JPH08232685A - ガスタービンエンジンの燃焼室の炎管後壁を冷却する装置 - Google Patents

ガスタービンエンジンの燃焼室の炎管後壁を冷却する装置

Info

Publication number
JPH08232685A
JPH08232685A JP7325666A JP32566695A JPH08232685A JP H08232685 A JPH08232685 A JP H08232685A JP 7325666 A JP7325666 A JP 7325666A JP 32566695 A JP32566695 A JP 32566695A JP H08232685 A JPH08232685 A JP H08232685A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
rear wall
burner
cooling air
cooling
combustion
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.)
Pending
Application number
JP7325666A
Other languages
English (en)
Inventor
Nikolaos Zarzalis
ニコラオス・ザルザリス
Guenter Meikis
ギンター・マイキス
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.)
MTU Aero Engines GmbH
Original Assignee
MTU Motoren und Turbinen Union Muenchen GmbH
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 MTU Motoren und Turbinen Union Muenchen GmbH filed Critical MTU Motoren und Turbinen Union Muenchen GmbH
Publication of JPH08232685A publication Critical patent/JPH08232685A/ja
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2260/00—Function
    • F05B2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05B2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Gas Burners (AREA)
  • Spray-Type Burners (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】 本発明は、ガスタービンエンジンの燃焼室の
炎管後壁を冷却する装置であって、前記後壁には少なく
とも一つのバーナが設けられ、前記バーナは、一つの燃
料ノズル及び少なくとも一つの、前記燃料ノズルと同軸
に配置された燃焼空気を供給するための渦装置を有し、
前記後壁は、圧縮機から取り出され、燃焼室の前端に供
給される圧縮空気によって冷却されるように構成されて
いる前記炎管の後壁の冷却装置を提供することである。 【解決手段】 本発明の装置において、前記後壁（５）
には、少なくとも一つの壁冷却用に供給される圧縮空気
用のダクト状冷却空気供給装置（１６）が形成されてお
り、前記冷却空気供給装置（１６）はその出口側でバー
ナ（６）において炎管（４）とつながっており、前記冷
却空気供給装置（１６）から出る圧縮空気は一次ゾーン
（Ｐ）において燃焼を始める。冷却空気供給装置（１
６、１６′）は、その出口側で、少なくとも一つの渦装
置（１０、１１）のダクト（１２、１３）の空気入口に
連絡している。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンエン
ジンの燃焼室の炎管後壁を冷却する装置に関し、特にガ
スタービンエンジンの燃焼室の炎管後壁を冷却する装置
であって、前記後壁には少なくとも一つのバーナが設け
られ、前記バーナは、一つの燃料ノズル及び少なくとも
一つの、前記燃料ノズルと同軸に配置された燃焼空気を
供給するための渦装置を有し、前記後壁は、圧縮機から
取り出され、燃焼室の前端に供給される圧縮空気によっ
て冷却されるように構成されている前記炎管後壁を冷却
する装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来技術である、ドイツ特許公開DE-OS
4110507 の図６に示されているバーナは、燃焼室の一次
ゾーンに一様に分布せしめられた霧状の部分的に気化し
ている燃料を含む回転渦が生ぜしめられるように、供給
される燃料に対して周方向に旋回する燃焼空気を供給す
ることにより働くように構成されている。この燃焼は炎
管後壁の下流側ですぐにおこり、その結果後壁並びにそ
れに含まれるバーナの部分が極めて高い熱負荷がかか
る。熱安定性のため後壁は冷却しなければならない。炎
管後壁を冷却するため、所謂「衝撃冷却」の利用が既に
知られている（ドイツ特許公開DE-OS 3328682 ）。更に
ドイツ公開DE-OS 3815382 から、後壁を二重壁に、対流
により冷却されるように構成し、その場合において後壁
の上流側にある壁部分に両壁部分の間に空気を供給する
ための局部的に分散配置された複数の開口を設けること
が知られている。これらの既知の衝撃冷却と対流による
冷却の場合、消費される冷却空気は炎管内にその管壁に
沿って下流の方へつづく冷却膜の形態で入れられる。こ
のように冷却空気が反応ゾーンの方へ局部的に流れ去る
箇所において、また燃焼室の負荷の状態及び温度に応じ
て、使用される冷却空気は優勢に燃焼に加担せず、また
は部分的に加担するだけであるので、一様な燃焼は可能
ではない。供給された燃料の、又は供給された冷却空気
の現存する残りの部分から局部的に空気の豊富な燃料−
空気混合物又は空気の乏しい燃料−空気混合物が生じ、
局部的に、また時として一緒に燃焼する。これによって
局部的な熱的過負荷が燃焼室の前端乃至は後壁に生ず
る。またこのため多量の有害物質（C,C0, CxHy)の放出
が予想される。
【０００３】上記の幾つかの観点から見て、炎の根部の
領域が一次ゾーンにおける一様な、安定した燃焼を可能
にするように使用された空気を利用することはできな
い。また、最大に均一な燃焼のために、冷却空気を圧縮
機の空気から得るようにして、極力少ない冷却空気量で
済ませることが試みられる。このような少ない冷却空気
量は高能率の冷却のためにはしばしば十分とは言えな
い。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】本発明の課題は、一次
ゾーンにおいて常に一様な安定した燃焼が行われている
とき、格別の燃焼過程の損失なしに炎管の後壁並びにバ
ーナの部分の高率の冷却が可能である上記の技術のバー
ナを冷却するための装置を提供することである。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明は上記の課題を解
決するもので、「ガスタービンエンジンの燃焼室の炎管
（４）後壁（５）を冷却する装置であって、前記後壁
（５）には少なくとも一つのバーナ（６）が設けられ、
前記バーナは、一つの燃料ノズル（９）及び少なくとも
一つの、前記燃料ノズル（９）と同軸に配置された燃焼
空気を供給するための渦装置（１０、１１）を有し、前
記後壁（５）は、圧縮機から取り出され、燃焼室の前端
に供給される圧縮空気によって冷却されるように構成さ
れており、前記後壁（５）には、少なくとも一つの壁冷
却用に供給される圧縮空気用のダクト状冷却空気供給装
置（１６）が形成されており、前記冷却空気供給装置
（１６）はその出口側でバーナ（６）において炎管
（４）とつながっており、前記冷却空気供給装置（１
６）から出る圧縮空気は一次ゾーン（Ｐ）内で既に火炎
の根部に接して燃焼するように構成されていることを特
徴とするガスタービンエンジンの燃焼室の炎管後壁を冷
却する装置。」を要旨とする。
【０００６】本発明によれば、比較的多くの冷却空気量
を高能率の冷却のために用意することができる。冷却空
気量は燃焼のために供給する一次空気の必要に本質的に
或いは完全に合わせることが可能である。使用される冷
却空気が完全にそして的確に一次燃焼用プロセス空気と
して供給されるので、炎管の後壁又は燃焼室のヘッド部
の冷却は実際何ら不等質性を生ぜしめることはない。上
記の再生冷却法の技術によって燃焼プロセスは一様で且
つ安定した燃焼のために最適化せしめられる。これは特
に二つの一次ゾーンにおいて調節可能な極端に異なる燃
焼の種類に対しても当てはまる。前記燃焼の種類の一つ
は、空気の豊富な燃料−空気混合物の利用の下での所謂
「冷温(kalte) 」又は「穏やかな(milde) 」燃焼であ
る。その場合、燃焼室は所謂「消火限界(Arm-Verloesch
-Grenze 」で操作される。前記燃焼の種類の他の一つ
は、一次燃焼に燃料は豊富であるが、空気は乏しい燃料
−空気混合物を利用して行われる「豊富な(fetter)」一
次ゾーンにおける「過熱(Heisse)」燃焼である。
【０００７】前者の場合、例えば消火の危険の少ない、
改良されたバーナ又はノズルの安定性が得られ、それに
よって壁を冷却する結果熱せられた圧縮空気によって既
に（バーナの出口又は後壁の上流側における）炎の根部
において必要とされる高い燃焼温度が保持される。
【０００８】後者の場合、比較的高い燃焼温度が申し分
のないように抑制される。
【０００９】適当な冷間法（対流乃至衝撃冷却）を利用
することにより、一様な温度分布が炎管後壁又は燃焼室
の前端(Kopfende)の後ろ側において可能にされる。場合
によっては、燃焼の結果生ずる、後壁における局部的に
異なる温度負荷及び温度分布は、局部的に該温度負荷及
び温度分布に関して調製されたダクトの構造、ダクトの
走り具合、空気力学的「邪魔板」又は、冷却空気供給装
置上乃至その内側に設けられた、熱伝達を局部的に高め
るけば状部(Noppen)及びウェブによって、一様に減じら
れた壁温度となるように補整される。衝撃冷却の場合、
後壁の局部的に異なる温度負荷は、相当の後壁の衝撃冷
却穴の周方向に分散配置する間隔と数によって一様に減
じられた壁温度となるように制御される。
【００１０】上記した冷却装置は、本発明の構成要素で
もある。
【００１１】例えば請求項１７及び／又は１８に記載の
技術のバーナを備える装置の場合、例えば次の通りであ
る。
【００１２】比較的大きな冷却空気と燃焼空気が必要と
されるとき、本質的に二つの軸方向に間隔をおいて並ぶ
渦装置に冷却空気供給装置から出る冷却空気が燃焼空気
として供給される。
【００１３】比較的少ない空気量の場合、例えば、衝撃
冷却装置（請求項５）を利用して、専ら、燃焼空間の近
くに位置する渦装置に冷却空気供給装置からでる冷却空
気が燃焼空気として供給される。その場合、バーナの燃
焼空間に近い部分並びに「第２の」渦発生装置を同様に
冷却することができる。第１の渦発生装置を介して、必
要に応じて、更に、渦ダクトを相応に制御することによ
って、燃焼空気（「冷間」又は「穏やかな」燃焼）の付
加的な量又はそれに比して少ない燃焼空気の量を、零の
方に（「過熱」燃焼、「豊富な」一次ゾーン）調製する
ことができる。
【００１４】このような極力有害物質の少ない燃焼のた
めの渦装置による燃焼空気の調整は、それ自体既知であ
り（ドイツ特許公開DE-OS 41 10 507 、DE-OS 42 28 81
6 、DE-OS 42 28 817)、又これの三つの既知の技術の一
つによる前記調整を本発明の実施のための基礎として利
用することができる。
【００１５】
【発明の実施の形態】図１及び図２について説明する
と、ガスタービンエンジンの長手方向中心線から距離を
おいて該中心線と同軸に配置された環状の燃焼室の上流
側先端部にある冷却装置が示されている。前記燃焼室の
前方ノーズドーム(Abschlusshaube)１はその上流側先端
部に環状空間２を形成しており、該環状空間は、軸方向
下流側が省略図示された炎管４内の燃焼空間３から炎管
４の後壁５によって並びにバーナ６によって遮蔽されて
いる。環状燃焼室の場合、環状空間２の内部に優先的
に、複数の前記バーナ６が周方向に一様な距離をおいて
分配配置されている。前記バーナは炎管４の環状後壁５
に取り付けられている。
【００１６】ノーズドーム１は、ほぼ後壁５の半径方向
外側部分の高さで、燃焼室の環状外側ケーシングの軸方
向壁部分７（図１）乃至軸方向壁部分７′（図２）に続
いている。軸方向壁部材７及び７′は、炎管４と共に、
夫々、外側の環状ダクト８及び８′を形成する。
【００１７】各バーナ６は、幾つかの環状又はスリーブ
型構成要素からなり、またここでは、例えば、バーナ６
と燃料ノズル９の共通の中心線Ａと同軸に配置された、
二つの軸方向に距離をおいて位置する環状渦装置１０、
１１を含む。尚、以下本明細書において、夫々第１渦装
置１０及び第２渦装置１１と称す。第１及び第２の渦装
置１０、１１は各々燃焼空気（矢印Ｆ又はＦ′の方向で
示す。）を燃焼室の一次ゾーンＰに供給するダクト１２
又は１３を有する。ダクト１２、１３は共通のバーナ及
びノズル中心線Ａに関して軸方向に位置ずれした横方向
の面に、一様な周方向の距離で接線方向に形成されてい
る。ダクト１２、１３は、第１及び第２渦装置１０、１
１の楔型部分又は羽根型部分の間の環状の範囲に形成さ
れている。第１及び第２の渦装置１０、１１は燃焼空気
に周方向に回転する渦運動をさせ、燃焼空気は最初バー
ナの筒状内側ダクト１４及び筒状外側ダクト１５の中を
流れる（夫々、矢印Ｆ及びＦ′で示す）。燃焼室の一次
ゾーンＰにおいて、前記渦流は、第１及び第２の渦装置
１０乃至１１における相対的なダクトの配置と位置を経
て、同回転方向又は逆向きの回転をする燃料の蓄積され
た回転渦Ｗ１乃至Ｗ２を燃焼のために形成する。
【００１８】前記環状燃焼室の前端において、燃焼室の
環状空間２には、ガスタービンエンジンの圧縮機から取
り出され、図示しない軸方向ディフューザを通して供給
された圧縮空気Ｄによってエネルギーが与えられる。こ
の圧縮空気Ｄの一部分は矢印Ｄ１の方向に一次空気又は
燃焼空気として第１の渦装置１０の総てのダクト１２の
半径方向外側空気入口に供給される。供給された圧縮空
気の残りの部分Ｄ２は、先ず後壁５を冷却するために利
用される空気流Ｄ３と残余の又は二次流Ｄ４に分割され
る。ここで、後者は燃焼室の当該外側の環状ダクト８乃
至８′の中を下流の方へ流れ去る。残余の又は二次流Ｄ
４は、例えば混合空気として、及び燃焼室出口の前の温
度プロフィルを冷却するために乃至は比較的抑制するた
めに(Vergleichmaessigung) 炎管に供給される。
【００１９】ウエブ状の軸方向に間隔を置かれている二
つの壁部分Ｔ１及びＴ２の間で、後壁５（図１）は例え
ば環状空気供給装置１６を形成する。この場合、冷却空
気供給装置１６は、後壁５の半径方向外側の軸方向に湾
曲した移行部分Ｕから始まっており、その場合において
環状ダクト８の上流側の部分からの冷却空気（部分流Ｄ
３）のための当該「空気取り入れ手段」は環状スロット
１７であり、この環状スロットを通り、ノズル状狭窄部
Ｅを通り抜けた後、必要とされる冷却空気は、矢印で示
すように、環状冷却空気供給装置１６を通って流れる。
出口側で乃至は半径方向内側で、冷却空気供給装置１６
は、第２の渦装置１１のダクト１３の半径方向外側の空
気入口に連絡する。図１に示すように、冷却が行われた
後、下流側で、冷却空気は軸方向ダクト１８を通って或
いは場合により軸方向に貫流可能な穴を通って先ず後壁
５の上流側に伸びる、第２の渦装置１１のダクト１３の
全ての入口に連絡しているバーナの外側環状空間１９に
導かれる。環状空間１９はスリーブ状覆い部分２０によ
って形成されている。破線で示すように覆い部分２０と
環状空間１９は後壁５の更に上流側に軸方向に延長し
て、第１の渦装置１０（破線の矢印参照）に、冷却空気
供給装置１６から出る冷却空気により、それを燃焼空気
として利用するとき、エネルギーを与えることができる
ように構成することができる。後者の場合、比較的大き
な容積の冷却空気を最初は冷却のために使用し、次いで
一次空気として燃焼用に使用することができる。その場
合、必要な冷却効率と必要な全ての一次空気の要件を確
保するために、対流冷却装置の全ての入口部面積と貫流
部面積を比較的大きな冷却空気量に合わせて設計するよ
うに配慮しなければならない。
【００２０】炎管４後壁５に設けられた環状冷却空気供
給装置１６がほぼ半径方向外側の周面Ｕ′のレベルのと
ころ（破線で示す輪郭）で終わっているときは、例え
ば、入ってくる圧縮空気Ｄの一部分を環状空間２を通し
て冷却空気供給装置１６に供給するように、後壁５の上
流側壁分Ｔ１の箇所Ｓｔに位置して後壁５の上流側に位
置する壁部分Ｔ１に軸方向通路、穴又はスリットを設け
ることができる。
【００２１】更に図１について説明すると、本発明の別
の実施形態において、燃焼室の環状ダクト８の上流側端
部を冷却する目的で、部分空気流Ｄ３′を、入ってくる
圧縮空気Ｄ２から転じてＳｔ′の箇所において冷却空気
供給装置１６に半径方向口部又は穴を通して送ることが
できる。
【００２２】バーナ６において第１及び第２の渦装置１
０及び１１の接線方向のダクト１２及び１３は半径方向
壁２０によって互いに隔てられている。壁２０はダクト
１２の出口とダクト１３の出口の間を、半径方向及び軸
方向に湾曲したスリーブ２１が内方へ連続している。第
１の渦装置１０のダクト１２の出口の下流で、スリーブ
２１は、ベンチュリ管のような筒状内側ダクト１４の壁
を形成している。即ち、それは流れ方向に、内側ダクト
１４の壁が収斂し、そして発散する筒状内側ダクト１４
の壁を形成している。スリーブ２１によって形成された
この壁の上に微細な霧にされた燃料Ｂがフレア形コーン
の形に燃料ノズル９を通して上流側地点Ｂにおいて噴射
される。更に下流において前記壁の上に霧にされた燃料
が膜ＦＢの形で被着する。スリーブ２１の下流側の最も
端において燃料は形成された剪断流の進路においてＢ′
のように分離し、回転渦Ｗ１か，Ｗ２内に取り込まれ、
霧と部分的な蒸気の形で均一に分散される。
【００２３】バーナ６の環状ダクト１５は壁２０の部分
及び一方の側のスリーブ２１の外側周面並びに第２の渦
装置１１の出口側周囲部分及びダクト１３を含む環状構
成要素２２の収斂しそして発散している曲面状の内側壁
部分によって形成される。この環状構成要素２２は後板
５の内側リングにバーナ６を固定するために使用され
る。この内側リングは、バーナ６に対して半径方向内側
の地点において冷却空気供給装置１６を密封し、ここで
は、例えば、二つの壁部材Ｔ１及びＴ２用の軸方向に一
定の幅を持った保持体を形成している。燃料ノズル９は
支持スリーブ２３によって保持され、該支持スリーブは
次いでバーナ６のハウジング内の上流側地点において周
方向スロット２４内に前記支持スリーブの半径方向フラ
ンジによって締結される。
【００２４】本質的に同一の構成要素と機能（燃焼室、
バーナ、燃料ノズル）を使用しているもので図２に示す
ものは、図１に示したものとは、燃焼室の後壁５を冷却
するために所謂「衝撃冷却装置」が設けられている点が
異なる。この衝撃冷却装置には空気部分Ｄ５から冷却空
気が供給される。この冷却空気は燃焼室の前端の環状空
間２に供給される圧縮空気Ｄから取り出される。このた
め、上流側の壁部材Ｔ１には、下流側に位置し、且つ後
壁５の、燃焼空間３に隣接する壁部分Ｔ２に高エネルギ
ーの冷却空気流Ｌ′が衝突するように、複数の軸方向の
穴、孔Ｌが設けられている。半径方向内側に位置する、
バーナ６を取り巻く側に、燃焼室の一次ゾーンＰ（図
１）における燃焼のために、使用済の冷却空気は環状空
間１６′から軸方向ダクト１８乃至穴乃至スロットを介
してバーナ６の半径方向外側環状空間１９に流出する。
また第２の渦装置１１には燃焼空気が供給され、該渦装
置１１は出口側でバーナ６の環状ダクト１５を介して燃
焼空間３乃至一次ゾーンＰと連絡している。図１に示す
様に図２においては第１の渦装置１０に環状空間２に供
給された圧縮空気Ｄの一部分Ｄ１が燃焼空気として供給
される。また、図２に示す衝撃冷却装置において、第１
及び第２の渦装置１０乃至１１に衝撃冷却装置から排出
された冷却空気を燃焼空気として供給することができる
ように、図１に示すように上流の方に環状空間１９を延
長することができる。
【００２５】図２に示すような後壁用の実際同一の衝撃
冷却を利用するが、図３のものは図１，２のものと基本
的に、炎管４の後壁５を冷却した後冷却空気は、「バー
ナの口」に周囲に一様に分配された軸方向開口乃至穴２
５を介して矢印Ｆ″で示す燃焼空気として炎管４の燃焼
空間３に供給される点が異なる。この燃焼空気Ｆ″の部
分は、「炎の根部」乃至炎区域の始点が後壁５に対して
軸方向に下流側に移動せしめられるように優勢な回転渦
流Ｗ１，Ｗ２に対して穴２５から吹き出される。これに
よって後壁５及びバーナ６の部分の熱負荷が軽減され
る。同時に、穴２５によって既に炎の根部において一様
な、安定した燃焼が一次ゾーンＰ内で行われることが達
成される。
【００２６】第２の壁部分Ｔ２の穴２５又は開口部の利
用は図示の軸方向の配置に制限されるものではない。例
えば、バーナ又はノズルの軸線Ａに対して傾斜した、周
方向に対して接線方向の配置で、穴を供給すべき燃焼空
気用の渦発生装置に形成することができる。
【００２７】図３に示すように衝撃冷却装置の環状空間
１６′は、後壁５の両壁部分Ｔ１，Ｔ２及びバーナ６の
環状構成要素２２の半径方向外側の周囲部分を備える。
環状空間１６′は、半径方向内側で両壁部分Ｔ１，Ｔ２
の間のスペーサ２６によって閉じられている。ここにお
いて、バーナ６は環状構成要素２２の周方向及び軸方向
の凹所を介して後壁５に固定されている。それ故、第２
の壁部分Ｔ２の軸方向穴２５から流れ去る前に、穴２５
を含む「バーナの口部」及び環状構成要素２２の対流冷
却が行われる。
【００２８】例えば、図１の対流冷却の領域において後
壁５の両壁部分Ｔ１，Ｔ２の間の冷却空気供給装置１６
は、周方向に分配された複数の室又はダクト乃至冷却ダ
クトにより形成することができる。前記冷却ダクトは、
両壁部分Ｔ１，Ｔ２の一つに設けられたスペーサウエブ
により形成することができる。冷却の必要に応じて、ま
た局部的に利用できる冷却媒体の流れにより、より大き
な熱伝達面のゾーン及び／又は局部的に異なる冷却媒体
滞留時間のゾーンを作りだすことができる。局部的に大
きくされた熱伝達面は例えば表面をざらざらにすること
により、突出部、ウエブ、又はけば状部により冷却媒体
で濡れた内面、特に第２の即ち下流側の壁面Ｔ２に形成
することができる。局部的な蓄積またはスペーシング(A
bstandsdichte)に応じて、前記した手段により、冷却空
気流の局部的滞留時間に影響を及ぼし、且つ該滞留時間
を変えることができる。後記目的のため、さらに「スポ
イラー」様の金属板のような所謂「流体邪魔板」を当該
冷却空気通路に取り付けることができる。
【００２９】図２に示すように冷却空気供給装置１６′
の出口部分に、炎管４の後壁５に設けた開口乃至穴２５
並びに少なくとも一つの第２の渦装置１１のダクト１３
の入口側を接続することができる。このために、前記ダ
クト１８並びに半径方向に外側の環状空間１９（図２）
を利用することができる。
【００３０】本発明は、全くの筒形燃焼室または複合環
状−筒形燃焼室の場合にも有利に適用することができ
る。何れの場合においても、ほぼ筒状の炎管は、蓋状又
は円板状の後壁を備え、該後壁に前記技術のバーナを設
けることができる。
【００３１】
【発明の効果】以上のように本発明によれば、一次ゾー
ンにおいて常に一様な安定した燃焼が行われていると
き、格別の燃焼過程の損失なしに炎管の後壁並びにバー
ナの部分の高率の冷却が可能である。
【図面の簡単な説明】
【図１】渦装置及び燃料ノズルを含むバーナを備える環
状燃焼室の先端部の炎管後壁の対流冷却装置を備える装
置の、入口側及び燃焼空間側が切欠図示された燃焼室部
分の本質的に上半部の中央縦断面図である。
【図２】図１の装置に対応するもので、入口側及び燃料
室側が切欠図示された、渦装置及び燃料ノズルを含むバ
ーナと、図１のものと本質的に異なる衝撃冷却装置とし
ての冷却装置の構成を備える燃焼室部分の本質的に下半
部の図である。
【図３】図２の装置に対応するもので、冷却装置から出
る冷却空気が、燃焼空気部分としてバーナに向けられ、
炎管内で優勢な回転渦流れの方へ軸方向に吹き出される
点で本質的に図１及び図２のものと異なる、同様に衝撃
冷却装置を備える燃焼室の下半部の図である。
【符号の説明】
１ ノーズドーム ２ 環状空間 ３ 燃焼空間 ４ 炎管 ５ 後壁 ６ バーナ ７，７′ 燃焼室の環状外側ケーシングの軸方向壁部分 ８，８′ 環状ダクト ９ 燃料ノズル １０，１１ 渦装置 １２，１３ ダクト １４ 筒状内側ダクト １５ 筒状外側ダクト １６ 環状空気供給装置 １６′環状空間 １７ 環状スロット １８ 軸方向ダクト １９ 外側環状空間 ２０ スリーブ状覆い部分 ２１ スリーブ ２２ 環状構成要素 ２３ 支持スリーブ ２４ 周方向スリット ２５ 軸方向開口乃至穴 ２６ スペーサ Ｗ１，Ｗ２ 回転渦 Ｄ 圧縮空気 Ｄ１ 一次空気流 Ｄ２ 圧縮空気の残りの部分 Ｄ３ 後壁冷却用の空気流 Ｄ３′部分空気流 Ｄ４ 二次空気流 Ｄ５ 空気部分 Ｔ１，Ｔ２ 壁部分 Ｕ 後壁５の半径方向外側の軸方向に湾曲した移行部分 Ｅ ノズル状狭窄部 ＦＢ 燃料膜 Ｂ，Ｂ′燃料 Ｌ 軸方向穴乃至孔 Ｌ′ 高エネルギーの冷却空気流 Ｐ 燃焼室の一次ゾーン
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (71)出願人 391028384 ＤＡＣＨＡＵＥＲ ＳＴＲＡＳＳＥ 665, 80995 ＭＵＥＮＣＨＥＮ，ＧＥＲＭＡＮ Ｙ (72)発明者 ニコラオス・ザルザリス ドイツ連邦共和国 85221 ダッチャウ, クランケンハウスストラッセ 23エー (72)発明者 ギンター・マイキス ドイツ連邦共和国 85757 カールスフェ ルド，アム アンゲル ７

Claims (24)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ガスタービンエンジンの燃焼室の炎管
    （４）後壁（５）を冷却する装置であって、前記後壁
    （５）には少なくとも一つのバーナ（６）が設けられ、
    前記バーナは、一つの燃料ノズル（９）及び少なくとも
    一つの、前記燃料ノズル（９）と同軸に配置された燃焼
    空気を供給するための渦装置（１０、１１）を有し、前
    記後壁（５）は、圧縮機から取り出され、燃焼室の前端
    に供給される圧縮空気によって冷却されるように構成さ
    れており、前記後壁（５）には、少なくとも一つの壁冷
    却用に供給される圧縮空気用のダクト状冷却空気供給装
    置（１６）が形成されており、前記冷却空気供給装置
    （１６）はその出口側でバーナ（６）において炎管
    （４）とつながっており、前記冷却空気供給装置（１
    ６）から出る圧縮空気は一次ゾーン（Ｐ）内で既に火炎
    の根部に接して燃焼するように構成されていることを特
    徴とするガスタービンエンジンの燃焼室の炎管後壁を冷
    却する装置。
  2. 【請求項２】 冷却空気供給装置（１６、１６′）の出
    口側が少なくとも一つの渦装置（１０、１１）のダクト
    （１２、１３）の空気入口につながっていることを特徴
    とする請求項１に記載の装置。
  3. 【請求項３】 冷却空気供給装置（１６、１６′）が後
    壁（５）の二つの軸方向に間隔を置く壁部材（Ｔ１、Ｔ
    ２）の間に形成されていることを特徴とする請求項１又
    は２に記載の装置。
  4. 【請求項４】 冷却空気供給装置（１６、１６′）が環
    状に形成されていることを特徴とする請求項１乃至３の
    何れか一項に記載の装置。
  5. 【請求項５】 冷却空気供給装置が幾つかの周方向に分
    配配置された冷却ダクトにより形成されていることを特
    徴とする請求項１乃至３の何れか一項に記載の装置。
  6. 【請求項６】 後壁（５）の上流側にある壁部材（Ｔ
    １）は燃焼空間（３）に隣接する下流側にある壁部材
    （Ｔ２）に突き当たる冷却空気噴流（Ｌ′）を作り出す
    軸方向穴（Ｌ）を備え、前記穴（Ｌ）は後壁（５）の上
    流側で圧縮空気（Ｄ）で加圧された燃焼室の空間（２）
    と連絡していることを特徴とする請求項１乃至５の何れ
    か一項に記載の装置。
  7. 【請求項７】 二つの壁部材の間の冷却空気供給装置が
    周方向に分配配置された複数の室に分割されていること
    を特徴とする請求項６に記載の装置。
  8. 【請求項８】 冷却空気供給装置の冷却ダクト又は室が
    後壁（５）の二つの壁部材（Ｔ１、Ｔ２）の間のスペー
    サウェブ(Abstandsstegen)によって形成され、前記スペ
    ーサウェブは、その下流側で燃焼空間（３）に隣接する
    壁部材（Ｔ２）に堅固に連結されていることを特徴とす
    る請求項５又は７に記載の装置。
  9. 【請求項９】 炎管後壁（５）の半径方向外側の周囲又
    は半径方向外側の軸方向移行部分（Ｕ）に、圧縮機の前
    端の空間（２）を介して圧縮空気によって加圧される空
    気取り入れ装置が設けられており、該空気取り入れ装置
    は、冷却空気供給装置（１６）につながっていることを
    特徴とする請求項１乃至５項及び７項又は８項の何れか
    一項に記載の装置。
  10. 【請求項１０】 空気取り入れ装置（１７）が軸方向又
    は半径方向の配列（Ｓｔ、Ｓｔ′）でスロットの形状に
    又は若干の周方向に分配された口部又は穴に形成されて
    いることを特徴とする請求項９に記載の装置。
  11. 【請求項１１】 後壁（５）の外側の軸方向移行部分
    （Ｕ）が、燃焼室のケーシング（７）と炎管（４）の間
    の環状ダクト（８）の上流側端部と半径方向外側（Ｓ
    ｔ′）の又は軸方向後方の空気取り入れ装置（１７）を
    介して連絡する炎管（４）のそばの冷却空気供給装置
    （１６）の軸方向延長部を形成することを特徴とする請
    求項９又は１０に記載の装置。
  12. 【請求項１２】 空気取り入れ装置は冷却空気ダクト
    （１６）の上流側の箇所においてノズル型ダクト狭窄部
    （Ｅ）を備えることを特徴とする請求項１乃至１１の何
    れか一項に記載の装置。
  13. 【請求項１３】 冷却空気供給装置（１６、１６′）の
    半径方向内側にある出口が環状空間（１９）を介して渦
    装置（１１、１０）のダクト（１３、１２）の空気入口
    につながっていることを特徴とする請求項１乃至１２の
    何れか一項に記載の装置。
  14. 【請求項１４】 炎管（４）後壁（５）の上流側壁部材
    （Ｔ１）が環状空間（１９）を介して少なくとも一つの
    渦装置（１１、１０）の空気入口に連絡している半径方
    向内方の側の軸方向ダクト又は軸方向環状ダクト（１
    ８）を有し、前記環状空間（１９）はバーナ（６）上に
    設けられたスリーブ状の覆い（２０）によって形成され
    ていることを特徴とする請求項１３に記載の装置。
  15. 【請求項１５】 少なくとも一つの渦装置（１０、１
    １）が、その内側環状周辺部においてバーナ（６）の円
    筒状の又は環状の渦空間（１４、１５）に通じている燃
    焼空気用の幾つかの周方向に一様に分配された接線方向
    貫流ダクト（１２、１３）を有する環状体からなること
    を特徴とする請求項１乃至１４の何れか一項に記載の装
    置。
  16. 【請求項１６】 バーナ（６）は該バーナ又はノズルの
    軸線（Ａ）に対して同軸に配置されたスリーブ（２１）
    を備え、該スリーブには軸方向に燃焼空間（３）の入口
    の前に、供給された燃料（Ｂ）の一部分が膜状に（Ｆ
    Ｂ）被着していることを特徴とする請求項１乃至１５の
    何れか一項に記載の装置。
  17. 【請求項１７】 第１及び第２の渦装置（１０、１１）
    の少なくとも一つが軸方向に距離をおいて配置され、二
    つの渦装置の接線方向貫流ダクト（１２、１３）は壁
    （２０）によって互いに分離され、該壁は、渦装置（１
    ０、１１）の出口の間で半径方向及び軸方向に湾曲した
    スリーブ（２１）に移行しており、且つバーナ又はノズ
    ルの軸線（Ａ）に対して同軸にバーナ（６）に設けられ
    ていることを特徴とする請求項１乃至１６の何れか一項
    に記載の装置。
  18. 【請求項１８】 炎管（４）後壁（５）内の冷却空気供
    給装置（１６、１６′）が、半径方向内方の出口側で環
    状空間（１９）を介して少なくとも第２の渦装置（１
    １）の貫流ダクト（１３）の入口側につながっており、
    前記渦装置は後壁（５）に軸方向に隣接してバーナ
    （６）に設けられていることを特徴とする請求項１３又
    は１７に記載の装置。
  19. 【請求項１９】 冷却空気供給装置（１６′）の下流側
    部分がバーナ（６）において一様に周方向に分配され
    た、後壁（５）の開口（２５）を介して直接に燃焼空間
    （３）の一次ゾーン（Ｐ）に連絡していることを特徴と
    する請求項１に記載の方法。
  20. 【請求項２０】 冷却空気供給装置（１６′）の下流側
    部分には後壁（５）の二重壁衝撃冷却装置（Ｌ、Ｌ′）
    から予熱された冷却空気が供給され、該冷却空気は一次
    燃焼空気として利用されることを特徴とする請求項１９
    に記載の装置。
  21. 【請求項２１】 冷却空気供給装置（１６′）の下流部
    分がバーナ（６）の環状移行部（２２）の空白部の中に
    突出しており、開口（２５）が、燃焼空間（３）を直接
    に局部的に制限するバーナ（６）の後壁（５）の壁部分
    （Ｔ２）に設けられていることを特徴とする請求項１９
    又は２０に記載の装置。
  22. 【請求項２２】 第１の渦装置（１０）のダクト（１
    ２）の貫流横断面積を、ダクト（１２）内にプロフィル
    またはフィンガーを軸方向に移動可能に差し込むことに
    よって調節することができることを特徴とする請求項１
    ７又は１８に記載の装置。
  23. 【請求項２３】 開口（２５）が、燃焼空気を一次ゾー
    ン（Ｐ）に供給するための独立の渦流発生装置を構成す
    ることを特徴とする請求項１９に記載の装置。
  24. 【請求項２４】 後壁（５）の開口部（２５）並びに少
    なくとも第２の渦装置（１１）の貫流ダクト（１３）の
    入口端部が冷却空気供給装置（１６′）の外側端部に連
    結されていることを特徴とする請求項１８乃至２１及び
    ２３の何れか一項に記載の装置。
JP7325666A 1994-12-16 1995-12-14 ガスタービンエンジンの燃焼室の炎管後壁を冷却する装置 Pending JPH08232685A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE4444961:5 1994-12-16
DE4444961A DE4444961A1 (de) 1994-12-16 1994-12-16 Einrichtung zur Kühlung insbesondere der Rückwand des Flammrohrs einer Brennkammer für Gasturbinentriebwerke

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JPH08232685A true JPH08232685A (ja) 1996-09-10

Family

ID=6536053

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP7325666A Pending JPH08232685A (ja) 1994-12-16 1995-12-14 ガスタービンエンジンの燃焼室の炎管後壁を冷却する装置

Country Status (5)

Country Link
US (1) US5765376A (ja)
JP (1) JPH08232685A (ja)
DE (1) DE4444961A1 (ja)
FR (1) FR2728330B1 (ja)
GB (1) GB2296084B (ja)

Families Citing this family (32)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19627760C2 (de) * 1996-07-10 2001-05-03 Mtu Aero Engines Gmbh Brenner mit Zerstäuberdüse
FR2751731B1 (fr) * 1996-07-25 1998-09-04 Snecma Ensemble bol-deflecteur pour chambre de combustion de turbomachine
US6240731B1 (en) * 1997-12-31 2001-06-05 United Technologies Corporation Low NOx combustor for gas turbine engine
SE9801818L (sv) * 1998-05-25 1999-11-26 Abb Ab Brännkammaranordning
US6351947B1 (en) * 2000-04-04 2002-03-05 Abb Alstom Power (Schweiz) Combustion chamber for a gas turbine
FR2827367B1 (fr) 2001-07-16 2003-10-17 Snecma Moteurs Systeme d'injection aeromecanique a vrille primaire anti-retour
GB2390150A (en) * 2002-06-26 2003-12-31 Alstom Reheat combustion system for a gas turbine including an accoustic screen
EP1400751A1 (de) * 2002-09-17 2004-03-24 Siemens Aktiengesellschaft Brennkammer für eine Gasturbine
US6871501B2 (en) * 2002-12-03 2005-03-29 General Electric Company Method and apparatus to decrease gas turbine engine combustor emissions
US7080515B2 (en) * 2002-12-23 2006-07-25 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine can annular combustor
US6935116B2 (en) * 2003-04-28 2005-08-30 Power Systems Mfg., Llc Flamesheet combustor
DE102005022772A1 (de) * 2005-05-12 2007-01-11 Universität Karlsruhe Brenner mit Teilvormischung und -vorverdampfung des flüssigen Brennstoffs
FR2893390B1 (fr) * 2005-11-15 2011-04-01 Snecma Fond de chambre de combustion avec ventilation
US7975487B2 (en) * 2006-09-21 2011-07-12 Solar Turbines Inc. Combustor assembly for gas turbine engine
FR2918716B1 (fr) * 2007-07-12 2014-02-28 Snecma Optimisation d'un film anti-coke dans un systeme d'injection
US8161750B2 (en) * 2009-01-16 2012-04-24 General Electric Company Fuel nozzle for a turbomachine
US9181812B1 (en) * 2009-05-05 2015-11-10 Majed Toqan Can-annular combustor with premixed tangential fuel-air nozzles for use on gas turbine engines
DE102009032277A1 (de) * 2009-07-08 2011-01-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammerkopf einer Gasturbine
GB0920094D0 (en) * 2009-11-17 2009-12-30 Alstom Technology Ltd Reheat combustor for a gas turbine engine
US8528338B2 (en) * 2010-12-06 2013-09-10 General Electric Company Method for operating an air-staged diffusion nozzle
FR2975467B1 (fr) * 2011-05-17 2013-11-08 Snecma Systeme d'injection de carburant pour une chambre de combustion de turbomachine
US9243803B2 (en) 2011-10-06 2016-01-26 General Electric Company System for cooling a multi-tube fuel nozzle
US9664390B2 (en) * 2012-07-09 2017-05-30 Ansaldo Energia Switzerland AG Burner arrangement including an air supply with two flow passages
FR2998038B1 (fr) 2012-11-09 2017-12-08 Snecma Chambre de combustion pour une turbomachine
DE102013204307A1 (de) * 2013-03-13 2014-09-18 Siemens Aktiengesellschaft Strahlbrenner mit Kühlkanal in der Grundplatte
FR3057648B1 (fr) * 2016-10-18 2021-06-11 Safran Helicopter Engines Systeme d'injection pauvre de chambre de combustion de turbomachine
FR3064050B1 (fr) * 2017-03-14 2021-02-19 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion d'une turbomachine
US10330204B2 (en) * 2017-11-10 2019-06-25 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Burner seal of a gas turbine and method for manufacturing the same
US11092076B2 (en) * 2017-11-28 2021-08-17 General Electric Company Turbine engine with combustor
FR3081974B1 (fr) 2018-06-04 2020-06-19 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion d'une turbomachine
CN115127117B (zh) * 2021-03-26 2023-06-16 中国航发商用航空发动机有限责任公司 防烧蚀级间段结构和燃烧室
US20230296245A1 (en) * 2022-03-17 2023-09-21 General Electric Company Flare cone for a mixer assembly of a gas turbine combustor

Family Cites Families (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR962862A (ja) * 1946-10-26 1950-06-22
GB845971A (en) * 1958-07-21 1960-08-24 Gen Electric Improvements relating to combustion chambers for gas turbine engines
US3603081A (en) * 1969-06-25 1971-09-07 Callaway As Emission control means
US3570242A (en) * 1970-04-20 1971-03-16 United Aircraft Corp Fuel premixing for smokeless jet engine main burner
US3648457A (en) * 1970-04-30 1972-03-14 Gen Electric Combustion apparatus
US3777484A (en) * 1971-12-08 1973-12-11 Gen Electric Shrouded combustion liner
IL42390A0 (en) * 1972-08-02 1973-07-30 Gen Electric Impingement cooled combustor dome
US3916619A (en) * 1972-10-30 1975-11-04 Hitachi Ltd Burning method for gas turbine combustor and a construction thereof
US3831854A (en) * 1973-02-23 1974-08-27 Hitachi Ltd Pressure spray type fuel injection nozzle having air discharge openings
US3946552A (en) * 1973-09-10 1976-03-30 General Electric Company Fuel injection apparatus
FR2269646B1 (ja) * 1974-04-30 1976-12-17 Snecma
GB1539136A (en) * 1976-07-07 1979-01-24 Snecma Gas turbine combustion chambers
US4236378A (en) * 1978-03-01 1980-12-02 General Electric Company Sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas
US4343148A (en) * 1980-03-07 1982-08-10 Solar Turbines Incorporated Liquid fueled combustors with rotary cup atomizers
US4365951A (en) * 1980-06-13 1982-12-28 Jan Alpkvist Device for combustion of a volatile fuel with air
GB2107448B (en) * 1980-10-21 1984-06-06 Rolls Royce Gas turbine engine combustion chambers
US4606190A (en) * 1982-07-22 1986-08-19 United Technologies Corporation Variable area inlet guide vanes
GB2125950B (en) * 1982-08-16 1986-09-24 Gen Electric Gas turbine combustor
EP0153842B1 (en) * 1984-02-29 1988-07-27 LUCAS INDUSTRIES public limited company Combustion equipment
US4751962A (en) * 1986-02-10 1988-06-21 General Motors Corporation Temperature responsive laminated porous metal panel
US4870818A (en) * 1986-04-18 1989-10-03 United Technologies Corporation Fuel nozzle guide structure and retainer for a gas turbine engine
US4686823A (en) * 1986-04-28 1987-08-18 United Technologies Corporation Sliding joint for an annular combustor
US4773596A (en) * 1987-04-06 1988-09-27 United Technologies Corporation Airblast fuel injector
GB2204672B (en) * 1987-05-06 1991-03-06 Rolls Royce Plc Combustor
US5129231A (en) * 1990-03-12 1992-07-14 United Technologies Corporation Cooled combustor dome heatshield
US5117637A (en) * 1990-08-02 1992-06-02 General Electric Company Combustor dome assembly
GB9018013D0 (en) * 1990-08-16 1990-10-03 Rolls Royce Plc Gas turbine engine combustor
GB2247522B (en) * 1990-09-01 1993-11-10 Rolls Royce Plc Gas turbine engine combustor
DE4110507C2 (de) * 1991-03-30 1994-04-07 Mtu Muenchen Gmbh Brenner für Gasturbinentriebwerke mit mindestens einer für die Zufuhr von Verbrennungsluft lastabhängig regulierbaren Dralleinrichtung
DE4228817C2 (de) * 1992-08-29 1998-07-30 Mtu Muenchen Gmbh Brennkammer für Gasturbinentriebwerke
DE4228816C2 (de) * 1992-08-29 1998-08-06 Mtu Muenchen Gmbh Brenner für Gasturbinentriebwerke
US5331817A (en) * 1993-05-28 1994-07-26 The Joseph Company Portable self-cooling and self-heating device for food and beverage containers
US5623827A (en) * 1995-01-26 1997-04-29 General Electric Company Regenerative cooled dome assembly for a gas turbine engine combustor

Also Published As

Publication number Publication date
FR2728330B1 (fr) 2000-02-04
DE4444961A1 (de) 1996-06-20
GB2296084A (en) 1996-06-19
FR2728330A1 (fr) 1996-06-21
US5765376A (en) 1998-06-16
GB9523579D0 (en) 1996-01-17
GB2296084B (en) 1998-06-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPH08232685A (ja) ガスタービンエンジンの燃焼室の炎管後壁を冷却する装置
US5836163A (en) Liquid pilot fuel injection method and apparatus for a gas turbine engine dual fuel injector
US4198815A (en) Central injection fuel carburetor
JP3810491B2 (ja) エアブラスト噴霧ノズル
US2602292A (en) Fuel-air mixing device
US5674066A (en) Burner
US4374466A (en) Gas turbine engine
US5826423A (en) Dual fuel injection method and apparatus with multiple air blast liquid fuel atomizers
GB1563125A (en) Low pressure fuel injection system
US6102692A (en) Burner for a heat generator
JP5591408B2 (ja) ガスタービン用の低発熱量燃料燃焼器
US20080078183A1 (en) Liquid fuel enhancement for natural gas swirl stabilized nozzle and method
JPS5858563B2 (ja) カリユウネンシヨウホウホウ オヨビ ネンシヨウキ
US4400151A (en) Controlled flow, split stream burner assembly
JPH0777316A (ja) 液状及び又はガス状の燃料のための燃料ランス及びそれを運転する方法
JPH08246900A (ja) ガス又は液体燃料タービンのための燃焼器及びタービン操作方法
JPH08509058A (ja) 低い先端温度を有するインジェクター
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
KR870005213A (ko) 탄소질물(炭素質物)과 물(水)의 혼합물용 슬러리 버너
US6145450A (en) Burner assembly with air stabilizer vane
JP2999311B2 (ja) 燃焼からのＮＯｘ放出量を最小限に抑える方法およびバーナ
US5479774A (en) Combustion chamber assembly in a gas turbine engine
US4286945A (en) Wall fired duct heater
GB1563124A (en) Gas turbine fuel injection systems
JP2005188776A (ja) 熱風発生装置および制御方法