JPH09178185A - Gas turbine combustion equipment - Google Patents
Gas turbine combustion equipmentInfo
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- JPH09178185A JPH09178185A JP34031395A JP34031395A JPH09178185A JP H09178185 A JPH09178185 A JP H09178185A JP 34031395 A JP34031395 A JP 34031395A JP 34031395 A JP34031395 A JP 34031395A JP H09178185 A JPH09178185 A JP H09178185A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービン燃焼
器に関する。TECHNICAL FIELD This invention relates to gas turbine combustors.
【０００２】[0002]
【従来の技術】低カロリーガスを燃料とするガスタービ
ン燃焼器では、低カロリーガスが点火栓により直接着火
しにくいガスであるために、ガスタービンの着火起動，
昇速および定格回転数（無負荷）に達するまでは、高カ
ロリーガス燃料を用いる場合が多い。低カロリーガス燃
料と高カロリーガス燃料を兼用する燃焼器の燃焼方法
は、特開平4−84010号公報に示されているように、燃料
ノズルの構造を工夫しているものが多い。これは、低カ
ロリーガスと高カロリーガスを単一の燃料ノズルで兼用
するもので、燃料ノズルの軸心に高カロリーガスの噴出
孔を、またその隣接する外周側に空気の旋回流路を備
え、その外周側に低カロリーガスの噴出孔を、さらにそ
の外周側に空気の旋回流路を備えている。また、特願平
4−507943 号明細書の燃料ノズルでも、公知例と類似の
構造である。2. Description of the Related Art In a gas turbine combustor that uses low-calorie gas as a fuel, since the low-calorie gas is a gas that is difficult to be ignited directly by a spark plug, ignition start-up of the gas turbine,
High-calorie gas fuel is often used until acceleration and the rated speed (no load) are reached. As for the combustion method of a combustor that uses both low-calorie gas fuel and high-calorie gas fuel, as shown in JP-A-4-84010, there are many cases where the structure of the fuel nozzle is devised. This uses both low-calorie gas and high-calorie gas with a single fuel nozzle, and has a high-calorie gas ejection hole at the axis of the fuel nozzle and an air swirl flow path on the adjacent outer peripheral side. A low-calorie gas ejection hole is provided on the outer peripheral side, and an air swirl flow path is provided on the outer peripheral side. In addition, Japanese patent application
The fuel nozzle of Japanese Patent No. 4-507943 has a structure similar to that of the known example.
【０００３】低カロリーガスと高カロリーガスの特性を
比較すると、前者は燃料中の可燃成分が全体の約３０％
以下であり、不活性ガスを多量に含んでいることから非
常に燃えにくいガスである。一方、後者の高カロリーガ
スは、前者の低カロリーガスに比べると燃焼範囲が広
く、比較的容易に安定に燃焼することが可能である。そ
れぞれのガスを燃焼するのに必要な空気量（理論空気
量）を比較すると、低カロリーガスの理論空気量は、燃
料単位体積あたり約０.８ｍ3であるのに対し、高カロリ
ーガスの場合、１０ｍ3 以上必要となる。すなわち、単
一の燃料ノズルで高カロリーガスと低カロリーガスを兼
用して燃焼するガスタービン燃焼器の場合、パイロット
バーナ（高カロリーガス燃料）に供給する空気量（燃料
１ｍ3 に対する空気流量）は、メインの低カロリーガス
燃焼用の空気量よりも多くする必要がある。このような
ことから、高カロリーガス燃料用のパイロットバーナに
は十分な空気の供給が必要となってくる。Comparing the characteristics of low-calorie gas and high-calorie gas, the former shows that combustible components in fuel account for about 30% of the total.
It is the following, and is a gas that is extremely difficult to burn because it contains a large amount of inert gas. On the other hand, the latter high-calorie gas has a wider combustion range than the former low-calorie gas, and can be stably burned relatively easily. Comparing the amount of air required to burn each gas (theoretical air amount), the theoretical air amount of low-calorie gas is about 0.8 m 3 per unit volume of fuel, whereas in the case of high-calorie gas 10m 3 or more is required. That is, in the case of a gas turbine combustor that burns both high-calorie gas and low-calorie gas with a single fuel nozzle, the amount of air supplied to the pilot burner (high-calorie gas fuel) (air flow rate for 1 m 3 of fuel) is , The amount of air for the main low-calorie gas combustion needs to be larger. For this reason, it is necessary to supply sufficient air to the pilot burner for high-calorie gas fuel.
【０００４】公知例に示してあるように、従来はパイロ
ットバーナの燃焼空気の供給手段として、燃焼器の外筒
内部で低カロリーガスの通路の内周側に高カロリーガス
燃焼用の空気通路の流入部を設けていた。As shown in the known example, conventionally, as a means for supplying combustion air for a pilot burner, an air passage for combustion of high-calorie gas is provided inside the outer cylinder of the combustor on the inner peripheral side of the passage of low-calorie gas. There was an inflow section.
【０００５】[0005]
【発明が解決しようとする課題】パイロットバーナの燃
料として油などの液体燃料を使用した場合、油を噴霧さ
せる必要があるためにアトマイズコンプレッサを用いる
のが一般的である。この空気は、液体燃料を微粒化させ
ることが主目的であるが、燃焼を持続させるための酸化
剤の供給にも大いに役立っている。しかし、ガスタービ
ンの着火起動からメインの低カロリーガス燃焼に燃焼状
態を切り替えるまで液体燃料以外の高カロリーガス燃料
を用いた場合、アトマイズコンプレッサを用いると、余
分な動力を必要とするためにプラント全体の効率が低下
するなどの問題がある。公知例に示してあるように、ガ
ス焚きパイロットバーナの燃焼用空気の供給手段とし
て、従来は燃焼器の外筒内部で低カロリーガスの通路の
内周側に高カロリーガス燃焼用の空気通路の流入部を設
けていた。この場合、低カロリーガスの燃料流量が高カ
ロリーガスよりも約１０倍も多くなるために、燃料ノズ
ルボディー内の管内流速をある値以下に抑える必要があ
るため、低カロリーガスの環状の通路面積が大きくな
り、ガス通路を燃料ノズルボディの最外周側に位置せざ
るを得ない。したがって、燃焼器の外筒内部でパイロッ
トバーナの空気通路の流入部を設けるには、燃料ノズル
の構造が複雑になり製作コストが大幅に高くなる、ある
いは空気の流入通路を設けるためのスペースが限られ、
必要な空気流量が確保できないなどの問題点を抱えてい
た。本発明の第１の目的は、それらの問題点を解決する
ことにある。When a liquid fuel such as oil is used as the fuel for the pilot burner, it is common to use an atomizing compressor because it is necessary to spray the oil. The main purpose of this air is to atomize the liquid fuel, but it is also very useful for supplying an oxidant to sustain combustion. However, when a high-calorie gas fuel other than liquid fuel is used until the combustion state is switched from the ignition start of the gas turbine to the main low-calorie gas combustion, the atomizer compressor requires extra power, and the entire plant requires extra power. There is a problem such as a decrease in efficiency. As shown in the known example, as a means for supplying combustion air for a gas-fired pilot burner, conventionally, an air passage for high-calorie gas combustion is provided inside the outer cylinder of the combustor on the inner peripheral side of the passage for low-calorie gas. There was an inflow section. In this case, since the fuel flow rate of the low-calorie gas is about 10 times higher than that of the high-calorie gas, it is necessary to suppress the flow velocity in the pipe in the fuel nozzle body to a certain value or less. Becomes larger, and the gas passage must be positioned on the outermost peripheral side of the fuel nozzle body. Therefore, in order to provide the inflow part of the air passage of the pilot burner inside the outer cylinder of the combustor, the structure of the fuel nozzle is complicated and the manufacturing cost is significantly increased, or the space for providing the air inflow passage is limited. The
There were problems such as not being able to secure the required air flow rate. A first object of the present invention is to solve those problems.
【０００６】また、低カロリーガス焚き燃焼では、高カ
ロリーガス焚きに比べて、燃焼器に供給される燃焼用の
空気量が少なくなる。したがって、少ない燃焼用空気で
効率よくライナを冷却することが重要となってくる。本
発明では、高カロリーガス焚き用のパイロットバーナに
供給する空気も、一旦燃焼器ライナの冷却空気として使
用して燃焼器の冷却性能向上を図ることも目的としてい
る。Further, in the low-calorie gas-fired combustion, the amount of combustion air supplied to the combustor is smaller than that in the high-calorie gas-fired combustion. Therefore, it is important to efficiently cool the liner with a small amount of combustion air. The present invention also aims to improve the cooling performance of the combustor by once using the air supplied to the pilot burner for burning the high-calorie gas as the cooling air for the combustor liner.
【０００７】[0007]
【課題を解決するための手段】上記課題を解決するため
に、本発明では、燃焼器外筒の頭部にマニホールド（空
気室）を設け、そこから燃料ノズルボディのパイロット
バーナの空気取り入れ口（油焚き用のパイロットバーナ
のアシスト空気系統と同様）へ空気ラインを接続する構
造とする。In order to solve the above-mentioned problems, in the present invention, a manifold (air chamber) is provided at the head of the outer cylinder of the combustor, and an air intake port (of the pilot burner of the fuel nozzle body is provided from there). (The same as the assist air system of the pilot burner for oil burning).
【０００８】本発明により、従来実施されていた燃焼器
の外筒内で、低カロリーガスの環状の通路にパイロット
バーナの空気の流入通路を設けるような複雑な構造をと
る必要がなくなる。また、燃焼器外筒の頭部から燃料ノ
ズルボディの空気流入部までの距離が短く、配管を接続
するためのスペースも充分確保できるため、従来、問題
となっていた燃料ノズルの限られたスペースから空気の
流入通路が限定され、パイロットバーナの空気の供給量
が不足気味になるなどの問題点を解決することができ
る。According to the present invention, it is not necessary to have a complicated structure such as that in which the inflow passage of the air for the pilot burner is provided in the annular passage of the low-calorie gas in the outer cylinder of the conventional combustor. In addition, the distance from the head of the outer cylinder of the combustor to the air inflow part of the fuel nozzle body is short, and a sufficient space for connecting the pipes can be secured. Therefore, it is possible to solve the problem that the air inflow passage is limited and the air supply amount of the pilot burner becomes insufficient.
【０００９】また、低カロリーガス燃焼時に問題となる
燃焼器の冷却については、パイロットバーナの燃焼から
メインの低カロリーガス燃焼へ切り替わった後も、パイ
ロットバーナの燃焼用空気が継続的に供給されるため
に、燃焼器外筒の頭部で燃焼用の空気を分岐しているこ
とから、パイロットバーナの燃焼用空気も含んだ空気で
燃焼器の冷却ができ、冷却性能の向上を図ることができ
る。Regarding the cooling of the combustor, which is a problem when burning low-calorie gas, the combustion air of the pilot burner is continuously supplied even after the combustion of the pilot burner is switched to the main low-calorie gas combustion. Therefore, since the combustion air is branched at the head of the combustor outer cylinder, the combustor can be cooled by the air containing the combustion air of the pilot burner, and the cooling performance can be improved. .
【００１０】上記の手段によれば、パイロットバーナの
燃焼用空気を燃焼器外筒の頭部より分岐することで、従
来のような複雑な燃料ノズルの構造をとることもなく、
また、パイロットバーナの燃焼用空気が不足することも
なく、容易にパイロットバーナへ燃焼用空気の供給が可
能となる。According to the above means, the combustion air of the pilot burner is branched from the head of the outer cylinder of the combustor, so that a complicated structure of the fuel nozzle as in the conventional case is not taken.
Further, the combustion air of the pilot burner will not run short, and the combustion air can be easily supplied to the pilot burner.
【００１１】燃焼器外筒の頭部に設けたマニホールドに
よって、パイロットバーナへ空気を分配する際に、燃料
ノズル近くにおける偏流の発生を防ぐことが可能とな
る。また、燃焼器外筒の頭部から燃料ノズルボディの空
気取り入れ口までの距離が短いために、分岐配管が複雑
になることもない。The manifold provided at the head of the outer cylinder of the combustor makes it possible to prevent uneven flow near the fuel nozzle when the air is distributed to the pilot burner. Moreover, since the distance from the head of the outer cylinder of the combustor to the air intake port of the fuel nozzle body is short, the branch pipe does not become complicated.
【００１２】従来技術によれば、パイロットバーナの空
気通路を確保するためのスペースが燃料ノズルのサイズ
によって限定されるため、その通路が充分に確保できな
い場合、ガスタービンの着火，昇速から運用負荷に達す
るまで、パイロットバーナの空気不足により、燃焼が不
安定になることが考えられる。特に、高カロリーガス燃
焼から低カロリーガス燃焼への混焼状態では、パイロッ
トバーナの外周側から低カロリーガスが供給されるため
に、空気量が不足した場合、燃料過濃状態により不安定
燃焼が懸念され、メインの低カロリーガス燃焼へ燃焼状
態を切り替えられない恐れがある。According to the prior art, since the space for securing the air passage of the pilot burner is limited by the size of the fuel nozzle, if the passage cannot be sufficiently secured, the gas turbine is ignited, the operating speed is increased, and the operating load is increased. Combustion becomes unstable due to lack of air in the pilot burner until reaching. In particular, in the mixed combustion state from high-calorie gas combustion to low-calorie gas combustion, low calorie gas is supplied from the outer peripheral side of the pilot burner, so if the air amount is insufficient, unstable combustion may occur due to the fuel rich state. Therefore, the combustion state may not be switched to the main low-calorie gas combustion.
【００１３】本発明では、空気通路を燃料ノズルボディ
側でしかも単純な構造で充分に確保できるため、前述の
ような問題点を解消することができる。In the present invention, since the air passage can be sufficiently secured on the fuel nozzle body side and with a simple structure, the above-mentioned problems can be solved.
【００１４】[0014]
【発明の実施の形態】以下、本発明の一実施例を図１よ
り説明する。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS One embodiment of the present invention will be described below with reference to FIG.
【００１５】図１は、ガスタービン燃焼器の拡大図であ
る。ガスタービン燃焼器は、圧力容器である外筒１，燃
焼ガスを形成するための燃焼器ライナ３，燃焼器ライナ
３を冷却するためのフロースリーブ２，燃料と空気を燃
焼器ライナに噴射し、それらを混合して火炎を保持する
ための燃料ノズル４，多種の燃料等を燃料ノズルへ供給
し、燃料ノズル４を固定するための燃料ノズルボディ
５，燃焼ガスをタービンへ供給するための尾筒などで構
成される。FIG. 1 is an enlarged view of a gas turbine combustor. The gas turbine combustor injects an outer cylinder which is a pressure vessel 1, a combustor liner 3 for forming combustion gas, a flow sleeve 2 for cooling the combustor liner 2, fuel and air into the combustor liner, Fuel nozzle for mixing them to hold flame 4, Fuel for supplying various kinds of fuel to fuel nozzle, Fuel nozzle body for fixing fuel nozzle 4, Tail tube for supplying combustion gas to turbine Etc.
【００１６】圧縮機から送られる空気２１は、燃焼器で
尾筒を冷却し、フロースリーブ２とライナ３の間を流
れ、ライナ３を冷却しながらライナ空気孔３−ａより供
給される燃焼空気２４，燃料ノズル４に設けてある低カ
ロリーガス燃焼用のスワラ空気２２、および燃焼器外筒
１の頭部より分岐した空気マニホールド６を経て、パイ
ロットバーナ燃焼用の空気通路２３へ配分される。The air 21 sent from the compressor cools the transition piece in the combustor and flows between the flow sleeve 2 and the liner 3, and the combustion air supplied from the liner air holes 3-a while cooling the liner 3 is cooled. 24, the swirler air 22 for low-calorie gas combustion provided in the fuel nozzle 4, and the air manifold 6 branched from the head of the combustor outer cylinder 1, and distributed to the air passage 23 for pilot burner combustion.
【００１７】一方、燃料ノズル４へは高カロリーガス１
１が供給され、燃料ノズル４より高カロリーガス１１を
噴出し燃焼器内で着火が行われる。On the other hand, the high-calorie gas 1 is fed to the fuel nozzle 4.
1 is supplied, the high-calorie gas 11 is ejected from the fuel nozzle 4, and ignition is performed in the combustor.
【００１８】燃焼器の着火完了後、パイロット燃料１１
を徐々に増加させ、それに伴って圧縮機およびタービン
の回転数が増し、ガスタービンの自立運転に入る（昇
速）。ガスタービンが定格回転数（無負荷）に達した
後、発電機を併入することで負荷がとれる。After the ignition of the combustor is completed, the pilot fuel 11
Is gradually increased, the rotational speeds of the compressor and the turbine are increased accordingly, and the gas turbine enters the self-sustaining operation (acceleration). After the gas turbine reaches the rated speed (no load), the load can be removed by inserting a generator.
【００１９】高カロリーガスによる燃焼を継続し、燃焼
器へ石炭ガス化ガスあるいは高炉ガス等の低カロリーガ
スが供給可能になったのち、パイロット燃焼から低カロ
リーガス燃焼へ燃焼状態を切り替える（高カロリーガス
と低カロリーガスの混焼）。その後、低カロリーガスの
発熱量が所定の値に達した後、低カロリーガス専焼の運
転モードとなる。After combustion with high calorie gas is continued and low calorie gas such as coal gasification gas or blast furnace gas can be supplied to the combustor, the combustion state is switched from pilot combustion to low calorie gas combustion (high calorie gas. Mixed combustion of gas and low-calorie gas). After that, after the calorific value of the low-calorie gas reaches a predetermined value, the low-calorie gas exclusive firing operation mode is set.
【００２０】先にも述べたが、パイロットバーナの燃焼
用空気２３の供給方法に関して、燃焼器外筒１の頭部よ
り分配する際、燃焼器内のスワラ近くで偏流が発生する
のを防ぐために、マニホールド６を設けた。マニホール
ド６で均圧となった空気２３は、接続管８によって燃料
ノズルボディ５の空気通路７（油焚きのアシスト空気ラ
イン）へ供給される。燃料ノズル４の出口部では、燃焼
用の空気２３は旋回流となって噴出される。As described above, with respect to the method of supplying the combustion air 23 of the pilot burner, when the air is distributed from the head of the combustor outer cylinder 1, in order to prevent uneven flow near the swirler in the combustor. The manifold 6 is provided. The air 23 whose pressure is equalized in the manifold 6 is supplied to the air passage 7 (oil-fired assist air line) of the fuel nozzle body 5 by the connecting pipe 8. At the outlet of the fuel nozzle 4, the combustion air 23 is ejected as a swirling flow.
【００２１】高カロリーガス燃焼から低カロリーガス燃
焼への燃料切り替え（混焼状態）では、図中に示すよう
に、高カロリーガスノズルの外周側から低カロリーガス
が供給され、燃料ノズル４の前面に形成される循環流内
の酸素濃度が著しく低下するため、パイロットバーナの
燃焼用空気２３の供給が重要となってくる。上記燃焼用
の空気２３の供給量が不十分な場合、火炎がリフト気味
になるなどの不安定さを伴う。本発明の場合、パイロッ
トバーナの燃焼用の空気通路２３を充分に確保できるた
め、混焼状態でも安定に燃焼することが可能である。When the fuel is switched from the high-calorie gas combustion to the low-calorie gas combustion (mixed combustion state), the low-calorie gas is supplied from the outer peripheral side of the high-calorie gas nozzle and formed on the front surface of the fuel nozzle 4, as shown in the figure. The supply of combustion air 23 for the pilot burner becomes important because the oxygen concentration in the generated circulation flow is significantly reduced. When the supply amount of the combustion air 23 is insufficient, the flame becomes unstable and lifted. In the case of the present invention, since the air passage 23 for combustion of the pilot burner can be sufficiently secured, stable combustion can be achieved even in the mixed combustion state.
【００２２】また、メインの低カロリーガス燃焼での負
荷運転に関して、燃焼器に供給される燃焼用の空気が少
ないために燃焼器ライナ３の冷却が苦しくなる。但し、
本発明の場合、パイロットバーナの燃焼用空気２３を燃
焼器ライナ３の冷却が完了した後に分岐しているため、
ライナ３を効率よく冷却出来、信頼性も向上する。Further, regarding the load operation in the main low-calorie gas combustion, the combustor liner 3 is difficult to cool because the combustion air supplied to the combustor is small. However,
In the case of the present invention, since the combustion air 23 of the pilot burner is branched after the cooling of the combustor liner 3 is completed,
The liner 3 can be cooled efficiently and reliability is improved.
【００２３】燃焼器ライナ３を全量（燃焼器ライナの空
気孔の流入分は除く）で冷却した後であれば、燃焼器外
筒１の側壁からパイロットバーナへ空気２３を分岐して
も同様の効果が得られる。If the combustor liner 3 is completely cooled (excluding the inflow of air holes in the combustor liner), the same effect can be obtained by branching the air 23 from the side wall of the combustor outer cylinder 1 to the pilot burner. The effect is obtained.
【００２４】[0024]
【発明の効果】本発明によれば、高カロリーガスと低カ
ロリーガスを同一の燃料ノズルで兼用して燃焼するガス
タービン燃焼器で、燃料ノズルの中心部に位置する高カ
ロリーガスの燃焼用の空気を燃焼器外筒の頭部よりマニ
ホールドを介して燃料ノズルボディより供給するため
に、燃料ノズルの構造を複雑化することなく、単純な構
造で容易に空気量を確保することができる。また、従来
のような複雑な燃料ノズルの構造にはならないため、製
作コストの大幅な削減が可能となる。According to the present invention, a gas turbine combustor which burns both high-calorie gas and low-calorie gas in the same fuel nozzle and burns the high-calorie gas at the center of the fuel nozzle. Since the air is supplied from the fuel nozzle body through the manifold from the head of the outer cylinder of the combustor, the air amount can be easily secured with a simple structure without complicating the structure of the fuel nozzle. Further, since the structure of the conventional fuel nozzle is not formed, the manufacturing cost can be significantly reduced.
【００２５】さらには、空気は燃焼器ライナを冷却した
後に分岐するため、燃焼器ライナの冷却空気を確保で
き、燃焼器ライナの信頼性の向上を図ることができる。Furthermore, since the air branches after cooling the combustor liner, the cooling air for the combustor liner can be secured and the reliability of the combustor liner can be improved.
【図１】本発明の一実施例の燃焼器の断面図。FIG. 1 is a sectional view of a combustor according to an embodiment of the present invention.
１…燃焼器外筒、２…フロースリーブ、３…燃焼器ライ
ナ、４…燃料ノズル、５…燃料ノズルボディ、６…マニ
ホールド、７…パイロットバーナの空気通路。DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Combustor outer cylinder, 2 ... Flow sleeve, 3 ... Combustor liner, 4 ... Fuel nozzle, 5 ... Fuel nozzle body, 6 ... Manifold, 7 ... Pilot burner air passage.
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.6 識別記号 庁内整理番号 ＦＩ 技術表示箇所 Ｆ２３Ｒ 3/36 Ｆ２３Ｒ 3/36 ─────────────────────────────────────────────────── ─── Continuation of the front page (51) Int.Cl. 6 Identification code Internal reference number FI technical display area F23R 3/36 F23R 3/36
Claims (2)
て燃焼するガスタービン燃焼器において、燃料ノズルの
軸心に設けた高カロリーガス燃焼用の燃料ノズルと、そ
の隣接する外周側に設けたパイロットバーナ用の空気旋
回通路と、その外周側に備えた低カロリーガス燃料用の
旋回通路と、その隣接する外周側に低カロリーガス燃焼
用の空気旋回通路とを備えた燃料ノズルのうち、燃焼器
に供給される燃焼用空気の一部を燃焼器外筒の頭部に設
けたマニホールドより分岐して、高カロリーガス燃焼用
のパイロットバーナの空気旋回通路に供給することを特
徴とするガスタービン燃焼器。1. In a gas turbine combustor that burns both low-calorie gas and high-calorie gas, the fuel nozzle for burning high-calorie gas is provided at the axial center of the fuel nozzle, and is provided on the outer peripheral side adjacent to the fuel nozzle. Of the fuel nozzles provided with an air swirl passage for the pilot burner, a swirl passage for low-calorie gas fuel provided on the outer peripheral side thereof, and an air swirl passage for low-calorie gas combustion on the adjacent outer peripheral side thereof, combustion Gas turbine characterized in that a part of the combustion air supplied to the burner is branched from a manifold provided at the head of the outer cylinder of the combustor and is supplied to the air swirling passage of a pilot burner for burning high-calorie gas. Combustor.
に供給する空気は、燃焼器ライナを冷却した後に分岐す
る請求項１に記載のガスタービン燃焼器。2. The gas turbine combustor according to claim 1, wherein the air supplied to the air swirl passage of the pilot burner branches after cooling the combustor liner.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP34031395A JPH09178185A (en) | 1995-12-27 | 1995-12-27 | Gas turbine combustion equipment |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP34031395A JPH09178185A (en) | 1995-12-27 | 1995-12-27 | Gas turbine combustion equipment |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09178185A true JPH09178185A (en) | 1997-07-11 |
Family
ID=18335758
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP34031395A Pending JPH09178185A (en) | 1995-12-27 | 1995-12-27 | Gas turbine combustion equipment |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH09178185A (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2013204940A (en) * | 2012-03-28 | 2013-10-07 | Miura Co Ltd | Boiler system |
| JP2015094582A (en) * | 2013-11-11 | 2015-05-18 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Casing manifold for high pressure air delivery to fuel nozzle pilot system |
| WO2024095847A1 (en) * | 2022-11-04 | 2024-05-10 | 三菱重工業株式会社 | Gas turbine combustor |
-
1995
- 1995-12-27 JP JP34031395A patent/JPH09178185A/en active Pending
Cited By (4)
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| DE102014115841B4 (en) | 2013-11-11 | 2023-09-14 | General Electric Company | Combustion chamber housing distributor for supplying high-pressure air to a fuel nozzle pilot system |
| WO2024095847A1 (en) * | 2022-11-04 | 2024-05-10 | 三菱重工業株式会社 | Gas turbine combustor |
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