を交互に二次燃料ペグ供給管72に取り付け
るのではなく、密嵌め心合せボルト112上に回転自在
に取り付けられている。各ボルト112の頭部はフラン
ジ88に固定され、ナット114がボルトに螺着されて
いて組立体を定位置に固定する。この実施例では、燃料
管72は通路90,92の入口を横切って直接マニホル
ド74にまで延びている。
の変形例では、スワール翼84,86の対の全てがスワ
ール翼の対を交互に二次燃料ペグ供給管72に取り付け
るのではなく、密嵌め心合せボルト112上に回転自在
に取り付けられている。各ボルト112の頭部はフラン
ジ88に固定され、ナット114がボルトに螺着されて
いて組立体を定位置に固定する。この実施例では、燃料
管72は通路90,92の入口を横切って直接マニホル
ド74にまで延びている。
【0025】内側ライナ44は一次燃焼領域36内の高
温燃焼ガスに直接さらされるので、このライナを、特に
出口71に隣接したその下流側端部の所で冷却すること
が重要である。本発明によれば、これを行うために、図
3に示すように多数の孔94を内側ライナ44の半径方
向に延びる部分に形成する。これらの孔94により、圧
縮機2からの圧縮空気8の一部66が内側ライナ44と
中間ライナ42との間に形成された環状通路70に入る
ようになる。
温燃焼ガスに直接さらされるので、このライナを、特に
出口71に隣接したその下流側端部の所で冷却すること
が重要である。本発明によれば、これを行うために、図
3に示すように多数の孔94を内側ライナ44の半径方
向に延びる部分に形成する。これらの孔94により、圧
縮機2からの圧縮空気8の一部66が内側ライナ44と
中間ライナ42との間に形成された環状通路70に入る
ようになる。
【0026】図7に示すように、本発明の重要な特徴に
よれば、ほぼ円筒形のバッフル80が、通路70の出口
に設けられていて、内側ライナ44と中間ライナ42と
の間に延びている。好ましい実施例では、バッフル80
の下流側端部108をスポット溶接部104により中間
ライナ42の下流側端部に取り付けられる。変形例とし
て、バッフル80の下流側端部108を隅肉溶接部によ
り中間ライナ42に取り付けるのがよい。バッフル80
の前方端部106はバネ押しされて内側ライナ44の外
面に当接している。図3及び図7に示すように、バッフ
ル80の前方端部106は、内側ライナ44の長さの約
1/3だけ上流側に延びている。しかしながら、場合に
よっては、バッフル80の前方端部106をさらに上流
側に延ばしてバッフルが内側ライナ44の台形部分全体
を包囲するようにすることが望ましい。
よれば、ほぼ円筒形のバッフル80が、通路70の出口
に設けられていて、内側ライナ44と中間ライナ42と
の間に延びている。好ましい実施例では、バッフル80
の下流側端部108をスポット溶接部104により中間
ライナ42の下流側端部に取り付けられる。変形例とし
て、バッフル80の下流側端部108を隅肉溶接部によ
り中間ライナ42に取り付けるのがよい。バッフル80
の前方端部106はバネ押しされて内側ライナ44の外
面に当接している。図3及び図7に示すように、バッフ
ル80の前方端部106は、内側ライナ44の長さの約
1/3だけ上流側に延びている。しかしながら、場合に
よっては、バッフル80の前方端部106をさらに上流
側に延ばしてバッフルが内側ライナ44の台形部分全体
を包囲するようにすることが望ましい。
【0027】図7に示すように、多数の孔100が、バ
ッフル80の周囲に分布して設けられており、冷却用空
気66を内側ライナ44の外面に当たる多数のジェット
102に分ける。かくして、バッフル80により冷却用
空気66を内側ライナ44の冷却の面で一層効果的に使
用することができる。
ッフル80の周囲に分布して設けられており、冷却用空
気66を内側ライナ44の外面に当たる多数のジェット
102に分ける。かくして、バッフル80により冷却用
空気66を内側ライナ44の冷却の面で一層効果的に使
用することができる。
【0028】内側ライナ44の下流側端部の振動を防止
するため、本発明の一実施例では、内方に突出したスナ
ッバブロック122がバッフル80の周囲に分布して設
けられており、図7に示すように内側ライナ44の摩擦
振動止めを可能にしている。スナッバ122は好ましく
は耐摩耗性の被膜で被覆されている。好ましくは、スナ
ッバ122は、組立て時において内側ライナ44との間
に隙間が生じるように寸法決めされている。しかしなが
ら、作動中、内側ライナ44とバッフル80との間の熱
膨脹差により、内側ライナはバッフルよりも大きくな
り、スナッバ122に接触し、それにより所望の振動止
めを行う。かくして、バッフル80は内側ライナ44を
冷却するだけでなく、その振動を減少させる。
するため、本発明の一実施例では、内方に突出したスナ
ッバブロック122がバッフル80の周囲に分布して設
けられており、図7に示すように内側ライナ44の摩擦
振動止めを可能にしている。スナッバ122は好ましく
は耐摩耗性の被膜で被覆されている。好ましくは、スナ
ッバ122は、組立て時において内側ライナ44との間
に隙間が生じるように寸法決めされている。しかしなが
ら、作動中、内側ライナ44とバッフル80との間の熱
膨脹差により、内側ライナはバッフルよりも大きくな
り、スナッバ122に接触し、それにより所望の振動止
めを行う。かくして、バッフル80は内側ライナ44を
冷却するだけでなく、その振動を減少させる。
【0029】
【図1】本発明の燃焼器を用いるガスタービンの略図で
ある。
ある。
【図2】図1に示すガスタービンの燃焼部分の縦断面図
である。
である。
【図3】図2に示す燃焼器の縦断面図である。
【図4】図3に示す燃焼器の空気入口部分の等角図であ
り、フローガイドを想像線で示す図である。
り、フローガイドを想像線で示す図である。
【図5】図3に示すV−V線における横断面図である。
【図6】図5に示すVI−VI線における断面図であっ
てスワール翼の付近における燃焼器の空気入口の一部を
示している図である。ただし、図6では、スワール翼は
図5に示すそれらの位置から回転していて、本質的には
半径方向に対して0°の角度をなしていて単一断面で両
翼内のリテーナピンが見えるようにした図である。
てスワール翼の付近における燃焼器の空気入口の一部を
示している図である。ただし、図6では、スワール翼は
図5に示すそれらの位置から回転していて、本質的には
半径方向に対して0°の角度をなしていて単一断面で両
翼内のリテーナピンが見えるようにした図である。
【図7】図3においてVIIを付けた楕円によって囲ま
れた部分の詳細図である。
れた部分の詳細図である。
【図8】図6に示すVIII−VIII線における断面
図である。
図である。
【図9】図6に示すスワール翼支持体の変形例を示す図
である。
である。
1 ガスタービン 4 燃焼器 40 外側ライナ 42 中間ライナ 44 内側ライナ 76 二次燃料ペグ 80 有孔バッフル 84,86 スワール翼 90,92 環状通路
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (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 (72)発明者 ペリー イー ロー アメリカ合衆国 フロリダ州 ウインタ ー・パーク ルシアー・カウンティ 4705 −1 (72)発明者 デビッド ジェイ アモス アメリカ合衆国 フロリダ州 オーランド シドン・ストリート 8518
Claims (7)
- 【請求項1】 圧縮空気を生じさせる圧縮機区分と、圧
縮機区分と空気流連通状態にある第1及び第2の環状通
路を含む空気入口を備えた燃焼器を含み、圧縮空気を加
熱する燃焼器区分とを有するガスタービンにおいて、複
数の第1のスワール翼が第1の通路内に、複数の第2の
スワール翼が第2の通路内にそれぞれ設けられていて、
第1のスワール角度を圧縮空気の少なくとも第1の部分
に与えると共に第2のスワール角度を圧縮空気の第2の
部分に与えるようになっており、第1のスワール角度は
第2のスワール角度と反対に向き、第1のスワール翼、
第2のスワール翼の各々をそれぞれ少なくとも第1の位
置、第2の位置まで回転させ、それにより第1のスワー
ル角度及び第2のスワール角度を調整できるようにする
ための第1及び第2の手段が設けられ、燃料を空気入口
に導入するための手段が設けられていることを特徴とす
るガスタービン。 - 【請求項2】 第1のスワール翼の各々は、第2のスワ
ール翼のうちの一つとの共通軸線の周りに回転自在であ
ることを特徴とする請求項1のガスタービン。 - 【請求項3】 第1のスワール角度は第2のスワール角
度と反対に向いていることを特徴とする請求項1のガス
タービン。 - 【請求項4】 第1のスワール翼を回転させるための前
記第1の手段及び第2のスワール翼を回転させるための
前記第2の手段はそれぞれ、複数の軸方向に向いたシャ
フトを有し、各シャフトは第1のスワール翼のうち一つ
及び第2のスワール翼のうち一つを貫通していることを
特徴とする請求項1のガスタービン。 - 【請求項5】 前記燃料導入手段は、前記環状通路内へ
半径方向に延びる複数の噴射ペグであることを特徴とす
る請求項1のガスタービン。 - 【請求項6】 第1及び第2のスワール翼を所定の角度
配向状態に係止する手段が更に設けられていることを特
徴とする請求項4のガスタービン。 - 【請求項7】 スワール翼係止手段は、各スワール翼の
ためのピンであり、各ピンはそれぞれ対応関係にあるス
ワール翼内へ嵌入することを特徴とする請求項6のガス
タービン。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US08/141,757 US5394688A (en) | 1993-10-27 | 1993-10-27 | Gas turbine combustor swirl vane arrangement |
US08/141757 | 1993-10-27 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH07180835A true JPH07180835A (ja) | 1995-07-18 |
Family
ID=22497096
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP6289135A Withdrawn JPH07180835A (ja) | 1993-10-27 | 1994-10-27 | ガスタービン |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (2) | US5394688A (ja) |
EP (1) | EP0654639B1 (ja) |
JP (1) | JPH07180835A (ja) |
KR (1) | KR950011818A (ja) |
CN (1) | CN1107933A (ja) |
AU (1) | AU7575694A (ja) |
CA (1) | CA2134419A1 (ja) |
DE (1) | DE69413352T2 (ja) |
ES (1) | ES2123102T3 (ja) |
TW (1) | TW248585B (ja) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2008089296A (ja) * | 2006-09-29 | 2008-04-17 | General Electric Co <Ge> | 燃焼器音響作用の低減を促進する装置 |
JP2013517440A (ja) * | 2009-12-15 | 2013-05-16 | マン・ディーゼル・アンド・ターボ・エスイー | タービン用バーナ |
JP2013234837A (ja) * | 2012-05-08 | 2013-11-21 | General Electric Co <Ge> | 燃焼器に作動流体を供給するためのシステム |
JP2019516058A (ja) * | 2016-04-22 | 2019-06-13 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトSiemens Aktiengesellschaft | 燃焼機関において燃料を空気と混合するためのスワラ |
Families Citing this family (168)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5361586A (en) * | 1993-04-15 | 1994-11-08 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine ultra low NOx combustor |
GB9325708D0 (en) * | 1993-12-16 | 1994-02-16 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine combustion chamber |
GB2284884B (en) * | 1993-12-16 | 1997-12-10 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine combustion chamber |
US5813232A (en) * | 1995-06-05 | 1998-09-29 | Allison Engine Company, Inc. | Dry low emission combustor for gas turbine engines |
DE19532264C2 (de) * | 1995-09-01 | 2001-09-06 | Mtu Aero Engines Gmbh | Einrichtung zur Aufbereitung eines Gemisches aus Brennstoff und Luft an Brennkammern für Gasturbinentriebwerke |
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 |
GB2311596B (en) * | 1996-03-29 | 2000-07-12 | Europ Gas Turbines Ltd | Combustor for gas - or liquid - fuelled turbine |
US6047550A (en) * | 1996-05-02 | 2000-04-11 | General Electric Co. | Premixing dry low NOx emissions combustor with lean direct injection of gas fuel |
WO1998049496A1 (en) | 1997-04-30 | 1998-11-05 | Siemens Westinghouse Power Corporation | An apparatus for cooling a combuster, and a method of same |
DE19721936A1 (de) * | 1997-05-26 | 1998-12-03 | Abb Research Ltd | Brenner zum Betrieb eines Aggregates zur Erzeugung eines Heissgases |
TW362128B (en) | 1997-09-30 | 1999-06-21 | Westinghouse Electric Corp | Ultra-low NOx combustor |
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 |
US8135413B2 (en) * | 1998-11-24 | 2012-03-13 | Tracbeam Llc | Platform and applications for wireless location and other complex services |
US6460344B1 (en) | 1999-05-07 | 2002-10-08 | Parker-Hannifin Corporation | Fuel atomization method for turbine combustion engines having aerodynamic turning vanes |
US6883332B2 (en) * | 1999-05-07 | 2005-04-26 | Parker-Hannifin Corporation | Fuel nozzle for turbine combustion engines having aerodynamic turning vanes |
US6405536B1 (en) * | 2000-03-27 | 2002-06-18 | Wu-Chi Ho | Gas turbine combustor burning LBTU fuel gas |
DE10051221A1 (de) * | 2000-10-16 | 2002-07-11 | Alstom Switzerland Ltd | Brenner mit gestufter Brennstoff-Eindüsung |
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 |
US6666029B2 (en) | 2001-12-06 | 2003-12-23 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Gas turbine pilot burner and method |
US6691515B2 (en) | 2002-03-12 | 2004-02-17 | Rolls-Royce Corporation | Dry low combustion system with means for eliminating combustion noise |
DE10257704A1 (de) * | 2002-12-11 | 2004-07-15 | Alstom Technology Ltd | Verfahren zur Verbrennung eines Brennstoffs |
US7350357B2 (en) * | 2004-05-11 | 2008-04-01 | United Technologies Corporation | Nozzle |
US7308794B2 (en) | 2004-08-27 | 2007-12-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor and method of improving manufacturing accuracy thereof |
US7246494B2 (en) * | 2004-09-29 | 2007-07-24 | General Electric Company | Methods and apparatus for fabricating gas turbine engine combustors |
US7360364B2 (en) * | 2004-12-17 | 2008-04-22 | General Electric Company | Method and apparatus for assembling gas turbine engine combustors |
US7421843B2 (en) * | 2005-01-15 | 2008-09-09 | Siemens Power Generation, Inc. | Catalytic combustor having fuel flow control responsive to measured combustion parameters |
US7137256B1 (en) * | 2005-02-28 | 2006-11-21 | Peter Stuttaford | Method of operating a combustion system for increased turndown capability |
GB2429516B (en) * | 2005-08-27 | 2010-12-29 | Siemens Ind Turbomachinery Ltd | An apparatus for modifying the content of a gaseous fuel |
CN100483029C (zh) * | 2006-01-12 | 2009-04-29 | 中国科学院工程热物理研究所 | 燃用天然气的双预混通道微型燃气轮机燃烧室 |
US20070220898A1 (en) * | 2006-03-22 | 2007-09-27 | General Electric Company | Secondary fuel nozzle with improved fuel pegs and fuel dispersion method |
JP5023526B2 (ja) * | 2006-03-23 | 2012-09-12 | 株式会社Ihi | 燃焼器用バーナ及び燃焼方法 |
JP4418442B2 (ja) * | 2006-03-30 | 2010-02-17 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービンの燃焼器及び燃焼制御方法 |
GB2437977A (en) * | 2006-05-12 | 2007-11-14 | Siemens Ag | A swirler for use in a burner of a gas turbine engine |
US7966819B2 (en) * | 2006-09-26 | 2011-06-28 | Parker-Hannifin Corporation | Vibration damper for fuel injector |
US8171736B2 (en) * | 2007-01-30 | 2012-05-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor with chamfered dome |
ITTO20070193A1 (it) * | 2007-03-14 | 2008-09-15 | Ansaldo Ricerche S P A | Bruciatore premix di una turbina a gas, in particolare per una microturbina |
EP1985924A1 (en) * | 2007-04-23 | 2008-10-29 | Siemens Aktiengesellschaft | Swirler |
US20090019854A1 (en) * | 2007-07-16 | 2009-01-22 | General Electric Company | APPARATUS/METHOD FOR COOLING COMBUSTION CHAMBER/VENTURI IN A LOW NOx COMBUSTOR |
US7665309B2 (en) | 2007-09-14 | 2010-02-23 | Siemens Energy, Inc. | Secondary fuel delivery system |
US8387398B2 (en) * | 2007-09-14 | 2013-03-05 | Siemens Energy, Inc. | Apparatus and method for controlling the secondary injection of fuel |
EP2276559A4 (en) * | 2008-03-28 | 2017-10-18 | Exxonmobil Upstream Research Company | Low emission power generation and hydrocarbon recovery systems and methods |
CA2715186C (en) | 2008-03-28 | 2016-09-06 | Exxonmobil Upstream Research Company | Low emission power generation and hydrocarbon recovery systems and methods |
EP2107311A1 (en) * | 2008-04-01 | 2009-10-07 | Siemens Aktiengesellschaft | Size scaling of a burner |
EP2107300A1 (en) * | 2008-04-01 | 2009-10-07 | Siemens Aktiengesellschaft | Swirler with gas injectors |
EP2107301B1 (en) * | 2008-04-01 | 2016-01-06 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas injection in a burner |
EP2107313A1 (en) * | 2008-04-01 | 2009-10-07 | Siemens Aktiengesellschaft | Fuel staging in a burner |
JP5172468B2 (ja) * | 2008-05-23 | 2013-03-27 | 川崎重工業株式会社 | 燃焼装置および燃焼装置の制御方法 |
US8056342B2 (en) * | 2008-06-12 | 2011-11-15 | United Technologies Corporation | Hole pattern for gas turbine combustor |
AU2009303735B2 (en) | 2008-10-14 | 2014-06-26 | Exxonmobil Upstream Research Company | Methods and systems for controlling the products of combustion |
US20100180599A1 (en) * | 2009-01-21 | 2010-07-22 | Thomas Stephen R | Insertable Pre-Drilled Swirl Vane for Premixing Fuel Nozzle |
US8256226B2 (en) * | 2009-04-23 | 2012-09-04 | General Electric Company | Radial lean direct injection burner |
SG10201402156TA (en) | 2009-06-05 | 2014-10-30 | Exxonmobil Upstream Res Co | Combustor systems and methods for using same |
US8371101B2 (en) * | 2009-09-15 | 2013-02-12 | General Electric Company | Radial inlet guide vanes for a combustor |
DE102009045950A1 (de) * | 2009-10-23 | 2011-04-28 | Man Diesel & Turbo Se | Drallerzeuger |
AU2010318595C1 (en) | 2009-11-12 | 2016-10-06 | Exxonmobil Upstream Research Company | Low emission power generation and hydrocarbon recovery systems and methods |
RU2534189C2 (ru) * | 2010-02-16 | 2014-11-27 | Дженерал Электрик Компани | Камера сгорания для газовой турбины(варианты) и способ эксплуатации газовой турбины |
US8082739B2 (en) * | 2010-04-12 | 2011-12-27 | General Electric Company | Combustor exit temperature profile control via fuel staging and related method |
IT1399989B1 (it) * | 2010-05-05 | 2013-05-09 | Avio Spa | Gruppo di iniezione per un combustore di una turbina a gas |
US8752386B2 (en) | 2010-05-25 | 2014-06-17 | Siemens Energy, Inc. | Air/fuel supply system for use in a gas turbine engine |
CN102959203B (zh) | 2010-07-02 | 2018-10-09 | 埃克森美孚上游研究公司 | 通过排气再循环的浓缩空气的化学计量燃烧 |
CA2801492C (en) | 2010-07-02 | 2017-09-26 | Exxonmobil Upstream Research Company | Stoichiometric combustion with exhaust gas recirculation and direct contact cooler |
WO2012003077A1 (en) | 2010-07-02 | 2012-01-05 | Exxonmobil Upstream Research Company | Low emission triple-cycle power generation systems and methods |
WO2012003080A1 (en) | 2010-07-02 | 2012-01-05 | Exxonmobil Upstream Research Company | Low emission power generation systems and methods |
TWI593878B (zh) | 2010-07-02 | 2017-08-01 | 艾克頌美孚上游研究公司 | 用於控制燃料燃燒之系統及方法 |
US8613197B2 (en) | 2010-08-05 | 2013-12-24 | General Electric Company | Turbine combustor with fuel nozzles having inner and outer fuel circuits |
US9903279B2 (en) | 2010-08-06 | 2018-02-27 | Exxonmobil Upstream Research Company | Systems and methods for optimizing stoichiometric combustion |
WO2012018458A1 (en) | 2010-08-06 | 2012-02-09 | Exxonmobil Upstream Research Company | System and method for exhaust gas extraction |
US9151227B2 (en) * | 2010-11-10 | 2015-10-06 | Solar Turbines Incorporated | End-fed liquid fuel gallery for a gas turbine fuel injector |
US20120208136A1 (en) * | 2011-02-11 | 2012-08-16 | General Electric Company | System and method for operating a combustor |
US20120208137A1 (en) * | 2011-02-11 | 2012-08-16 | General Electric Company | System and method for operating a combustor |
US8365534B2 (en) | 2011-03-15 | 2013-02-05 | General Electric Company | Gas turbine combustor having a fuel nozzle for flame anchoring |
TWI563165B (en) | 2011-03-22 | 2016-12-21 | Exxonmobil Upstream Res Co | Power generation system and method for generating power |
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 |
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 |
US8931280B2 (en) * | 2011-04-26 | 2015-01-13 | General Electric Company | Fully impingement cooled venturi with inbuilt resonator for reduced dynamics and better heat transfer capabilities |
US8893500B2 (en) | 2011-05-18 | 2014-11-25 | Solar Turbines Inc. | Lean direct fuel injector |
US8919132B2 (en) | 2011-05-18 | 2014-12-30 | Solar Turbines Inc. | Method of operating a gas turbine engine |
US8601820B2 (en) | 2011-06-06 | 2013-12-10 | General Electric Company | Integrated late lean injection on a combustion liner and late lean injection sleeve assembly |
US8919137B2 (en) | 2011-08-05 | 2014-12-30 | General Electric Company | Assemblies and apparatus related to integrating late lean injection into combustion turbine engines |
US9010120B2 (en) | 2011-08-05 | 2015-04-21 | General Electric Company | Assemblies and apparatus related to integrating late lean injection into combustion turbine engines |
US8955329B2 (en) | 2011-10-21 | 2015-02-17 | General Electric Company | Diffusion nozzles for low-oxygen fuel nozzle assembly and method |
US9182124B2 (en) | 2011-12-15 | 2015-11-10 | Solar Turbines Incorporated | Gas turbine and fuel injector for the same |
US9810050B2 (en) | 2011-12-20 | 2017-11-07 | Exxonmobil Upstream Research Company | Enhanced coal-bed methane production |
US9140455B2 (en) | 2012-01-04 | 2015-09-22 | General Electric Company | Flowsleeve of a turbomachine component |
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 |
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 |
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 |
US8925323B2 (en) | 2012-04-30 | 2015-01-06 | General Electric Company | Fuel/air premixing system for turbine engine |
US9441835B2 (en) | 2012-10-08 | 2016-09-13 | General Electric Company | System and method for fuel and steam injection within a combustor |
US9708977B2 (en) | 2012-12-28 | 2017-07-18 | General Electric Company | System and method for reheat in gas turbine with exhaust gas recirculation |
US10100741B2 (en) | 2012-11-02 | 2018-10-16 | General Electric Company | System and method for diffusion combustion with oxidant-diluent mixing in a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system |
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 |
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 |
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 |
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 |
US9631815B2 (en) * | 2012-12-28 | 2017-04-25 | General Electric Company | System and method for a turbine combustor |
US9574496B2 (en) | 2012-12-28 | 2017-02-21 | General Electric Company | System and method for a turbine combustor |
US9803865B2 (en) | 2012-12-28 | 2017-10-31 | General Electric Company | System and method for a turbine combustor |
US9631517B2 (en) | 2012-12-29 | 2017-04-25 | United Technologies Corporation | Multi-piece fairing for monolithic turbine exhaust case |
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 |
TW201502356A (zh) | 2013-02-21 | 2015-01-16 | Exxonmobil Upstream Res Co | 氣渦輪機排氣中氧之減少 |
US9938861B2 (en) | 2013-02-21 | 2018-04-10 | Exxonmobil Upstream Research Company | Fuel combusting method |
US10221762B2 (en) | 2013-02-28 | 2019-03-05 | General Electric Company | System and method for a turbine combustor |
EP2964735A1 (en) | 2013-03-08 | 2016-01-13 | Exxonmobil Upstream Research Company | Power generation and methane recovery from methane hydrates |
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 |
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 |
US9739201B2 (en) * | 2013-05-08 | 2017-08-22 | General Electric Company | Wake reducing structure for a turbine system and method of reducing wake |
CN104214007A (zh) * | 2013-06-01 | 2014-12-17 | 摩尔动力(北京)技术股份有限公司 | 速度型做功机构发动机 |
WO2014201135A1 (en) | 2013-06-11 | 2014-12-18 | United Technologies Corporation | Combustor with axial staging for a gas turbine engine |
US9617914B2 (en) | 2013-06-28 | 2017-04-11 | General Electric Company | Systems and methods for monitoring gas turbine systems having exhaust gas recirculation |
US9631542B2 (en) | 2013-06-28 | 2017-04-25 | General Electric Company | System and method for exhausting combustion gases from gas turbine engines |
US9835089B2 (en) | 2013-06-28 | 2017-12-05 | General Electric Company | System and method for a fuel nozzle |
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 |
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 |
US9752458B2 (en) | 2013-12-04 | 2017-09-05 | General Electric Company | System and method for a gas turbine engine |
US10030588B2 (en) | 2013-12-04 | 2018-07-24 | General Electric Company | Gas turbine combustor diagnostic system and method |
US20150159877A1 (en) * | 2013-12-06 | 2015-06-11 | General Electric Company | Late lean injection manifold mixing system |
US9574453B2 (en) | 2014-01-02 | 2017-02-21 | General Electric Company | Steam turbine and methods of assembling the same |
US10227920B2 (en) | 2014-01-15 | 2019-03-12 | General Electric Company | Gas turbine oxidant separation system |
US9863267B2 (en) | 2014-01-21 | 2018-01-09 | General Electric Company | System and method of control for a gas turbine engine |
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 |
US10079564B2 (en) | 2014-01-27 | 2018-09-18 | General Electric Company | System and method for a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system |
EP2905535A1 (en) | 2014-02-06 | 2015-08-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Combustor |
US10047633B2 (en) | 2014-05-16 | 2018-08-14 | General Electric Company | Bearing housing |
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 |
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 |
US9885290B2 (en) | 2014-06-30 | 2018-02-06 | General Electric Company | Erosion suppression system and method in an exhaust gas recirculation gas turbine system |
JP6410133B2 (ja) * | 2014-08-18 | 2018-10-24 | 川崎重工業株式会社 | 燃料噴射装置 |
US10221720B2 (en) * | 2014-09-03 | 2019-03-05 | Honeywell International Inc. | Structural frame integrated with variable-vectoring flow control for use in turbine systems |
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 |
US10253690B2 (en) | 2015-02-04 | 2019-04-09 | General Electric Company | Turbine system with exhaust gas recirculation, separation and extraction |
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 |
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 |
US10253694B2 (en) | 2015-03-02 | 2019-04-09 | United Technologies Corporation | Diversion of fan air to provide cooling air for gas turbine engine |
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 |
US10393030B2 (en) * | 2016-10-03 | 2019-08-27 | United Technologies Corporation | Pilot injector fuel shifting in an axial staged combustor for a gas turbine engine |
DE102016222097A1 (de) * | 2016-11-10 | 2018-05-17 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Treibstoffdüse einer Gasturbine mit Drallerzeuger |
US11396888B1 (en) | 2017-11-09 | 2022-07-26 | Williams International Co., L.L.C. | System and method for guiding compressible gas flowing through a duct |
GB201802251D0 (en) | 2018-02-12 | 2018-03-28 | Rolls Royce Plc | An air swirler arrangement for a fuel injector of a combustion chamber |
GB201808070D0 (en) | 2018-05-18 | 2018-07-04 | Rolls Royce Plc | Burner |
CN108826357A (zh) * | 2018-07-27 | 2018-11-16 | 清华大学 | 发动机的环形燃烧室 |
US11149941B2 (en) * | 2018-12-14 | 2021-10-19 | Delavan Inc. | Multipoint fuel injection for radial in-flow swirl premix gas fuel injectors |
US10989410B2 (en) | 2019-02-22 | 2021-04-27 | DYC Turbines, LLC | Annular free-vortex combustor |
US11506384B2 (en) * | 2019-02-22 | 2022-11-22 | Dyc Turbines | Free-vortex combustor |
CN110454411A (zh) * | 2019-08-26 | 2019-11-15 | 西北工业大学 | 带有叶角可调风扇的压气机 |
US11280495B2 (en) * | 2020-03-04 | 2022-03-22 | General Electric Company | Gas turbine combustor fuel injector flow device including vanes |
KR102382634B1 (ko) * | 2020-12-22 | 2022-04-01 | 두산중공업 주식회사 | 연소기용 노즐, 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈 |
US11725819B2 (en) * | 2021-12-21 | 2023-08-15 | General Electric Company | Gas turbine fuel nozzle having a fuel passage within a swirler |
EP4202305A1 (en) * | 2021-12-21 | 2023-06-28 | General Electric Company | Fuel nozzle and swirler |
EP4202302A1 (en) * | 2021-12-21 | 2023-06-28 | General Electric Company | Fuel nozzle and swirler |
US20230212984A1 (en) * | 2021-12-30 | 2023-07-06 | General Electric Company | Engine fuel nozzle and swirler |
US20230220993A1 (en) * | 2022-01-12 | 2023-07-13 | General Electric Company | Fuel nozzle and swirler |
CN114659137B (zh) * | 2022-03-14 | 2023-05-23 | 中国航空发动机研究院 | 一种旋流器和动力装置 |
Family Cites Families (22)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2271587A (en) * | 1940-06-26 | 1942-02-03 | Todd Comb Equipment Inc | Air register |
US2439554A (en) * | 1945-07-25 | 1948-04-13 | Arleigh W Anderson | Air register |
FR1014072A (fr) * | 1950-03-08 | 1952-08-08 | Chantier Et Ateliers De Saint | Distributeur d'air à grande turbulence |
US2958194A (en) * | 1951-09-24 | 1960-11-01 | Power Jets Res & Dev Ltd | Cooled flame tube |
US2889871A (en) * | 1957-03-13 | 1959-06-09 | Temple S Voorheis | Method and means relating to high capacity forced draft gas burner art |
US3746499A (en) * | 1970-07-06 | 1973-07-17 | Exxon Research Engineering Co | Staged air burner with swirling auxiliary air flow |
GB1377184A (en) * | 1971-02-02 | 1974-12-11 | Secr Defence | Gas turbine engine combustion apparatus |
US3844116A (en) * | 1972-09-06 | 1974-10-29 | Avco Corp | Duct wall and reverse flow combustor incorporating same |
US3972182A (en) * | 1973-09-10 | 1976-08-03 | General Electric Company | Fuel injection apparatus |
US3946552A (en) * | 1973-09-10 | 1976-03-30 | General Electric Company | Fuel injection apparatus |
US4157012A (en) * | 1977-03-24 | 1979-06-05 | General Electric Company | Gaseous fuel delivery system |
JPS5541328A (en) * | 1978-09-14 | 1980-03-24 | Toyo Kohan Co Ltd | Low nox burner |
GB2085147A (en) * | 1980-10-01 | 1982-04-21 | Gen Electric | Flow modifying device |
US4653278A (en) * | 1985-08-23 | 1987-03-31 | General Electric Company | Gas turbine engine carburetor |
JPH0754162B2 (ja) * | 1986-05-26 | 1995-06-07 | 株式会社日立製作所 | 低NOx燃焼用バ−ナ |
FR2599821B1 (fr) * | 1986-06-04 | 1988-09-02 | Snecma | Chambre de combustion pour turbomachines a orifices de melange assurant le positionnement de la paroi chaude sur la paroi froide |
DE3819898A1 (de) * | 1988-06-11 | 1989-12-14 | Daimler Benz Ag | Brennkammer fuer eine thermische stroemungsmaschine |
US5123248A (en) * | 1990-03-28 | 1992-06-23 | General Electric Company | Low emissions combustor |
IT1238713B (it) * | 1990-04-20 | 1993-09-01 | Ente Naz Energia Elettrica | Bruciatore perfezionato per olio e gas combustibili a bassa produzione di ossidi di azoto. |
US5117637A (en) * | 1990-08-02 | 1992-06-02 | General Electric Company | Combustor dome assembly |
JP3077939B2 (ja) * | 1990-10-23 | 2000-08-21 | ロールス−ロイス・ピーエルシー | ガスタービン燃焼室及びその操作方法 |
GB9023004D0 (en) * | 1990-10-23 | 1990-12-05 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine combustion chamber and a method of operating a gas turbine engine combustion chamber |
-
1993
- 1993-10-27 US US08/141,757 patent/US5394688A/en not_active Expired - Lifetime
-
1994
- 1994-10-06 TW TW083109273A patent/TW248585B/zh active
- 1994-10-07 US US08/319,686 patent/US5479782A/en not_active Expired - Fee Related
- 1994-10-12 AU AU75756/94A patent/AU7575694A/en not_active Abandoned
- 1994-10-25 ES ES94307823T patent/ES2123102T3/es not_active Expired - Lifetime
- 1994-10-25 EP EP94307823A patent/EP0654639B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1994-10-25 DE DE69413352T patent/DE69413352T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1994-10-26 CA CA002134419A patent/CA2134419A1/en not_active Abandoned
- 1994-10-26 KR KR1019940027387A patent/KR950011818A/ko active IP Right Grant
- 1994-10-27 JP JP6289135A patent/JPH07180835A/ja not_active Withdrawn
- 1994-10-27 CN CN94117610A patent/CN1107933A/zh active Pending
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2008089296A (ja) * | 2006-09-29 | 2008-04-17 | General Electric Co <Ge> | 燃焼器音響作用の低減を促進する装置 |
JP2013517440A (ja) * | 2009-12-15 | 2013-05-16 | マン・ディーゼル・アンド・ターボ・エスイー | タービン用バーナ |
JP2013234837A (ja) * | 2012-05-08 | 2013-11-21 | General Electric Co <Ge> | 燃焼器に作動流体を供給するためのシステム |
JP2019516058A (ja) * | 2016-04-22 | 2019-06-13 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトSiemens Aktiengesellschaft | 燃焼機関において燃料を空気と混合するためのスワラ |
US10876731B2 (en) | 2016-04-22 | 2020-12-29 | Siemens Aktiengesellschaft | Swirler for mixing fuel with air in a combustion engine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US5394688A (en) | 1995-03-07 |
AU7575694A (en) | 1995-05-18 |
US5479782A (en) | 1996-01-02 |
CN1107933A (zh) | 1995-09-06 |
EP0654639B1 (en) | 1998-09-16 |
DE69413352T2 (de) | 1999-05-12 |
TW248585B (ja) | 1995-06-01 |
KR950011818A (ko) | 1995-05-16 |
EP0654639A1 (en) | 1995-05-24 |
CA2134419A1 (en) | 1995-04-28 |
DE69413352D1 (de) | 1998-10-22 |
ES2123102T3 (es) | 1999-01-01 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JPH07180835A (ja) | ガスタービン | |
US5647215A (en) | Gas turbine combustor with turbulence enhanced mixing fuel injectors | |
US6016658A (en) | Low emissions combustion system for a gas turbine engine | |
EP0791160B1 (en) | Dual fuel gas turbine combustor | |
US6438959B1 (en) | Combustion cap with integral air diffuser and related method | |
US5408825A (en) | Dual fuel gas turbine combustor | |
US7546735B2 (en) | Low-cost dual-fuel combustor and related method | |
JP5528756B2 (ja) | 二次燃料ノズル用の管状燃料噴射器 | |
US7836677B2 (en) | At least one combustion apparatus and duct structure for a gas turbine engine | |
KR20190104900A (ko) | 가스 터빈 엔진용 연료 분사기 조립체 | |
JPH06323543A (ja) | ガスタービン及び燃料の燃焼方法 | |
JPH09119641A (ja) | ガスタービンエンジン用低窒素酸化物希薄予混合モジュール | |
JP2003279041A (ja) | 対向旋回アンニュラ燃焼器 | |
KR20040036629A (ko) | 가스 터빈용 연소기 라이너 | |
KR20050029676A (ko) | 가스 터빈용 향류 연소기 및 NOx 배기가스를감소시키는 방법 | |
JP2009192214A (ja) | ガスタービンエンジン用の燃料ノズル及びその製造方法 | |
US10823420B2 (en) | Pilot nozzle with inline premixing | |
US11668466B2 (en) | Combustor nozzle assembly and gas turbine combustor including same | |
US20090139242A1 (en) | Burners for a gas-turbine engine | |
GB2107448A (en) | Gas turbine engine combustion chambers | |
WO1999017057A1 (en) | ULTRA-LOW NOx COMBUSTOR | |
JPH08261465A (ja) | ガスタービン | |
JP2011099667A (ja) | 二次燃料ノズルベンチュリ | |
CA2236903A1 (en) | Gas turbine combustor with enhanced mixing fuel injectors |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A300 | Application deemed to be withdrawn because no request for examination was validly filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20020115 |