JPH09119641A - 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 - Google Patents

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

Info

Publication number
JPH09119641A
JPH09119641A JP8143121A JP14312196A JPH09119641A JP H09119641 A JPH09119641 A JP H09119641A JP 8143121 A JP8143121 A JP 8143121A JP 14312196 A JP14312196 A JP 14312196A JP H09119641 A JPH09119641 A JP H09119641A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
fuel
swirler
combustor assembly
combustor
radial
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
JP8143121A
Other languages
English (en)
Inventor
Rahul Puri
ラハル・プリ
Mohan K Razdan
モハン・ケイ・ラズダン
Duane A Smith
デュエイン・エイ・スミス
David M Stansel
デーヴィッド・エム・スタンセル
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.)
Rolls Royce Corp
Original Assignee
Allison Engine Co Inc
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 Allison Engine Co Inc filed Critical Allison Engine Co Inc
Publication of JPH09119641A publication Critical patent/JPH09119641A/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
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/346—Feeding into different combustion zones for staged combustion
    • 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03041—Effusion cooled combustion chamber walls or domes
    • 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03342—Arrangement of silo-type combustion chambers
    • 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)

Abstract

(57)【要約】 （修正有） 【課題】 環境上の要求条件を満足する産業用ガスター
ビンエンジン用の希薄予混合モジュールを提供する。 【解決手段】 システムは、燃焼器希釈噴射や燃焼器後
排気処理を使用せずに作動上の要求条件を満たし、高出
力時のエミッションの目標値達成のため、希薄予混合技
術を使用する。希薄予混合燃焼モードは、主ゾーンの燃
焼温度を下げ、高出力作動中の窒素の酸化を制限する。
一つの形態では、中心線Ｘから外れたサイロ形燃焼器２
３で行われる。同燃焼器は、共通のライナ２５内に平行
に位置決めした複数の希薄予混合モジュール２４を有す
る。同モジュールは、コンプレッサからラジアルスワー
ラー内への空気を受け入れ、燃料は空気と予混合のた
め、同スワーラーに沿って送出される。縮径区分及び拡
径区分を持つノズルを使用し、縮径区分で流体流れを加
速してフラッシュバックを阻止し、拡径区分で流体を膨
張させて中央に配置した再循環ゾーンをつくりだす。

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
ジンの燃焼器に関し、更に詳細には、本発明の一つの形
態において、窒素酸化物のエミッションを大幅に減少
し、未燃焼炭化水素及び一酸化炭素のエミッションレベ
ルを低レベルに維持する希薄予混合モジュールに関す
る。
【０００２】
【従来の技術】空気を汚染するエミッションは、化石燃
料を燃焼するガスタービンエンジンの作動による望まし
からぬ副生物である。化石燃料の燃焼によって発生する
主な空気汚染エミッションには、二酸化炭素、水蒸気、
窒素酸化物、一酸化炭素、未燃焼炭化水素、硫黄酸化
物、及び粒子が含まれる。これらのエミッションのう
ち、二酸化炭素及び水蒸気は、一般的には、無害である
と考えられている。しかしながら、空気汚染は世界的な
関心事となってきており、多くの国々では、ガスタービ
ンエンジンから排出される汚染物を制限する更に厳しい
法律を立法化した。
【０００３】ガスタービンエミッションの設計者は、一
般的には、化石燃料の燃焼副生物の多くを、設計変更、
排気ガスの浄化、及び／又は燃料の品質の調節によって
制御できると考えている。例えば、排気ガス中の粒子エ
ミッションは、燃焼器及び燃料噴射装置に設計変更を施
すことによって、即ちトラップ及びフィルタで粒子を除
去することによって制御されてきた。全硫黄含有量が低
い燃料を選択することが、硫黄酸化物の排出を制御する
ための一般的に受け入れられた方法である。従って、排
気ガス中の主な関心の対象となる残りのエミッション
は、窒素酸化物及び未燃焼炭化水素である。
【０００４】窒素酸化物の主な発生機構は、窒素及び酸
素の直接的な酸化であり、この副生物を発生する化学反
応の速度は、温度の上昇に従って指数関数的に上昇す
る。ガスタービンエンジンでは、窒素の酸化は、主燃焼
ゾーン内の温度によって左右されるということは周知で
ある。従って、燃焼器内の温度を僅かに下げただけで
も、窒素酸化物のエミッションを比較的大きく減少でき
る。更に、従来の燃焼器では、ガスの高い温度に伴う化
学量論的混合物が存在する領域が主燃焼ゾーン内に存在
する。これは、窒素酸化物、一酸化炭素、及び未燃焼炭
化水素を発生する代わりに安定性及び燃焼効率を高め
る。
【０００５】今日に至るまで、ガスタービンエンジンか
ら窒素酸化物のエミッションを減少するための一般的な
技術は、大量の水又は水蒸気を主燃焼ゾーンに直接噴射
する希釈噴射によって燃焼器の主燃焼ゾーンの火炎温度
を下げることであった。希釈噴射は、現在の拡散火炎型
燃焼器の化学量論的領域で発生する高温を下げ、温度を
下げることによって窒素酸化物の発生を抑える。残念な
ことに、温度が低いと未燃焼炭化水素や一酸化炭素をな
くす酸化プロセスが緩慢になり、これによって、これら
のエミッションレベルが高くなる。更に、希薄噴射は、
燃焼器及びタービンの耐久性に悪影響を及ぼし、燃費が
低下する。
【０００６】窒素酸化物の発生を抑えるために希薄噴射
を使用してきたが、窒素酸化物をその発生後に窒素ガス
に変換するため、第２の技術である選択的触媒還元が使
用された。これらの従来の技術には、両方とも、複雑さ
が高くなり、設置費用が高く、運転費用が高く、燃費が
悪く、エンジンの信頼性が低下するという欠点がある。
【０００７】最も最近になって、ガスタービンエンジン
の設計者及び製造者は、汚染物が形成される基本的燃焼
プロセスを変えることによってエンジンから出る汚染エ
ミッションを減少する希薄予混合燃焼技術を採用し、こ
れによって、燃焼プロセスを本質的にきれいなものとし
た。希薄予混合燃焼では、燃料及び空気を燃焼前に燃料
希薄比率に予混合する。燃料及び空気をこのように予混
合することによって、非常に高い火炎温度を発生する高
温の化学量論的混合気をなくし、これによって、温度の
上昇に従って指数関数的に上昇する窒素酸化物の発生速
度を下げる。
【０００８】ガスタービンエンジンから窒素酸化物を減
少するための従来の技術は、正しい方向に向かうステッ
プであるが、更なる改良についての必要が残っている。
本発明は、この必要性を、新たな方法で満足する。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】本発明の一つの目的
は、ガスタービンエンジン用の改良燃焼器を提供するこ
とである。
【００１０】これと関連した本発明の目的及び利点は、
以下の説明から明らかになるであろう。
【００１１】
【課題を解決するための手段】本発明の一つの形態は、
以下に列挙する構成要素の組み合わせである。即ち、本
発明は、ドームを持つサイロ形燃焼器が中心線から外れ
て連結されたガスタービンエンジン、及びサイロ形燃焼
器のドーム内に位置決めされた複数の希薄予混合モジュ
ールを有する。これらの希薄予混合モジュールの各々
は、固定ラジアルスワーラー、スワーラーを通過する空
気流と混合されるべき燃料を送出するため、ラジアルス
ワーラーに沿って軸線方向に位置決めされた複数の燃料
通路、及びスワーラーと流体連通したノズルとを有し、
ノズルは、希薄予混合モジュール内へのフラッシュバッ
クを阻止するために混合気の流れを加速する縮径部分、
及び燃料及び空気の流れを膨張させ、中央に配置された
再循環ゾーンをつくりだす、縮径部分の下流に連結され
た拡径部分を有する。
【００１２】
【発明の実施の形態】次に、本発明の原理の理解を促す
目的のため、添付図面に示す実施例を参照し、特定の用
語を使用してこれを説明する。しかしながら、以下の説
明は、本発明の範囲をこれによって限定しようとするも
のではない。図示の装置の変形及び変更、及び本発明の
原理の図示の用途とは異なる用途は、本発明が属する分
野の当業者が一般的に思いつくものであるということは
理解されよう。
【００１３】図１を参照すると、この図には、天然ガス
を燃料とした産業用ガスタービンエンジン１０が示して
ある。図１に示す産業用ガスタービンエンジンは、イン
ディアナ州インディアナポリスのアリソン・エンジン社
が製造している単軸の５０１−Ｋ型である。他のガスタ
ービンエンジンも、代表的には、本発明の少なくとも一
つの形態を使用できるということは理解されよう。産業
用ガスタービンエンジン１０は、一般的には、コンプレ
ッサ１１、燃焼器１２、及びパワータービン１３を一体
化したものである。構成要素を互いに関連させるには幾
つもの方法があるということを理解することが重要であ
る。追加のコンプレッサ及びタービンをコンプレッサ間
を連結するインタークーラーとともに加えることがで
き、再加熱燃焼チャンバをタービン間に加えることがで
きる。
【００１４】本発明の一つの形態では、燃焼システム１
５は、６つの筒形燃焼ライナ１２を有し、これらのライ
ナは、エンジンの外ケーシング及び内ケーシングによっ
て形成された環状部分１６に配置されている。本発明の
この形態では、容量が異なる筒形ライナを持つ他のイン
ライン燃焼システムが企図されているということは理解
されよう。産業用ガスタービンエンジンは、地上、油井
のリグ、及び船舶に設置した非常時用発電、連続発電、
及び電気−熱同時発生を含む発電に使用される。更に、
産業用ガスタービンエンジンは、石油及びガスの回収シ
ステム及びパイプライン保守システム並びに水中翼船及
び従来の船舶用の推進力を与える上でコンプレッサの駆
動に使用されてきた。
【００１５】図２を参照すると、この図には、産業用ガ
スタービンエンジン２０の側面図が示してあり、このエ
ンジンは、コンプレッサ２１、タービン２２、及び予混
合燃焼器２３を一体化したエンジンである。ガスタービ
ンエンジン２０の一つの形態では、サイロ形燃焼器２３
がエンジンの中心線Ｘから離して配置されている。燃焼
器２３の中心線Ｙは、コンプレッサ２１及びタービン２
２の中心線Ｘと直交している。サイロ形燃焼器システム
を中心線から離して配置することにより、燃焼器の大き
さ即ち容積を大きくすることができる。これは、燃焼器
をコンプレッサとタービンとの間の物理的空間に維持す
る必要がないためである。追加の燃焼器容積は、一酸化
炭素及び未燃焼炭化水素のエミッションを予混合燃焼器
システムで減少する上で有利である。
【００１６】図２には、サイロ形燃焼システムを取り付
けたアリソン・エンジン社製５０１−Ｋ型ガスタービン
エンジンが概略に示してある。サイロ形燃焼システム
は、複数の希薄予混合モジュール２４を含む。サイロ形
燃焼システム内に配置された希薄予混合モジュールの数
は、約７乃至２５の範囲内にあるのが好ましく、最も好
ましくは、１９個の希薄予混合モジュール（図３参照）
が単一の燃焼ライナ２５内に配置されている。複数の希
薄予混合モジュール２４間の相互作用により、各モジュ
ールと関連した再循環ゾーンが小さくなり、これによっ
て、窒素酸化物の発生を少なくする。更に、別の形態の
燃焼器２３では、窒素酸化物を窒素ガスに変え、最終的
にエンジンのエミッションを少なくする触媒還元段階が
加えられる。
【００１７】燃焼器２３の好ましい形態では、希薄予混
合モジュール２４は、燃焼器のドーム２８に密に設けら
れ、この構成は、一般的には、平行段（parallel stagi
ng）と呼ばれる。本明細書中で使用したドームという用
語は、本明細書以外では半球形形状に限って使用されて
いるけれども、本明細書中では、任意の形状のチャンバ
を定義するために使用される。全てのモジュール２４
は、入口でほぼ同じ容積の空気を受け入れるが、動力に
ついての要求条件に従って燃料が供給されるモジュール
の数を調節する。複数のモジュール２４には、各々幾つ
かのモジュールからなる幾つかの段で燃料が供給され
る。これは、燃料分配ネットワークの複雑さを小さくす
るためである。燃焼器２３の好ましい形態では、モジュ
ール２４は六段に配置されており、第１段には四つのモ
ジュールが配置されており、次の五つの段の各々には、
三つのモジュールが配置されている。燃焼器２３の他の
形態では、モジュール２４は段をなした形態になってい
ない。更に、本発明では、モジュール２４を一連の段を
なして配置することも考えられている。一連の段にする
には、モジュールを燃焼器ライナの長さ内で軸線方向に
拡げる。
【００１８】ガスタービンエンジン２０では、コンプレ
ッサ２１からの空気は、燃焼器ライナ２５と燃焼器ケー
ス２６との間に送出できるように、通路を通って燃焼器
２３に差し向けられる。空気は、環状通路２７を通って
燃焼器のドーム２８まで移動し、空気流は燃焼チャンバ
に進入する前に最大で１８０°回転する。
【００１９】図４を参照すると、この図には、希薄予混
合モジュールが燃焼器の上流端に連結されたインライン
燃焼器１２の一つの形態の斜視図が示してある。燃焼器
１２に連結できる希薄予混合モジュールの幾つかの形態
を以下に説明する。燃焼ライナバレル２５の実質的に円
筒形のライナ壁３０は、後側対流冷却又はしみ出し冷却
のいずれかを使用して冷却される。これらの設計は、両
方とも、当業者に周知であり、ラズダンに賦与された米
国特許第５，２８９，６８６号に詳細に記載されてい
る。同特許について触れたことにより、その特許に開示
されている内容は本明細書中に組み入れたものとする。
しみ出し冷却式の設計には、数千個の小径の穴３１を設
けることが含まれる。これらの穴は、壁３０に関して鋭
角をなしてレーザーで穿孔されている。円筒形ライナ３
０の好ましい実施例では、穴３１は、ライナ壁３０に関
して２０°の角度で形成されている。しみ出し穴のパタ
ーンは、このライナについての設計上の要求条件に従っ
て均等な壁温度を提供するように最適化してある。更
に、燃焼ライナの内側面は、熱障壁セラミックコーティ
ングで被覆してある。本発明の他の形態は後側対流冷却
を使用し、燃焼ライナを熱障壁セラミックコーティング
なしで使用できる。
【００２０】図５を参照すると、この図には、希薄予混
合モジュール２４の拡大側面図が示してある。予混合モ
ジュール２４は、燃焼ライナ２５内の主燃焼ゾーンへの
送出前に燃料及び空気を混合するのに使用できる。好ま
しい実施例では、燃料は天然ガスである。希薄予混合モ
ジュール２４は、複数の燃料チューブ３２、固定流入ラ
ジアルスワーラー３３、燃料マニホールド３４、予混合
チャンバ３５、及びノズル３６を含む。ノズル３６は、
モジュールの縮径−拡径区分に関する。縮径区分３７
は、空気及び燃料の流れを加速し、火炎が主燃焼ゾーン
内から予混合チャンバ３５内にフラッシュバックしない
ようにする。好ましい実施例では、縮径区分３７は、６
０°の包含角度を含む。流体流れの速度を約７６．２m/
s （毎秒約２５０フィート）まで加速するのが好まし
い。スロート４２によって縮径区分３７から分けられた
拡径区分３８は、徐々に拡がっており、混合気の速度を
減少させ、中央本体を用いずに中央に再循環ゾーンを形
成する。単一の中央再循環ゾーンを希薄予混合モジュー
ルの出口に形成するのが望ましい。拡径区分３８は、約
７０°の包含角度を含む。縮径区分３７及び拡径区分３
８の各々は、截頭円錐形表面３７ａ及び３８ａを夫々構
成する。中央再循環ゾーンは、ノズル３６の拡径区分３
８の下流に配置されている。
【００２１】モジュール２４の上流端２４ａには、燃料
マニホールド３４が配置されており、このマニホールド
は、燃料供給チューブ３９で外部燃料源（図示せず）に
連結されている。燃料マニホールド３４には、燃料チュ
ーブ３２と流体連通した複数の穴４０がその下流端３４
ｂに形成されている。ラジアルスワーラー３３は、モジ
ュール２４に固定的に取り付けられており、長手方向中
心線Ｚと平行に延びる複数の平らなスワーラーベーン４
１を有する。図７に示すように、平らなスワーラーベー
ン４１は、隣接したベーンとスワーラー３３の中央の中
空コアとの間で内縁部が制限部を形成するように、長手
方向中心線に向かって角度をなしている。予混合チャン
バ３５は、予混合を妨げないようにするのに十分な大き
さ及び／又は容積を有し、好ましい実施例では、実質的
に円筒形形状を構成する。好ましい実施例では、予混合
チャンバ３５及びノズル３６は、ニッケル合金製の一体
の部品からなる。最も好ましい材料は、ウェストバージ
ニア州ハンチントンのインターナショナルニッケル社が
ハステロイＸ合金の名称で販売している材料である。本
発明では、同様の性質を持つ他の材料が考えられる。
【００２２】図６、図７、及び図８を参照すると、これ
らの図には、予混合モジュール２４を形成する構成要素
に関する詳細が示してある。燃料チューブ３２はベーン
間に配置されており、好ましい実施例では、これらのチ
ューブは外径が４．７６mm（３／１６インチ）であり、
直径が０．５８mmの軸線方向に間隔が隔てられた１０個
の燃料送出穴４３が設けられている。本発明の変形例で
は、燃料チューブは、コンプレッサからの来入空気流に
燃料を噴射するための５個乃至２０個の燃料送出穴を有
する。燃料は、空気の横方向流れを貫通するのに十分な
慣性を持たないように、燃料送出穴４３から送出され
る。
【００２３】特に図６を参照すると、この図には燃料チ
ューブ３２の好ましい実施例が示してあり、燃料送出穴
は、上流端３２ａから以下の距離のところに配置されて
いる。即ち、図６において、ａは、６．９８５mm（０．
２７５インチ）であり、ｂは、１２．０６５mm（０．４
７５インチ）であり、ｃは、１８．４１５mm（０．７．
２５インチ）であり、ｄは、２７．３０５mm（１．０７
５インチ）であり、ｅは、３４．９２５mm（１．３７５
インチ）であり、ｆは、９．５２５mm（０．３７５イン
チ）であり、ｇは、１４．６０５mm（０．５７５イン
チ）であり、ｈは、２２．２２５mm（０．８７５イン
チ）であり、ｉは、２９．８４５mm（１．１７５イン
チ）であり、ｊは、３２．３８５mm（１．２７５イン
チ）である。ラジアルスワーラーを通る半径方向内方へ
の空気流は、燃料送出穴４３から送出された燃料とスワ
ーラー３３内で混合する。燃料及び空気の予混合の大部
分は、ラジアルスワーラー３３内で行われる。更に、燃
料チューブ３２に沿った燃料送出穴４３の位置／配向を
変えると、モジュール２４の出口での燃料の濃度分布が
変化するということは当業者には理解されよう。
【００２４】図７及び図８を参照すると、これらの図に
は複数のベーン４１を持つラジアルスワーラー３３が示
してあり、燃料チューブ３２に対する対応関係が示して
ある。好ましい実施例では、ラジアルスワーラー３３
は、スワーラーの周囲に亘って等間隔に間隔を隔てられ
た１６枚の平らな中実ベーン４１を有し、これらのベー
ンは、２つの端プレート４４間に連結されている。ベー
ンは、鑞付けや鋳造といった一般的に周知の組み立て技
術で端プレート４４に接合され、一つの部品をなしてい
る。ベーン４１は、好ましくは、角度φで傾斜してい
る。ここで、角度φは、約４２．５°であるのが最も好
ましい。本発明では他の角度も考えられるということは
理解されよう。しかしながら、渦の程度は角度φと関連
し、流体の渦が混合及び窒素酸化物の発生に影響を及ぼ
すということは理解されよう。
【００２５】燃料チューブ３２は、二つの列をなして整
合した燃料送出穴を有し、これらの穴は、チューブの半
径方向内側に配置されている。燃料送出穴は、間隔が１
２０°隔てられており、ラジアルスワーラーの中央から
燃料チューブ３２に引いた半径「Ｒ」の前方及び後方に
６０°の角度で位置決めされるように配向されている。
他の角度が考えられるということは理解されよう。しか
しながら、燃料送出穴４３の傾斜角度は、予混合中の燃
料と空気の混合に影響を及ぼす。
【００２６】図９を参照すると、この図には、インライ
ン筒形環状燃焼器１２で使用するための別の形態の予混
合モジュールが示してある。希薄予混合モジュール５０
は、サイロ形燃焼器での使用について説明した予混合モ
ジュール２４と実質的に同じであるが、予混合モジュー
ル５０は、インラインエンジンで使用するようになって
いる。これらのモジュールの顕著な相違点は、予混合モ
ジュール５０の好ましい形態の説明で明らかになる。希
薄予混合モジュール５０は、主燃料マニホールド５１、
複数の燃料チューブ５２、ラジアルスワーラー５３、ノ
ズル５４、及びパイロット燃料システム５５を含む。予
混合モジュール５０は、汚染物のエミッションについて
の要求条件及びエンジンの作動性についての要求条件を
満たすため、デュアルモード燃料送出技術を使用する。
このデュアル燃料送出技術に関する燃焼モードは、一般
的には、予混合燃焼及びパイロット拡散燃焼を呼ばれ
る。予混合燃焼技術は、燃焼器内の主燃焼ゾーン２３ａ
への送出前に燃料及び空気を混合する。パイロット拡散
燃焼モード中、燃料は、パイロット燃料システム５５に
よって主燃焼ゾーンに直接噴射される。パイロット燃焼
モードは、当業者に周知の従来の拡散炎技術で作動す
る。
【００２７】主燃料マニホールド５１は、予混合モジュ
ール５０の上流端５０ａに連結されており、燃料を燃料
チューブ５２に提供する。燃料チューブ５２は、ラジア
ルスワーラー３３に沿って軸線方向に延びており、燃料
チューブ５２及びラジアルスワーラー５３は、モジュー
ル２４の燃料チューブ３２及びスワーラー３３と実質的
に同じである。しかしながら、図１０を参照すると、こ
の図には、主燃焼ゾーンに亘って燃料濃度分布をつくり
だす燃料送出穴５６の位置が示してある。燃料チューブ
５２の外径は、４．７６mm（３／１６インチ）であり、
直径が０．６３５mm（０．０２５インチ）の九個の燃料
送出穴が上流端から以下の距離のところに配置されてい
る。即ち、図１０において、「Ａ」は、１０．７９５mm
（０．４２５インチ）であり、「Ｂ」は、１５．８７５
mm（０．６２５インチ）であり、「Ｃ」は、２０．９５
５mm（０．８２５インチ）であり、「Ｄ」は、２４．７
６５mm（０．９７５インチ）であり、「Ｅ」は、２６．
６７mm（１．０５０インチ）であり、「Ｆ」は、２８．
５７５mm（１．１２５インチ）であり、「Ｇ」は、３
２．３８５mm（１．２７５インチ）であり、「Ｈ」は、
３６．１９５mm（１．４２５インチ）であり、「Ｉ」
は、４１．２７５mm（１．６２５インチ）である。燃料
チューブ５２は、固定ラジアルスワーラー５３のベーン
に対し、ラジアルスワーラー３３（図７及び図８参照）
のベーン４１と同様に配向されている。更に、空気と燃
料の混合は、ベーン間空間内で及びスロート６５の直線
状区分６５ａで行われる。
【００２８】パイロット燃料マニホールド５７は、固定
ラジアルスワーラー５３とノズル６０の拡径区分との間
のスロートに配置されている。ノズル６０は、縮径区分
６１及び拡径区分６２を有し、これらの区分は、スロー
ト６５によって離間されている。これらの区分の機能
は、ノズル３６について説明したのと同じであるが、ノ
ズル６０は、スワーラー５３に直接連結されており、ス
ワーラーからノズルスロート６５まで楕円形形状の移行
部が設けられている。滑らかな楕円形形状の移行部は、
鋭い隅部で起こるような流れの再循環を阻止し、移行部
に亘る圧力低下を最小にするか或いはなくす。図９から
わかるように、スロート６５の直径は、燃焼器１２のバ
レルの上流端の直径の約５０％であり、予混合モジュー
ル５０の出口でのノズル６０の拡径区分６２の直径の約
８０％である。ノズル６０の一つの形態では、スロート
の表面６５ａは、厚い熱障壁セラミックコーティングで
覆われている。
【００２９】ノズルの拡径区分６２は、７０°の包含角
度を有し、熱及び空気の流れは、その後、燃焼器ライナ
の直径にまで突然膨張する。この突然の膨張により、１
２本のパイロットチューブを通してパイロット燃料が導
入されるシェルター状環状ゾーン６５が形成される。パ
イロットチューブ６６は、ライナ壁に対して鋭角で配向
されており、モジュールの周囲に亘って等間隔に間隔を
隔てられている。シェルター状の環状ゾーン６５内の高
温のガスに露呈されたモジュール５０の下流表面６６
は、約２５０個のしみ出し冷却穴に空気を通すことによ
って空冷される。これらのしみ出し冷却穴は、表面６６
に対して３０°の角度でレーザーによって穿孔されてい
る。
【００３０】図１１を参照すると、この図には、希薄予
混合モジュールの別の形態が示してあり、このモジュー
ルは、希薄予混合モジュール５０とほぼ同じである。大
きな相違は、パイロット燃料システムの位置である。希
薄予混合モジュール７０は、希薄予混合モードでの作動
中に安定性を提供するため、燃料を中央再循環ゾーン７
２に供給する中央燃料パイロット７１を有する。希薄予
混合モジュール７０は、縮径区分、拡径区分、及びこれ
らの区分間のスロート７５を持つノズル７３を含む。拡
径区分は７０°の包含角度を形成し、モジュール５０に
おけるよりも大きく拡がっている。これは、中央燃料パ
イロット７１により、パイロット燃料を受け入れるため
のシェルター状領域を設ける必要がなくなるためであ
る。図１１に示すように、スロート７５の直径は、予混
合モジュールの出口と隣接したノズル７３の拡径部分の
直径の約５０％である。主燃料マニホールド８０は、固
定ラジアルスワーラー８１とノズル７３との間のトラフ
に位置決めされている。
【００３１】図１２を参照すると、この図には、円筒形
燃料通路９２及び９３を一体に備えた複数のベーン９１
を持つラジアルスワーラー９０が示してある。固定ラジ
アルスワーラー９０は、上述の希薄予混合モジュールで
使用するようになっている。１６枚のベーン９１は、三
角形断面であり、空気は、隣接したベーンの平行な側部
の間を流れる。二つの燃料通路９２及び９３により、燃
料をベーンのいずれかの側で移動する空気中に送出でき
る。更に、燃料の送出を制御し、これと対応して燃料の
濃度分布を制御するため、燃料分配穴がベーンに沿って
軸線方向に間隔を隔てられている。本発明の一つの変形
例では、燃料分配通路９２及び９３は、別の燃料マニホ
ールドに連結されており、これにより、各通路からの燃
料の送出を作動中に制御できる。
【００３２】本発明を添付図面に示し且つ上文中に説明
したが、これは、例示であって限定を行おうとするもの
ではなく、単に好ましい実施例を示し且つ説明したに過
ぎず、本発明の精神の範疇の全ての変更及び変形を保護
しようとするものであるということは理解されよう。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一つの形態を構成する燃焼器を含む産
業用ガスタービンエンジンの部分側面図である。
【図２】本発明の一つの形態の外部燃焼システムを持つ
産業用ガスタービンエンジンの側面図である。
【図３】図２の外部燃焼システムの一部を構成する希薄
予混合モジュールの端面図である。
【図４】図１の燃焼器の一つの形態の斜視図である。
【図５】図２の外部燃焼システムの一部を構成する希薄
予混合モジュールの一つの形態の側面図である。
【図６】図５の希薄予混合モジュールの一部を構成する
燃料チューブの一つの形態の側面図である。
【図７】図５の希薄予混合モジュールの一部を構成する
燃料チューブを備えたラジアルスワーラーの一つの形態
の端面図である。
【図８】図７のラジアルスワーラーの部分端面図であ
る。
【図９】希薄予混合モジュールを備えた図１の燃焼器の
一つの形態の側面図である。
【図１０】図９の希薄予混合モジュールの一部を構成す
る燃料チューブの一つの形態の側面図である。
【図１１】図１の燃焼器の一部を構成する希薄予混合モ
ジュールの別の形態の側面図である。
【図１２】本発明の希薄予混合モジュールの一部を構成
する、燃料通路を一体に備えたスワーラーベーンを持つ
ラジアルスワーラーの端面図である。
【符号の説明】
１０ 産業用ガスタービンエンジン １１ コンプレッサ １２ 燃焼器 １３ パワータービン
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (71)出願人 594201032 Ｐ．Ｏ．Ｂｏｘ 420，Ｉｎｄｉａｎａｐ ｏｌｉｓ，Ｉｎｄｉａｎａ 46206，Ｕｎ ｉｔｅｄ Ｓｔａｔｅｓ ｏｆ Ａｍｅｒ ｉｃａ (72)発明者 モハン・ケイ・ラズダン アメリカ合衆国インディアナ州46278，イ ンディアナポリス，アンドレー・ドライブ 7005 (72)発明者 デュエイン・エイ・スミス アメリカ合衆国インディアナ州46032，カ ーメル，グラニット・コート 46 (72)発明者 デーヴィッド・エム・スタンセル アメリカ合衆国インディアナ州46254，イ ンディアナポリス，ヘイフォード・ウェイ 6004

Claims (59)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ガスタービンエンジンにおいて、 複数の希薄予混合モジュールを有し、これらのモジュー
    ルが、全て、ガスタービンエンジンの同じ側に位置決め
    されており、前記モジュールの各々がラジアルスワーラ
    ーを有する、燃焼器を含むガスタービンエンジン。
  2. 【請求項２】 前記複数の希薄予混合モジュールの数が
    ７個乃至２５個である、請求項１に記載のガスタービン
    エンジン。
  3. 【請求項３】 前記複数の希薄予混合モジュールの数が
    約２０個である、請求項２に記載のガスタービンエンジ
    ン。
  4. 【請求項４】 前記スワーラーは、ラジアルインフロー
    スワーラーである、請求項１に記載のガスタービンエン
    ジン。
  5. 【請求項５】 前記スワーラーは、前記予混合モジュー
    ルに対して固定されており、複数のベーンを有する、請
    求項１に記載のガスタービンエンジン。
  6. 【請求項６】 前記スワーラーは中空コアを有する、請
    求項１に記載のガスタービンエンジン。
  7. 【請求項７】 前記スワーラーは入口を有し、前記予混
    合モジュールの各々は、前記スワーラーに沿って軸線方
    向に位置決めされた燃料供給通路を更に有し、前記燃料
    供給通路の出口は、前記スワーラーの前記入口と隣接し
    て配置されている、請求項１に記載のガスタービンエン
    ジン。
  8. 【請求項８】 複数の予混合モジュールを含み、これら
    のモジュールは実質的に平行な中心線を有し、前記モジ
    ュールの各々は、前記モジュールに対して固定されたラ
    ジアルスワーラーを有し、このラジアルスワーラーは、
    複数のベーンを有し、これらのベーンは、全て、同じ軸
    線方向位置で終端する、燃焼器アッセンブリ。
  9. 【請求項９】 前記スワーラーは、中空コアを有する、
    請求項８に記載の燃焼器アッセンブリ。
  10. 【請求項１０】 前記スワーラーは入口を有し、前記モ
    ジュールの各々は、前記スワーラーに沿って位置決めさ
    れた燃料供給通路を更に有し、前記燃料供給通路の出口
    は、前記スワーラーの前記入口と隣接している、請求項
    ８に記載の燃焼器アッセンブリ。
  11. 【請求項１１】 燃焼器アッセンブリであって、 単一の燃焼器チャンバと、 前記単一の燃焼器チャンバ内に設けられた幾つかの予混
    合モジュールとを有し、前記モジュールの各々は、 ラジアルスワーラーと、 前記スワーラーと流れ連通し且つ前記燃焼器チャンバと
    流れ連通したノズルとを有する、燃焼器アッセンブリ。
  12. 【請求項１２】 前記スワーラーは、ラジアルインフロ
    ースワーラーである、請求項１１に記載の燃焼器アッセ
    ンブリ。
  13. 【請求項１３】 前記スワーラーは、前記予混合モジュ
    ールに対して固定されており、複数のベーンを有する、
    請求項１１に記載の燃焼器アッセンブリ。
  14. 【請求項１４】 前記スワーラーは中空コアを有する、
    請求項１１に記載の燃焼器アッセンブリ。
  15. 【請求項１５】 前記スワーラーは入口を有し、 前記予混合モジュールの各々は、前記スワーラーに沿っ
    て位置決めされた燃料供給通路を更に有し、前記燃料供
    給通路の出口は、前記スワーラーの前記入口と隣接して
    配置されている、請求項１１に記載の燃焼器アッセンブ
    リ。
  16. 【請求項１６】 燃料を外部燃料源から受入れ、空気を
    コンプレッサから受入れるための燃焼器アッセンブリに
    おいて、 ドームを持つ燃焼器と、 前記ドーム内に位置決めされた複数の希薄予混合モジュ
    ールとを有し、これらのモジュールの各々は、 前記モジュールに対して固定され、上流端、入口、及び
    複数のベーンを持ち、これらのベーンの全てが同じ軸線
    方向位置で終端するラジアルスワーラーと、 前記ラジアルスワーラーに沿って軸線方向に位置決めさ
    れ、出口が前記スワーラーの前記入口と隣接して設けら
    れた、燃料を前記スワーラーに亘って送出するための燃
    料供給通路とを有する、燃焼器アッセンブリ。
  17. 【請求項１７】 前記燃料供給通路は、燃料送出穴が全
    体に半径方向内方に位置決めされた複数の燃料通路を含
    み、前記燃料送出穴は、前記燃料通路に沿って軸線方向
    に分配されている、請求項１６に記載の燃焼器アッセン
    ブリ。
  18. 【請求項１８】 前記ラジアルスワーラーは中心線を有
    し、 前記燃料通路の各々は、前記燃料通路から前記スワーラ
    ーの前記中心線まで延びる線に関して正の角度配向を持
    つ燃料送出穴の前アレイ、及び前記線に関して負の角度
    配向を持つ燃料送出穴の後アレイを有する、請求項１７
    に記載の燃焼器アッセンブリ。
  19. 【請求項１９】 前記前アレイは、前記燃料通路から前
    記スワーラーの前記中心線まで延びる前記線の約６０°
    前方に配置されており、前記後アレイは、前記線の約６
    ０°後方に配置されている、請求項１８に記載の燃焼器
    アッセンブリ。
  20. 【請求項２０】 前記ラジアルスワーラーの前記ベーン
    の各々には穴が設けられ、 前記燃料供給通路は、前記ラジアルスワーラーの前記ベ
    ーンと一体に形成されており且つ前記ベーン内を軸線方
    向に延びる燃料通路を有し、前記燃料通路は、前記ベー
    ンの前記穴と流れ連通している、請求項１６に記載の燃
    焼器アッセンブリ。
  21. 【請求項２１】 前記ベーンの各々の前記穴は、第１の
    複数の穴及び第２の複数の穴を含み、 前記燃料供給通路の前記燃料通路は、前記第１の複数の
    穴と流れ連通した第１の複数の燃料通路及び前記第２の
    複数の穴と流れ連通した第２の複数の燃料通路を含む、
    請求項２０に記載の燃焼器アッセンブリ。
  22. 【請求項２２】 前記第１の複数の燃料通路から送出さ
    れる燃料と前記第２の複数の燃料通路から送出される燃
    料とを別々に制御するため、前記第１の複数の燃料通路
    に連結された第１燃料マニホールド及び前記第２の複数
    の燃料通路に連結された第２燃料マニホールドを更に有
    する、請求項２１に記載の燃焼器アッセンブリ。
  23. 【請求項２３】 前記ラジアルスワーラーは中心線を有
    し、 前記スワーラーの前記ベーンの各々は前縁を有し、この
    前縁は、前記ベーンの前記前縁から前記スワーラーの前
    記中心線まで延びる線に対して約４０°傾斜している、
    請求項１６に記載の燃焼器アッセンブリ。
  24. 【請求項２４】 前記ラジアルスワーラーの前記ベーン
    は、平らであり且つ中実である、請求項１６に記載の燃
    焼器アッセンブリ。
  25. 【請求項２５】 前記ベーンの各々は、全体に三角形の
    断面を有する、請求項１６に記載の燃焼器アッセンブ
    リ。
  26. 【請求項２６】 燃料を外部燃料源から受入れ、空気を
    コンプレッサから受入れるための燃焼器アッセンブリに
    おいて、 上流端を持つ燃焼ハウジングと、 前記燃焼ハウジングの前記上流端に連結された希薄予混
    合モジュールとを有し、このモジュールは、 前記モジュールに対して固定され、上流端、入口、及び
    複数のベーンを持ち、これらのベーンの全てが同じ軸線
    方向位置で終端するラジアルスワーラーと、 前記スワーラーに沿って軸線方向に位置決めされ、出口
    が前記スワーラーの前記入口と隣接して設けられた、燃
    料を前記スワーラーに亘って送出するための燃料供給通
    路とを有する、燃焼器アッセンブリ。
  27. 【請求項２７】 前記燃料供給通路は複数の燃料通路を
    含み、これらの燃料通路の各々は下流側を有し、燃料送
    出穴は前記下流側に配置されており、前記燃料通路に沿
    って軸線方向に分配されている、請求項２６に記載の燃
    焼器アッセンブリ。
  28. 【請求項２８】 前記ラジアルスワーラーは中心線を有
    し、 前記燃料通路の各々は、前記燃料通路から前記スワーラ
    ーの前記中心線まで延びる線の前方に配置された燃料送
    出穴の前アレイ、及び前記線の後方に配置された燃料送
    出穴の後アレイを有する、請求項２７に記載の燃焼器ア
    ッセンブリ。
  29. 【請求項２９】 前記燃料通路の各々は軸線方向中央点
    を有し、前記後アレイの前記燃料送出穴は、前記燃料通
    路の各々に沿って実質的に均等に分配されており、前記
    前アレイの前記燃料送出穴は、主に、前記燃料通路の各
    々前記中央点の下流に分配されている、請求項２８に記
    載の燃焼器アッセンブリ。
  30. 【請求項３０】 前記前アレイは、前記燃料通路から前
    記スワーラーの前記中心線まで延びる前記線の約６０°
    前方に配置されており、前記後アレイは、前記線の約６
    ０°後方に配置されている、請求項２８に記載の燃焼器
    アッセンブリ。
  31. 【請求項３１】 前記ラジアルスワーラーの前記ベーン
    の各々には穴が設けられ、 前記燃料供給通路は、前記ラジアルスワーラーの前記ベ
    ーンと一体に形成されており且つ前記ベーン内を軸線方
    向に延びる燃料通路を有し、前記燃料通路は、前記ベー
    ンの前記穴と流れ連通している、請求項２６に記載の燃
    焼器アッセンブリ。
  32. 【請求項３２】 前記ベーンの各々の前記穴は、第１の
    複数の穴及び第２の複数の穴を含み、 前記燃料供給通路の前記燃料通路は、前記第１の複数の
    穴と流れ連通した第１の複数の燃料通路及び前記第２の
    複数の穴と流れ連通した第２の複数の燃料通路を含む、
    請求項３１に記載の燃焼器アッセンブリ。
  33. 【請求項３３】 前記第１の複数の燃料通路から送出さ
    れる燃料と前記第２の複数の燃料通路から送出される燃
    料とを別々に制御するため、前記第１の複数の燃料通路
    に連結された第１燃料マニホールド及び前記第２の複数
    の燃料通路に連結された第２燃料マニホールドを更に有
    する、請求項３２に記載の燃焼器アッセンブリ。
  34. 【請求項３４】 前記ラジアルスワーラーは中心線を有
    し、 前記スワーラーの前記ベーンの各々は前縁を有し、この
    前縁は、前記ベーンの前記前縁から前記スワーラーの前
    記中心線まで延びる線に対して約４０°傾斜している、
    請求項２６に記載の燃焼器アッセンブリ。
  35. 【請求項３５】 前記ラジアルスワーラーの前記ベーン
    は、平らであり且つ中実である、請求項２６に記載の燃
    焼器アッセンブリ。
  36. 【請求項３６】 前記ベーンの各々は、全体に三角形の
    断面を有する、請求項２６に記載の燃焼器アッセンブ
    リ。
  37. 【請求項３７】 燃料を外部燃料源から受入れ、空気を
    コンプレッサから受入れるための燃焼器アッセンブリに
    おいて、 ドームを持つ燃焼器と、 前記ドーム内に位置決めされた複数の希薄予混合モジュ
    ールとを有し、これらのモジュールの各々は、中空コア
    を持つラジアルスワーラーを有する、燃焼器アッセンブ
    リ。
  38. 【請求項３８】 前記希薄予混合モジュールの各々は、
    前記ラジアルスワーラーと流れ連通したノズルを前記ラ
    ジアルスワーラーの下流に有し、前記ノズルは、前記モ
    ジュール内へのフラッシュバックを阻止するために混合
    気を加速する縮径区分及びこの縮径区分の下流に設けら
    れた混合気の流れを膨張させるための拡径区分を有す
    る、請求項３７に記載の燃焼器アッセンブリ。
  39. 【請求項３９】 前記縮径区分の包含角度は約６０°で
    ある、請求項３８に記載の燃焼器アッセンブリ。
  40. 【請求項４０】 前記拡径区分の包含角度は約７０°で
    ある、請求項３８に記載の燃焼器アッセンブリ。
  41. 【請求項４１】 燃料を外部燃料源から受入れ、空気を
    コンプレッサから受入れるための燃焼器アッセンブリに
    おいて、 上流端を持つ燃焼ハウジングと、 前記燃焼ハウジングの前記上流端に連結された希薄予混
    合モジュールとを有し、前記モジュールは中空コアを持
    つラジアルスワーラーを有する、燃焼器アッセンブリ。
  42. 【請求項４２】 前記希薄予混合モジュールは、前記ラ
    ジアルスワーラーと流れ連通したノズルを前記ラジアル
    スワーラーの下流に有し、前記ノズルは、前記モジュー
    ル内へのフラッシュバックを阻止するために混合気を加
    速する縮径区分及びこの縮径区分の下流に設けられた混
    合気の流れを膨張するための拡径区分を有する、請求項
    ４１に記載の燃焼器アッセンブリ。
  43. 【請求項４３】 前記ノズルは、前記縮径区分と前記拡
    径区分との間に位置決めされたスロートを有し、前記ス
    ロートには、熱障壁セラミックコーティングが付着させ
    てある、請求項４２に記載の燃焼器アッセンブリ。
  44. 【請求項４４】 前記縮径区分は、平滑な楕円形移行部
    である、請求項４２に記載の燃焼器アッセンブリ。
  45. 【請求項４５】 前記拡径区分の包含角度は約７０°で
    ある、請求項４２に記載の燃焼器アッセンブリ。
  46. 【請求項４６】 燃料の流れを外部燃料源から受入れ、
    空気の流れをコンプレッサから受入れるための燃焼器ア
    ッセンブリにおいて、 ドームを持つ燃焼器と、 前記ドーム内に位置決めされた複数の予混合モジュール
    とを有し、これらのモジュールの各々は、 入口、出口、及び下流端を持つラジアルスワーラーと、 前記ラジアルスワーラーの前記下流端に連結され、前記
    スワーラーの前記出口での直径とほぼ同じ直径を持つ内
    面を有する予混合チャンバとを有する、燃焼器アッセン
    ブリ。
  47. 【請求項４７】 前記スワーラーは、前記予混合モジュ
    ールに対して固定されており、複数のベーンを有する、
    請求項４６に記載の燃焼器アッセンブリ。
  48. 【請求項４８】 前記ラジアルスワーラーの前記ベーン
    の各々には穴が設けられ、前記予混合モジュールの各々
    は、前記ベーンと一体に形成されており且つ前記穴と流
    れ連通した複数の燃料通路を有する、請求項４７に記載
    の燃焼器アッセンブリ。
  49. 【請求項４９】 前記予混合モジュールの各々は、前記
    ラジアルスワーラーに沿って軸線方向に延びる複数の燃
    料チューブを更に有し、これらの燃料チューブは、前記
    スワーラーの前記入口と隣接して配置され、前記燃料チ
    ューブの各々は出口を有する、請求項４７に記載の燃焼
    器アッセンブリ。
  50. 【請求項５０】 前記燃料チューブの各々は、更に、半
    径方向内側を有し、前記燃料チューブの各々の前記出口
    は、前記燃料チューブの前記半径方向内側に配置された
    複数の燃料穴を更に有する、請求項４９に記載の燃焼器
    アッセンブリ。
  51. 【請求項５１】 前記予混合モジュールの各々は、前記
    予混合チャンバの下流に位置決めされており且つ前記横
    方向チャンバと流れ連通したノズルを更に有し、このノ
    ズルは、縮径区分及びこの縮径区分の下流に配置された
    拡径区分を有する、請求項４６に記載の燃焼器アッセン
    ブリ。
  52. 【請求項５２】 前記縮径区分の包含角度は約６０°で
    ある、請求項５１に記載の燃焼器アッセンブリ。
  53. 【請求項５３】 前記拡径区分の包含角度は約７０°で
    ある、請求項５１に記載の燃焼器アッセンブリ。
  54. 【請求項５４】 燃料を外部燃料源から受入れ、空気を
    コンプレッサから受入れるための燃焼器アッセンブリに
    おいて、 上流端を持つ燃焼バレルと、 下流端が前記燃焼バレルの上流端に連結された希薄予混
    合モジュールとを有し、この予混合モジュールは、 ラジアルスワーラーと、 前記スワーラーの下流にあり且つ前記スワーラーと流れ
    連通したノズルとを有し、このノズルは、混合気の流れ
    を加速するための縮径区分、流れを膨張するための拡径
    区分、及びこれらの区分間に位置決めされたスロートを
    有し、前記ノズルの前記スロートの直径は、前記上流端
    で計測した前記燃焼バレルの直径の約５０％である、燃
    焼器アッセンブリ。
  55. 【請求項５５】 前記予混合モジュールの下流端には出
    口が配置されており、前記スロートの前記直径は、前記
    出口で計測した前記拡径区分の直径の約８０％である、
    請求項５４に記載の燃焼器アッセンブリ。
  56. 【請求項５６】 前記スロートの前記直径は、前記出口
    で計測した前記拡径区分の直径の約５０％である、請求
    項５４に記載の燃焼器アッセンブリ。
  57. 【請求項５７】 前記ラジアルスワーラーは中空コアを
    有する、請求項５４に記載の燃焼器アッセンブリ。
  58. 【請求項５８】 前記スワーラーはコアを有し、前記予
    混合モジュールは、前記コア内に軸線方向に突出した燃
    料パイロットを更に有する、請求項５４に記載の燃焼器
    アッセンブリ。
  59. 【請求項５９】 空気を周囲のほぼ３６０°に亘って受
    入れることができる入口、出口、前記入口の周囲のとこ
    ろで燃料を空気中に噴射するための手段、局部的な逆流
    領域を形成することなく燃料及び空気の流れを実質的に
    均等に混合するための手段、燃料及び空気の流れを前記
    出口に向かって加速するための手段、及び前記モジュー
    ルの前記出口の下流に中央本体を用いずに単一の再循環
    ゾーンをつくりだすための手段とを有する、予混合モジ
    ュール。
JP8143121A 1995-06-05 1996-06-05 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 Pending JPH09119641A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US46452695A 1995-06-05 1995-06-05
US464526 1995-06-05

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JPH09119641A true JPH09119641A (ja) 1997-05-06

Family

ID=23844285

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP8143121A Pending JPH09119641A (ja) 1995-06-05 1996-06-05 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

Country Status (4)

Country Link
US (1) US6094916A (ja)
EP (1) EP0747635B1 (ja)
JP (1) JPH09119641A (ja)
DE (1) DE69625744T2 (ja)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007504429A (ja) * 2003-09-05 2007-03-01 デラヴァン・インコーポレーテッド ガスタービン・エンジンの燃焼を安定させる装置
JP2008519237A (ja) * 2004-11-03 2008-06-05 アルストム テクノロジー リミテッド 予混合バーナ
JP2010085089A (ja) * 2008-10-02 2010-04-15 General Electric Co <Ge> ガスタービンにおける空気−燃料混合のためのシステム及び方法
JP2012042200A (ja) * 2010-08-16 2012-03-01 Alstom Technology Ltd 再加熱バーナー
WO2015136609A1 (ja) * 2014-03-11 2015-09-17 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ボイラ用燃焼バーナ
JP2015534632A (ja) * 2012-10-01 2015-12-03 アルストム テクノロジー リミテッドＡＬＳＴＯＭ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｌｔｄ 改良された操作性のための半径方向に段付けされた予混合されるパイロットを備える燃焼器
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 (113)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE59710788D1 (de) * 1997-11-13 2003-10-30 Alstom Switzerland Ltd Brenner für den Betrieb eines Wärmeerzeugers
EP0918191B1 (de) * 1997-11-21 2003-07-02 Alstom Brenner für den Betrieb eines Wärmeerzeugers
US6374594B1 (en) * 2000-07-12 2002-04-23 Power Systems Mfg., Llc Silo/can-annular low emissions combustor
US6718772B2 (en) 2000-10-27 2004-04-13 Catalytica Energy Systems, Inc. Method of thermal NOx reduction in catalytic combustion systems
US7121097B2 (en) 2001-01-16 2006-10-17 Catalytica Energy Systems, Inc. Control strategy for flexible catalytic combustion system
DE10108560A1 (de) 2001-02-22 2002-09-05 Alstom Switzerland Ltd Verfahren zum Betrieb einer Ringbrennkammer sowie eine diesbezügliche Ringbrennkammer
US6508061B2 (en) * 2001-04-25 2003-01-21 Pratt & Whitney Canada Corp Diffuser combustor
FR2824625B1 (fr) * 2001-05-10 2003-08-15 Inst Francais Du Petrole Dispositif et procede d'injection d'un combustible liquide dans un flux d'air pour une chambre de combustion
US6796129B2 (en) 2001-08-29 2004-09-28 Catalytica Energy Systems, Inc. Design and control strategy for catalytic combustion system with a wide operating range
US6691515B2 (en) 2002-03-12 2004-02-17 Rolls-Royce Corporation Dry low combustion system with means for eliminating combustion noise
DE10219354A1 (de) * 2002-04-30 2003-11-13 Rolls Royce Deutschland Gasturbinenbrennkammer mit gezielter Kraftstoffeinbringung zur Verbesserung der Homogenität des Kraftstoff-Luft-Gemisches
US6832481B2 (en) * 2002-09-26 2004-12-21 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine engine fuel nozzle
US20040255588A1 (en) * 2002-12-11 2004-12-23 Kare Lundberg Catalytic preburner and associated methods of operation
US6868676B1 (en) 2002-12-20 2005-03-22 General Electric Company Turbine containing system and an injector therefor
WO2004065777A2 (en) * 2003-01-17 2004-08-05 Catalytica Energy Systems, Inc. Dynamic control system and method for multi-combustor catalytic gas turbine engine
JP3940705B2 (ja) * 2003-06-19 2007-07-04 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器及びその燃料供給方法
EP1664696A2 (en) * 2003-09-05 2006-06-07 Catalytica Energy Systems, Inc. Catalyst module overheating detection and methods of response
GB2435508B (en) * 2006-02-22 2011-08-03 Siemens Ag A swirler for use in a burner of a gas turbine engine
RU2300702C1 (ru) 2006-04-04 2007-06-10 Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие "ЭСТ" Способ сжигания топлива и устройство для его осуществления
EP1867925A1 (en) * 2006-06-12 2007-12-19 Siemens Aktiengesellschaft Burner
KR100820233B1 (ko) * 2006-10-31 2008-04-08 한국전력공사 연소기 및 이를 포함하는 멀티 연소기, 그리고 연소방법
EP1921376A1 (en) * 2006-11-08 2008-05-14 Siemens Aktiengesellschaft Fuel injection system
US7832212B2 (en) * 2006-11-10 2010-11-16 General Electric Company High expansion fuel injection slot jet and method for enhancing mixing in premixing devices
US7886545B2 (en) * 2007-04-27 2011-02-15 General Electric Company Methods and systems to facilitate reducing NOx emissions in combustion systems
US8117845B2 (en) * 2007-04-27 2012-02-21 General Electric Company Systems to facilitate reducing flashback/flame holding in combustion systems
DE102007043626A1 (de) 2007-09-13 2009-03-19 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenmagerbrenner mit Kraftstoffdüse mit kontrollierter Kraftstoffinhomogenität
AU2009228062B2 (en) 2008-03-28 2014-01-16 Exxonmobil Upstream Research Company Low emission power generation and hydrocarbon recovery systems and methods
AU2009228283B2 (en) 2008-03-28 2015-02-05 Exxonmobil Upstream Research Company Low emission power generation and hydrocarbon recovery systems and methods
US9121609B2 (en) 2008-10-14 2015-09-01 General Electric Company Method and apparatus for introducing diluent flow into a combustor
US20100089022A1 (en) * 2008-10-14 2010-04-15 General Electric Company Method and apparatus of fuel nozzle diluent introduction
US20100089020A1 (en) * 2008-10-14 2010-04-15 General Electric Company Metering of diluent flow in combustor
US8567199B2 (en) * 2008-10-14 2013-10-29 General Electric Company Method and apparatus of introducing diluent flow into a combustor
SG195533A1 (en) 2008-10-14 2013-12-30 Exxonmobil Upstream Res Co Methods and systems for controlling the products of combustion
DE102009045950A1 (de) * 2009-10-23 2011-04-28 Man Diesel & Turbo Se Drallerzeuger
EA023673B1 (ru) 2009-11-12 2016-06-30 Эксонмобил Апстрим Рисерч Компани Система и способ для низкоэмиссионного производства электроэнергии и извлечения углеводородов
DE102009054669A1 (de) * 2009-12-15 2011-06-16 Man Diesel & Turbo Se Brenner für eine Turbine
EA029336B1 (ru) 2010-07-02 2018-03-30 Эксонмобил Апстрим Рисерч Компани Системы и способ производства энергии путем стехиометрического сгорания с обогащенным воздухом и рециркуляцией отработавшего газа
PL2588727T3 (pl) 2010-07-02 2019-05-31 Exxonmobil Upstream Res Co Spalanie stechiometryczne z recyrkulacją gazów spalinowych i chłodnicą bezpośredniego kontaktu
CA2801488C (en) 2010-07-02 2018-11-06 Exxonmobil Upstream Research Company Low emission triple-cycle power generation systems and methods
EA029523B1 (ru) 2010-07-02 2018-04-30 Эксонмобил Апстрим Рисерч Компани Интегрированная система производства энергии и снижения выбросов co
US20120111013A1 (en) * 2010-11-08 2012-05-10 General Electric Company System for directing air flow in a fuel nozzle assembly
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
TWI563165B (en) 2011-03-22 2016-12-21 Exxonmobil Upstream Res Co Power generation system and method 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
TWI563166B (en) 2011-03-22 2016-12-21 Exxonmobil Upstream Res Co Integrated generation systems and methods for generating power
TWI435978B (zh) * 2011-10-31 2014-05-01 Atomic Energy Council 富氫氣體燃燒器
US9810050B2 (en) 2011-12-20 2017-11-07 Exxonmobil Upstream Research Company Enhanced coal-bed methane production
EP2629008A1 (en) * 2012-02-15 2013-08-21 Siemens Aktiengesellschaft Inclined fuel injection of fuel into a swirler slot
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
US8925323B2 (en) 2012-04-30 2015-01-06 General Electric Company Fuel/air premixing system for turbine engine
US20130283810A1 (en) * 2012-04-30 2013-10-31 General Electric Company Combustion nozzle and a related method thereof
US20140000269A1 (en) * 2012-06-29 2014-01-02 General Electric Company Combustion nozzle and an associated method thereof
US10378456B2 (en) 2012-10-01 2019-08-13 Ansaldo Energia Switzerland AG Method of operating a multi-stage flamesheet combustor
US9897317B2 (en) 2012-10-01 2018-02-20 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Thermally free liner retention mechanism
US10060630B2 (en) 2012-10-01 2018-08-28 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Flamesheet combustor contoured liner
US9222673B2 (en) * 2012-10-09 2015-12-29 General Electric Company Fuel nozzle and method of assembling the same
US10161312B2 (en) 2012-11-02 2018-12-25 General Electric Company System and method for diffusion combustion with fuel-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
US9708977B2 (en) 2012-12-28 2017-07-18 General Electric Company System and method for reheat in gas turbine with exhaust gas recirculation
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
US9631815B2 (en) 2012-12-28 2017-04-25 General Electric Company System and method for a turbine combustor
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
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
US9574496B2 (en) 2012-12-28 2017-02-21 General Electric Company System and method for a turbine combustor
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
US9618261B2 (en) 2013-03-08 2017-04-11 Exxonmobil Upstream Research Company Power generation and LNG production
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
US20140250945A1 (en) 2013-03-08 2014-09-11 Richard A. Huntington Carbon Dioxide Recovery
JP6143895B2 (ja) 2013-03-08 2017-06-07 エクソンモービル アップストリーム リサーチ カンパニー 発電及びメタンハイドレートからのメタン回収
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
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
US9835089B2 (en) 2013-06-28 2017-12-05 General Electric Company System and method for a fuel nozzle
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
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
EP2927596A1 (de) * 2014-03-31 2015-10-07 Siemens Aktiengesellschaft Silobrennkammer für eine Gasturbine
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
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
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
US10316746B2 (en) 2015-02-04 2019-06-11 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
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
EP3098514A1 (en) 2015-05-29 2016-11-30 Siemens Aktiengesellschaft Combustor arrangement
CN107525095B (zh) * 2017-07-24 2019-06-04 西北工业大学 一种燃气轮机轴向分级单管燃烧室
CN107559882B (zh) * 2017-07-24 2019-08-09 西北工业大学 一种轴向分级低污染燃烧室
US11156164B2 (en) 2019-05-21 2021-10-26 General Electric Company System and method for high frequency accoustic dampers with caps
US11174792B2 (en) 2019-05-21 2021-11-16 General Electric Company System and method for high frequency acoustic dampers with baffles
JP7335038B2 (ja) 2019-11-08 2023-08-29 東芝エネルギーシステムズ株式会社 ガスタービン燃焼器構造体
GB202017854D0 (en) * 2020-11-12 2020-12-30 Univ College Cardiff Consultants Ltd Combustor systems and methods
CN115711390B (zh) * 2022-10-27 2023-08-01 华中科技大学 一种氨气的旋流mild燃烧装置

Family Cites Families (55)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3121996A (en) * 1961-10-02 1964-02-25 Lucas Industries Ltd Liquid fuel combustion apparatus
US3605405A (en) * 1970-04-09 1971-09-20 Gen Electric Carbon elimination and cooling improvement to scroll type combustors
US3748853A (en) * 1971-10-27 1973-07-31 Nasa Swirl can primary combustor
CH577627A5 (ja) * 1974-04-03 1976-07-15 Bbc Sulzer Turbomaschinen
US4008039A (en) * 1975-05-16 1977-02-15 International Harvester Company Low emission burners and control systems therefor
JPS5260332A (en) * 1975-11-13 1977-05-18 Ito Yoshimatsu Method of reduction of exhaust gas and improvement of fuel cost
US4222232A (en) * 1978-01-19 1980-09-16 United Technologies Corporation Method and apparatus for reducing nitrous oxide emissions from combustors
US4301657A (en) * 1978-05-04 1981-11-24 Caterpillar Tractor Co. Gas turbine combustion chamber
US4265085A (en) * 1979-05-30 1981-05-05 United Technologies Corporation Radially staged low emission can-annular combustor
GB2073399B (en) * 1980-04-02 1983-11-02 United Technologies Corp Dual premix tube fuel nozzle
JPS5741524A (en) * 1980-08-25 1982-03-08 Hitachi Ltd Combustion method of gas turbine and combustor for gas turbine
US4356698A (en) * 1980-10-02 1982-11-02 United Technologies Corporation Staged combustor having aerodynamically separated combustion zones
JPS57187531A (en) * 1981-05-12 1982-11-18 Hitachi Ltd Low nox gas turbine burner
DE3361535D1 (en) * 1982-05-28 1986-01-30 Bbc Brown Boveri & Cie Gas turbine combustion chamber and method of operating it
DE3241162A1 (de) * 1982-11-08 1984-05-10 Kraftwerk Union AG, 4330 Mülheim Vormischbrenner mit integriertem diffusionsbrenner
EP0169431B1 (en) * 1984-07-10 1990-04-11 Hitachi, Ltd. Gas turbine combustor
US4984429A (en) * 1986-11-25 1991-01-15 General Electric Company Impingement cooled liner for dry low NOx venturi combustor
US4746859A (en) * 1986-12-22 1988-05-24 Sundstrand Corporation Power and temperature independent magnetic position sensor for a rotor
US5339635A (en) * 1987-09-04 1994-08-23 Hitachi, Ltd. Gas turbine combustor of the completely premixed combustion type
US4802334A (en) * 1987-10-05 1989-02-07 United Technologies Corporation Augmentor fuel system
JPH076630B2 (ja) * 1988-01-08 1995-01-30 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器
DE3819898A1 (de) * 1988-06-11 1989-12-14 Daimler Benz Ag Brennkammer fuer eine thermische stroemungsmaschine
DE68923413T2 (de) * 1988-09-07 1996-04-04 Hitachi Ltd Kraftstoff-Luftvormischvorrichtung für eine Gasturbine.
CH678757A5 (ja) * 1989-03-15 1991-10-31 Asea Brown Boveri
GB8914825D0 (en) * 1989-06-28 1989-08-16 Rolls Royce Plc Gas turbine engine power unit
US5127221A (en) * 1990-05-03 1992-07-07 General Electric Company Transpiration cooled throat section for low nox combustor and related process
JP2794927B2 (ja) * 1990-10-08 1998-09-10 日本鋼管株式会社 ガスタービン燃焼器における予混合方法および予混合装置
ATE124528T1 (de) * 1990-10-17 1995-07-15 Asea Brown Boveri Brennkammer einer gasturbine.
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
US5165241A (en) * 1991-02-22 1992-11-24 General Electric Company Air fuel mixer for gas turbine combustor
FR2673455A1 (fr) * 1991-02-28 1992-09-04 Snecma Chambre de combustion a premelange pauvre munie d'une enceinte a contre-courant destinee a stabiliser la flamme du premelange.
EP0534685A1 (en) * 1991-09-23 1993-03-31 General Electric Company Air staged premixed dry low NOx combustor
US5164668A (en) * 1991-12-06 1992-11-17 Honeywell, Inc. Angular position sensor with decreased sensitivity to shaft position variability
US5263325A (en) * 1991-12-16 1993-11-23 United Technologies Corporation Low NOx combustion
US5259184A (en) * 1992-03-30 1993-11-09 General Electric Company Dry low NOx single stage dual mode combustor construction for a gas turbine
US5274991A (en) * 1992-03-30 1994-01-04 General Electric Company Dry low NOx multi-nozzle combustion liner cap assembly
DE4223828A1 (de) * 1992-05-27 1993-12-02 Asea Brown Boveri Verfahren zum Betrieb einer Brennkammer einer Gasturbine
US5218824A (en) * 1992-06-25 1993-06-15 Solar Turbines Incorporated Low emission combustion nozzle for use with a gas turbine engine
US5309709A (en) * 1992-06-25 1994-05-10 Solar Turbines Incorporated Low emission combustion system for a gas turbine engine
DE59208831D1 (de) * 1992-06-29 1997-10-02 Abb Research Ltd Brennkammer einer Gasturbine
US5295352A (en) * 1992-08-04 1994-03-22 General Electric Company Dual fuel injector with premixing capability for low emissions combustion
US5251447A (en) * 1992-10-01 1993-10-12 General Electric Company Air fuel mixer for gas turbine combustor
US5297390A (en) * 1992-11-10 1994-03-29 Solar Turbines Incorporated Fuel injection nozzle having tip cooling
US5321947A (en) * 1992-11-10 1994-06-21 Solar Turbines Incorporated Lean premix combustion system having reduced combustion pressure oscillation
US5289686A (en) * 1992-11-12 1994-03-01 General Motors Corporation Low nox gas turbine combustor liner with elliptical apertures for air swirling
GB2272756B (en) * 1992-11-24 1995-05-31 Rolls Royce Plc Fuel injection apparatus
JP3197101B2 (ja) * 1993-03-04 2001-08-13 三菱重工業株式会社 ガスタービンの燃焼器
US5327727A (en) * 1993-04-05 1994-07-12 General Electric Company Micro-grooved heat transfer combustor wall
US5345768A (en) * 1993-04-07 1994-09-13 General Electric Company Dual-fuel pre-mixing burner assembly
US5331805A (en) * 1993-04-22 1994-07-26 Alliedsignal Inc. Reduced diameter annular combustor
GB2278431A (en) * 1993-05-24 1994-11-30 Rolls Royce Plc A gas turbine engine combustion chamber
JP3335713B2 (ja) * 1993-06-28 2002-10-21 株式会社東芝 ガスタービン燃焼器
US5450724A (en) * 1993-08-27 1995-09-19 Northern Research & Engineering Corporation Gas turbine apparatus including fuel and air mixer
US5408825A (en) * 1993-12-03 1995-04-25 Westinghouse Electric Corporation Dual fuel gas turbine combustor
DE4429539C2 (de) * 1994-08-19 2002-10-24 Alstom Verfahren zur Drehzahlregelung einer Gasturbine bei Lastabwurf

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007504429A (ja) * 2003-09-05 2007-03-01 デラヴァン・インコーポレーテッド ガスタービン・エンジンの燃焼を安定させる装置
JP4767851B2 (ja) * 2003-09-05 2011-09-07 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト ガスタービン・エンジンの燃焼を安定させる装置
JP2008519237A (ja) * 2004-11-03 2008-06-05 アルストム テクノロジー リミテッド 予混合バーナ
JP2010085089A (ja) * 2008-10-02 2010-04-15 General Electric Co <Ge> ガスタービンにおける空気−燃料混合のためのシステム及び方法
JP2012042200A (ja) * 2010-08-16 2012-03-01 Alstom Technology Ltd 再加熱バーナー
US9057518B2 (en) 2010-08-16 2015-06-16 Alstom Technology Ltd. Reheat burner
JP2015534632A (ja) * 2012-10-01 2015-12-03 アルストム テクノロジー リミテッドＡＬＳＴＯＭ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｌｔｄ 改良された操作性のための半径方向に段付けされた予混合されるパイロットを備える燃焼器
WO2015136609A1 (ja) * 2014-03-11 2015-09-17 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ボイラ用燃焼バーナ
US10197270B2 (en) 2014-03-11 2019-02-05 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Combustion burner for boiler
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
DE69625744D1 (de) 2003-02-20
EP0747635B1 (en) 2003-01-15
EP0747635A3 (en) 1998-09-02
US6094916A (en) 2000-08-01
DE69625744T2 (de) 2003-10-16
EP0747635A2 (en) 1996-12-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6094916A (en) Dry low oxides of nitrogen lean premix module for industrial gas turbine engines
US5813232A (en) Dry low emission combustor for gas turbine engines
US7762073B2 (en) Pilot mixer for mixer assembly of a gas turbine engine combustor having a primary fuel injector and a plurality of secondary fuel injection ports
JP4658471B2 (ja) ガスタービンエンジンの燃焼器エミッションを減少させる方法及び装置
US6286298B1 (en) Apparatus and method for rich-quench-lean (RQL) concept in a gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity
RU2468297C2 (ru) Система впрыска топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя, камера сгорания, оснащенная такой системой, и газотурбинный двигатель
US7878000B2 (en) Pilot fuel injector for mixer assembly of a high pressure gas turbine engine
US6092363A (en) Low Nox combustor having dual fuel injection system
US7065972B2 (en) Fuel-air mixing apparatus for reducing gas turbine combustor exhaust emissions
JP4414769B2 (ja) ガスタービンエンジン燃焼器用の燃料予混合モジュール
JP4632392B2 (ja) 噴霧パイロットを有する多重環状燃焼チャンバスワーラ
JP4997018B2 (ja) 一次燃料噴射器及び複数の二次燃料噴射ポートを有するガスタービンエンジン燃焼器のミキサ組立体のためのパイロットミキサ
US20100229562A1 (en) Reduced exhaust emissions gas turbine engine combustor
US20070028595A1 (en) High pressure gas turbine engine having reduced emissions
JPH10132278A (ja) ガスタービン
JPH07180835A (ja) ガスタービン
CN103032900A (zh) 三元组反向旋转涡漩器和使用方法
JP2002528694A (ja) ガスタービンエンジン燃焼器の半径方向ドーム用燃料空気混合器
JP2005326144A (ja) 燃料噴射装置および燃料噴射装置の設計方法
RU2626887C2 (ru) Тангенциальная кольцевая камера сгорания с предварительно смешанным топливом и воздухом для использования в газотурбинных двигателях
CN106524223B (zh) 带有主喷嘴组件和微型喷嘴组件的燃烧室
US20160061452A1 (en) Corrugated cyclone mixer assembly to facilitate reduced nox emissions and improve operability in a combustor system
RU2619673C2 (ru) Способ смешивания вступающих в реакцию горения веществ для камеры сгорания газотурбинного двигателя
GB2451517A (en) Pilot mixer for mixer assembly of a gas turbine engine combustor having a primary fuel injector and a plurality of secondary fuel injection ports
JP2617495B2 (ja) ガスタービンエンジンの燃焼装置

Legal Events

Date Code Title Description
A02 Decision of refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02

Effective date: 20001222