JPS61110817A - 燃焼装置 - Google Patents
燃焼装置Info
- Publication number
- JPS61110817A JPS61110817A JP23108084A JP23108084A JPS61110817A JP S61110817 A JPS61110817 A JP S61110817A JP 23108084 A JP23108084 A JP 23108084A JP 23108084 A JP23108084 A JP 23108084A JP S61110817 A JPS61110817 A JP S61110817A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- fuel
- premixing
- injection nozzle
- air
- inner cylinder
- 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
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
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/30—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply comprising fuel prevapourising devices
- F23R3/32—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply comprising fuel prevapourising devices being tubular
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔発明の技術分野〕
本発明は、例えば、火力光ｌプラントにおけるガスター
ビンに使用される燃焼装置に係り、特に、Ｎ０Ｘ（窒素
酸化物）を低減化する燃焼装置に関する。
ビンに使用される燃焼装置に係り、特に、Ｎ０Ｘ（窒素
酸化物）を低減化する燃焼装置に関する。
従来のガスタービンは、第５図に示されるように、空気
圧縮機ａを駆動することにより、給気管すから流入した
空気を圧縮し、この圧縮空気を吐出管Ｃを通して燃焼装
置Ｉを構成する外筒体ｄと内筒体ｅと・の間に形成され
た空気通路ｆを通して上記内筒体ｅの基部ｅ１に設けら
れた噴射ノズルＱの近傍のスワラ−ｈへ一次空気として
圧送して旋回流を形成すると共に、残りの圧縮空気で上
記内°筒体ｅを冷却しながら、この内筒体ｅの周壁に穿
設された多数の通気孔１から上記内筒体ｅ内へ圧送し、
噴射ノズルＱに接続した燃料管（燃料供給管）ｇ、から
圧送された燃料を上記噴射ノズルｑから上記内筒体ｅ内
に噴射し、旋回流による一次空気と混合し、点火器ｊで
点火して一次燃焼領域にで燃焼させると共に、さらに、
この−次燃焼ガスを上記各通気孔ｉから流入した圧縮空
気（ジェット空気）によって二次燃焼領１＋で二次燃焼
させて、高温ガスを生成し、この高温ガスを高温ガス供
給路ｍを通してタービンｎへ供給し、こ）で、タービン
ｎを回転して仕事をした後、機外へ排出するようになっ
ている。
圧縮機ａを駆動することにより、給気管すから流入した
空気を圧縮し、この圧縮空気を吐出管Ｃを通して燃焼装
置Ｉを構成する外筒体ｄと内筒体ｅと・の間に形成され
た空気通路ｆを通して上記内筒体ｅの基部ｅ１に設けら
れた噴射ノズルＱの近傍のスワラ−ｈへ一次空気として
圧送して旋回流を形成すると共に、残りの圧縮空気で上
記内°筒体ｅを冷却しながら、この内筒体ｅの周壁に穿
設された多数の通気孔１から上記内筒体ｅ内へ圧送し、
噴射ノズルＱに接続した燃料管（燃料供給管）ｇ、から
圧送された燃料を上記噴射ノズルｑから上記内筒体ｅ内
に噴射し、旋回流による一次空気と混合し、点火器ｊで
点火して一次燃焼領域にで燃焼させると共に、さらに、
この−次燃焼ガスを上記各通気孔ｉから流入した圧縮空
気（ジェット空気）によって二次燃焼領１＋で二次燃焼
させて、高温ガスを生成し、この高温ガスを高温ガス供
給路ｍを通してタービンｎへ供給し、こ）で、タービン
ｎを回転して仕事をした後、機外へ排出するようになっ
ている。
他方、上記タービンｎは梅電機Ｏ及び上記空気圧縮ｎａ
を共に、駆動するようになっている。
を共に、駆動するようになっている。
特に、上述したガスタービンに使用される一本の噴射ノ
ズル（燃焼バーナー）ｑは、−微燃焼領域にで約２００
０℃程度の高温度になり、この−次燃焼領ｆｉｋ内では
、サーマルＮＯＸと称する多量のＮＯＸが発生し、これ
が公害問題の原因になっている。
ズル（燃焼バーナー）ｑは、−微燃焼領域にで約２００
０℃程度の高温度になり、この−次燃焼領ｆｉｋ内では
、サーマルＮＯＸと称する多量のＮＯＸが発生し、これ
が公害問題の原因になっている。
そこで、サーマルＮＯＸを低減する手段として、燃焼温
度の低下、高温ガス中の滞留時間の減少、酸素１１度の
低下等があるけれども、実際のガスタービンｎにおける
燃焼装置は、圧力損の制限、燃焼バーナとしての噴射ノ
ズルｑの構造上及び運転上の信頼性等に関連して実現可
能な技術的手段は、燃焼温度を低下することにある。
度の低下、高温ガス中の滞留時間の減少、酸素１１度の
低下等があるけれども、実際のガスタービンｎにおける
燃焼装置は、圧力損の制限、燃焼バーナとしての噴射ノ
ズルｑの構造上及び運転上の信頼性等に関連して実現可
能な技術的手段は、燃焼温度を低下することにある。
即ち、噴射ノズルｑの温度低下手段は、ＮＯＸ低減効率
も大きい関係上、上記−微燃焼領域ｋにおける燃焼温度
を低下させるために、この−微燃焼領域ｋに水噴射や蒸
気噴射を施し、直接的に、−次燃焼領域温度、又は、酸
素濃度を低減し、これによって、低ＮＯＸ化を図るよう
になっている。
も大きい関係上、上記−微燃焼領域ｋにおける燃焼温度
を低下させるために、この−微燃焼領域ｋに水噴射や蒸
気噴射を施し、直接的に、−次燃焼領域温度、又は、酸
素濃度を低減し、これによって、低ＮＯＸ化を図るよう
になっている。
しかし、上述した低ＮＯＸ化の技術手段は、コンバイン
ドサイクルの発電プラントでは、サイクル効率を低下さ
せるばかりでなく、プラント建設コストを増大させる等
の難点がある。
ドサイクルの発電プラントでは、サイクル効率を低下さ
せるばかりでなく、プラント建設コストを増大させる等
の難点がある。
なお、水や蒸気噴射によるフンバインドサイクルの発電
プラントでは、サイクル効率の低下を防止するために、
−微燃焼領域ｋにおけるスワラ−ｈからの旋回気流の風
量や二次燃焼領ｔｌ＋の空気ジェット１１等を変化させ
て、上記両燃焼領域ｋ。
プラントでは、サイクル効率の低下を防止するために、
−微燃焼領域ｋにおけるスワラ−ｈからの旋回気流の風
量や二次燃焼領ｔｌ＋の空気ジェット１１等を変化させ
て、上記両燃焼領域ｋ。
１の当量比を制御し１、燃焼温度を低下させ、これによ
って、ＮＯＸを低減させることもあるが、これは、ＮＯ
Ｘを有効に低減するには、充分ではない。
って、ＮＯＸを低減させることもあるが、これは、ＮＯ
Ｘを有効に低減するには、充分ではない。
′そこで、第６図及び第７図に示されるように、低ＮＯ
Ｘ化の各技術手段が提案されている。即ち、ガスタービ
ンにお、ける燃焼装置は、第６図に示されるように、ス
ワラ−ｈの周りに複数の噴射ノズルｐを配設し、これに
よって、燃料の供給を分散させて燃焼温度の低下を図る
ものである。
Ｘ化の各技術手段が提案されている。即ち、ガスタービ
ンにお、ける燃焼装置は、第６図に示されるように、ス
ワラ−ｈの周りに複数の噴射ノズルｐを配設し、これに
よって、燃料の供給を分散させて燃焼温度の低下を図る
ものである。
又一方、第７図に示されるガスタービンの燃焼装置は、
内筒体ｅの一部に枝管ｑを付設し、この枝管ｑに補助バ
ーナーγを設け、これによって、補助バーナーγによる
燃料が内局体ｅ内に噴出する前に圧力空気を混合して予
混合ガスとして、上記内筒体ｅ内に供給し、高温ガスに
よって着火・燃焼し、燃料稀薄な当量比によって燃焼さ
せることにより燃焼温度を低減させ、これに起因してＮ
ＯＸを低減させるようにしたものである。
内筒体ｅの一部に枝管ｑを付設し、この枝管ｑに補助バ
ーナーγを設け、これによって、補助バーナーγによる
燃料が内局体ｅ内に噴出する前に圧力空気を混合して予
混合ガスとして、上記内筒体ｅ内に供給し、高温ガスに
よって着火・燃焼し、燃料稀薄な当量比によって燃焼さ
せることにより燃焼温度を低減させ、これに起因してＮ
ＯＸを低減させるようにしたものである。
しかしながら、上述した燃焼装置は、予混合ガスを生成
するように構成しているため、予混合ガスへの逆火現象
による吹消えやパイロット火炎の安定性に問題がある。
するように構成しているため、予混合ガスへの逆火現象
による吹消えやパイロット火炎の安定性に問題がある。
特に、このパイロット火炎の安定性及び吹消え現象は、
タービンプラントにおける運転上の信頼性や部分負荷運
転時のＣＯの増大と関係しているため、パイロット火炎
は、燃焼の安定性のよい拡散燃焼手段を採用している′
けれども、これは、火炎の安定化、部分負荷時のＣＯの
増大防止対策等のために、パイロット火炎の占める燃料
割合を減少することが困難である。つまり、この場合、
パイロット火炎によって、ＮＯＸが発生し、噴射ノズル
ロ、γ全体で発生するＮ ＯＸ！の大部分を占めるよう
になり、噴射ノズルＱ、γの多数化や予混合化によって
かなりの低ＮＯＸ化を図ることは、できるけれども、こ
れによってＮＯＸを低減することは困難である。
タービンプラントにおける運転上の信頼性や部分負荷運
転時のＣＯの増大と関係しているため、パイロット火炎
は、燃焼の安定性のよい拡散燃焼手段を採用している′
けれども、これは、火炎の安定化、部分負荷時のＣＯの
増大防止対策等のために、パイロット火炎の占める燃料
割合を減少することが困難である。つまり、この場合、
パイロット火炎によって、ＮＯＸが発生し、噴射ノズル
ロ、γ全体で発生するＮ ＯＸ！の大部分を占めるよう
になり、噴射ノズルＱ、γの多数化や予混合化によって
かなりの低ＮＯＸ化を図ることは、できるけれども、こ
れによってＮＯＸを低減することは困難である。
このように、上述した燃焼装置における水噴射、蒸気噴
射手段や噴射ノズルγの多数化及び予混合化による各技
術手段は、発電プラントの発電効率、火炎の安定化並び
に信頼性のある運転の確保、部分負荷運転時のＣＯの低
減及び燃焼効率の向上を充分に達成することは困難であ
り、しかも、脱硝装置の高効率化に伴う建設コストや運
転維持費等を増大する等の欠点がある。
射手段や噴射ノズルγの多数化及び予混合化による各技
術手段は、発電プラントの発電効率、火炎の安定化並び
に信頼性のある運転の確保、部分負荷運転時のＣＯの低
減及び燃焼効率の向上を充分に達成することは困難であ
り、しかも、脱硝装置の高効率化に伴う建設コストや運
転維持費等を増大する等の欠点がある。
本発明は、上述゛した欠点を解消するために、外筒体の
基部に通気ダクトや複数の主噴射ノズルを設けると共に
、内筒体に通気ガイド筒を設けて旋回流や空気ジェット
による火炎の安定化及び予混合用燃料の分配化を図り、
予混合割合を大幅に増大して低ＮＯＸ化を図ることを目
的とする燃焼装置を提供するものである。
基部に通気ダクトや複数の主噴射ノズルを設けると共に
、内筒体に通気ガイド筒を設けて旋回流や空気ジェット
による火炎の安定化及び予混合用燃料の分配化を図り、
予混合割合を大幅に増大して低ＮＯＸ化を図ることを目
的とする燃焼装置を提供するものである。
本発明は、外筒体の基部に予混合ダクト及びスワラ−を
備えた内筒体を同心的に設け、この内筒体の基部と上記
予混合ダクトの基部との間に複数の主噴射ノズルを配設
し、上記予混合ダクトの位置する上記内向体の周壁に複
数の通気ガイド筒を付設して予混合割合を増大して低Ｎ
ＯＸ化を図るように構成したものである。
備えた内筒体を同心的に設け、この内筒体の基部と上記
予混合ダクトの基部との間に複数の主噴射ノズルを配設
し、上記予混合ダクトの位置する上記内向体の周壁に複
数の通気ガイド筒を付設して予混合割合を増大して低Ｎ
ＯＸ化を図るように構成したものである。
以下、本発明を図示の一実施例について説明する。
第１図及び第２図において、符＠１は、燃焼装置におけ
る円筒形をなす外筒体であって、この外筒体１の基部１
ａには予混合ダクト２及びスワラ−３を備えた内筒体４
が同心的に設けられており、この予混合ダクト２と上記
外筒体１との間には空気圧縮機の給気管に連通した空気
通路５が形成されている。又、この予混合ダクト２の位
置する上記内筒体４の周壁には、複数の通気ガイド簡６
が上記内筒体４の中心方向く軸心方向）に向って付設さ
れており、この通気ガイド筒６は、逆火現象を防止する
と共に燃料の希釈化を図っている。さらに、上記予混合
ダクト２は、上記各通気ガイド筒６に連通ずる冷却通路
７を形成しており、この冷却通路７は上記空気通路５に
連通している。
る円筒形をなす外筒体であって、この外筒体１の基部１
ａには予混合ダクト２及びスワラ−３を備えた内筒体４
が同心的に設けられており、この予混合ダクト２と上記
外筒体１との間には空気圧縮機の給気管に連通した空気
通路５が形成されている。又、この予混合ダクト２の位
置する上記内筒体４の周壁には、複数の通気ガイド簡６
が上記内筒体４の中心方向く軸心方向）に向って付設さ
れており、この通気ガイド筒６は、逆火現象を防止する
と共に燃料の希釈化を図っている。さらに、上記予混合
ダクト２は、上記各通気ガイド筒６に連通ずる冷却通路
７を形成しており、この冷却通路７は上記空気通路５に
連通している。
一方、上記スワラ−３の位置する内筒体４の中央部には
燃料管８に連結したパイロット噴射ノズル９が設けられ
ており、上記冷却通路７の位置する上記予混合ダクト２
の基部には、複数の主噴射ノズル１１が独立した燃料供
給管１０に連通するようにして配設されている。なお、
空気通路５に位置する上記内筒体４には複数の通気孔１
２が穿設されており、この各通気孔１２には、空気ジェ
ットが流入するようになっている。
燃料管８に連結したパイロット噴射ノズル９が設けられ
ており、上記冷却通路７の位置する上記予混合ダクト２
の基部には、複数の主噴射ノズル１１が独立した燃料供
給管１０に連通するようにして配設されている。なお、
空気通路５に位置する上記内筒体４には複数の通気孔１
２が穿設されており、この各通気孔１２には、空気ジェ
ットが流入するようになっている。
従って、図示されない空気圧縮機からの高圧空気は、上
記空気通路５から各通気孔１２へ空気ジェットとして流
入すると共に、上記内筒体４及び予混合ダクト２を冷却
しながら冷却通路７へ流入する。しかして、上記主噴射
ノズル１１の燃料と予混合する燃焼用空気の当量比は、
定格運転時、０．７〜０．５の間になるように決められ
ており、上記噴射ノズル１１の燃料は常に制御されてい
る。
記空気通路５から各通気孔１２へ空気ジェットとして流
入すると共に、上記内筒体４及び予混合ダクト２を冷却
しながら冷却通路７へ流入する。しかして、上記主噴射
ノズル１１の燃料と予混合する燃焼用空気の当量比は、
定格運転時、０．７〜０．５の間になるように決められ
ており、上記噴射ノズル１１の燃料は常に制御されてい
る。
又、上記定格運転時における全燃料に対する割合は、約
７０〜８０％程度に設定される。
７０〜８０％程度に設定される。
又一方、上記高圧空気の一部は、上記スワラ−３用とし
て上記内筒体４内に旋回流入するようになっており、定
格運転時においては、パイロット噴射ノズル９の燃料が
噴射されて、スワラ−３の空気と予混合される。
て上記内筒体４内に旋回流入するようになっており、定
格運転時においては、パイロット噴射ノズル９の燃料が
噴射されて、スワラ−３の空気と予混合される。
なお、上記予混合ダクト２及びスワラ−３の混合ガスの
平均流速は、逆火現象を防止するため、火炎伝播速度よ
り大きくなるように予混合ダクト２の形状によって決め
られている。
平均流速は、逆火現象を防止するため、火炎伝播速度よ
り大きくなるように予混合ダクト２の形状によって決め
られている。
このようにして、パイロット噴射ノズル９がらの燃料は
、スワラ−３による旋回流によって拡散燃焼用燃料とし
てパイロット火炎を形成すると共に、上記冷Ｗ流路７を
形成した予混合ダクト２がらの燃焼用空気を各通気ガイ
ド筒６を通して予混合ジェット気流となって逆流領域の
流れの安定化を図っている。
、スワラ−３による旋回流によって拡散燃焼用燃料とし
てパイロット火炎を形成すると共に、上記冷Ｗ流路７を
形成した予混合ダクト２がらの燃焼用空気を各通気ガイ
ド筒６を通して予混合ジェット気流となって逆流領域の
流れの安定化を図っている。
又、上記主噴射ノズル１１の燃料と予混合する燃焼用空
気は、約７０〜８０％程度供給されて、７０〜８０％程
度の予混合が可能となり、さらに、パイロット噴射ノズ
ル９の空気は、約３０〜７０％程度を予混合することに
より、全燃料の大部分を予混合することが可能となる。
気は、約７０〜８０％程度供給されて、７０〜８０％程
度の予混合が可能となり、さらに、パイロット噴射ノズ
ル９の空気は、約３０〜７０％程度を予混合することに
より、全燃料の大部分を予混合することが可能となる。
次に、第３図に示されるグラフは、ＮＯＸと燃料空気比
較の関係を示したグラフであって、これは、予混合割合
の増加と共に、ガスタービンにおける燃焼装置に発生す
るＮＯＸの低減状況を示したものである。即ち、このグ
ラフからも明らかなように、ＮＯＸの低減化は、主噴射
ノズル１１の予混合割合を増加させることにより可能で
ある。
較の関係を示したグラフであって、これは、予混合割合
の増加と共に、ガスタービンにおける燃焼装置に発生す
るＮＯＸの低減状況を示したものである。即ち、このグ
ラフからも明らかなように、ＮＯＸの低減化は、主噴射
ノズル１１の予混合割合を増加させることにより可能で
ある。
又一方、上記パイロット噴射ノズル９の燃流聞は、約２
０〜３０％程度にするのが望ましく、第４図のグラフは
、パイロット噴射ノズル９の予混合割合とＮＯＸとの関
係を示したものである。即ち、このグラフからも明らか
なように、パイロット噴射ノズル９の予混合割合は、約
３０％以上が望ましく、それ以上の予混合割合を増大す
ると、ＮＯＸは低下するが、火炎不安定性が増大する。
０〜３０％程度にするのが望ましく、第４図のグラフは
、パイロット噴射ノズル９の予混合割合とＮＯＸとの関
係を示したものである。即ち、このグラフからも明らか
なように、パイロット噴射ノズル９の予混合割合は、約
３０％以上が望ましく、それ以上の予混合割合を増大す
ると、ＮＯＸは低下するが、火炎不安定性が増大する。
従って、上記パイロット噴射ノズル９の燃料の予混合割
合は、約３０〜７０％が望ましい。
合は、約３０〜７０％が望ましい。
以上述べたように本発明によれば、外筒体１の基部１ａ
に予混合ダクト２及びスワラ−３を備えた内向体４を同
心的に設け、この内筒体４の基部と上記予混合ダクト２
の基部との間に複数の主噴射ノズル１１を配設し、上記
予混合ダクト２の位置する上記内筒体４の周壁に複数の
通気ガイド筒６を付設しであるので、低ＮＯＸ化を図る
ことができるばかりでなく、上記内筒体４を有効に冷部
するから、耐久性を向上することができる。
に予混合ダクト２及びスワラ−３を備えた内向体４を同
心的に設け、この内筒体４の基部と上記予混合ダクト２
の基部との間に複数の主噴射ノズル１１を配設し、上記
予混合ダクト２の位置する上記内筒体４の周壁に複数の
通気ガイド筒６を付設しであるので、低ＮＯＸ化を図る
ことができるばかりでなく、上記内筒体４を有効に冷部
するから、耐久性を向上することができる。
第１図は、本発明による燃焼装置を線図的に示す断面図
、第２図は、第１図中の鎖線Ａ−Ａに沿う横断面図、第
３図は、ＮＯＸと燃料空気比との関係を示すグラフ、第
４図は、ＮＯＸと予混合割合との関係を示すグラフ、第
５図乃至第７図は、従来の燃焼装置を線図的に示す各断
面図である。 １・・・外筒体、２・・・予混合ダクト、３・・・スワ
ラ−１４・・・内筒体、５・・・空気通路、６・・・通
気ガイド筒、７・・・冷却通路、９・・・パイロット噴
射ノズル、１１・・・主噴射ノズル。 出願人代理人 猪 股 清第１ 図 第２図 第３図 第４因
、第２図は、第１図中の鎖線Ａ−Ａに沿う横断面図、第
３図は、ＮＯＸと燃料空気比との関係を示すグラフ、第
４図は、ＮＯＸと予混合割合との関係を示すグラフ、第
５図乃至第７図は、従来の燃焼装置を線図的に示す各断
面図である。 １・・・外筒体、２・・・予混合ダクト、３・・・スワ
ラ−１４・・・内筒体、５・・・空気通路、６・・・通
気ガイド筒、７・・・冷却通路、９・・・パイロット噴
射ノズル、１１・・・主噴射ノズル。 出願人代理人 猪 股 清第１ 図 第２図 第３図 第４因
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、外筒体の基部に予混合ダクト及びスワラーを備えた
内筒体を同心的に設け、この内筒体の基部と上記予混合
ダクトの基部との間に複数の主噴射ノズルを配設し、上
記予混合ダクトの位置する上記内筒体の周壁に複数の通
気ガイド筒を付設したことを特徴とする燃焼装置。 ２、各通気ガイド筒を内筒体の中心方向に配設したこと
を特徴とする特許請求の範囲第１項記載の燃焼装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP23108084A JPS61110817A (ja) | 1984-11-01 | 1984-11-01 | 燃焼装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP23108084A JPS61110817A (ja) | 1984-11-01 | 1984-11-01 | 燃焼装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS61110817A true JPS61110817A (ja) | 1986-05-29 |
Family
ID=16917972
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP23108084A Pending JPS61110817A (ja) | 1984-11-01 | 1984-11-01 | 燃焼装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS61110817A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH02309123A (ja) * | 1989-05-23 | 1990-12-25 | Toshiba Corp | ガスタービン燃焼器 |
| KR100395643B1 (ko) * | 2000-10-04 | 2003-08-21 | 한국기계연구원 | 가스터빈 연소기 |
| EP2857658A1 (en) * | 2013-10-01 | 2015-04-08 | Alstom Technology Ltd | Gas turbine with sequential combustion arrangement |
-
1984
- 1984-11-01 JP JP23108084A patent/JPS61110817A/ja active Pending
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH02309123A (ja) * | 1989-05-23 | 1990-12-25 | Toshiba Corp | ガスタービン燃焼器 |
| KR100395643B1 (ko) * | 2000-10-04 | 2003-08-21 | 한국기계연구원 | 가스터빈 연소기 |
| EP2857658A1 (en) * | 2013-10-01 | 2015-04-08 | Alstom Technology Ltd | Gas turbine with sequential combustion arrangement |
| CN104633711A (zh) * | 2013-10-01 | 2015-05-20 | 阿尔斯通技术有限公司 | 具有顺序燃烧组件的燃气涡轮 |
| US9708983B2 (en) | 2013-10-01 | 2017-07-18 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Gas turbine with sequential combustion arrangement |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP3335713B2 (ja) | ガスタービン燃焼器 | |
| US6871501B2 (en) | Method and apparatus to decrease gas turbine engine combustor emissions | |
| US6354072B1 (en) | Methods and apparatus for decreasing combustor emissions | |
| US5511375A (en) | Dual fuel mixer for gas turbine combustor | |
| US6935116B2 (en) | Flamesheet combustor | |
| US8607568B2 (en) | Dry low NOx combustion system with pre-mixed direct-injection secondary fuel nozzle | |
| US6983605B1 (en) | Methods and apparatus for reducing gas turbine engine emissions | |
| KR100538518B1 (ko) | 연료 희석법 및 질소 산화물 감소장치 | |
| US5816049A (en) | Dual fuel mixer for gas turbine combustor | |
| US7059135B2 (en) | Method to decrease combustor emissions | |
| US20070089419A1 (en) | Combustor for gas turbine engine | |
| US6837052B2 (en) | Advanced fuel nozzle design with improved premixing | |
| EP1201996A1 (en) | Method and apparatus for decreasing combustor emissions | |
| JPH0587340A (ja) | ガスタービン燃焼器用空気燃料混合器 | |
| JP2009293913A (ja) | 低エミッション用コアンダパイロットノズル | |
| JPH05196232A (ja) | 耐逆火性燃料ステージング式予混合燃焼器 | |
| CN101929678A (zh) | 用于预混喷嘴中合成气/ng dln的多燃料回路 | |
| EP2500656B1 (en) | Gas turbine combustor having a fuel nozzle for flame anchoring | |
| US6862889B2 (en) | Method and apparatus to decrease combustor emissions | |
| JP3499004B2 (ja) | ガスタービン燃焼器 | |
| JPS61110817A (ja) | 燃焼装置 | |
| JPH0583814B2 (ja) | ||
| JPS59173633A (ja) | ガスタ−ビン燃焼器 | |
| JP2000130183A (ja) | ガス化発電プラント用ガスタービン燃焼器 | |
| CN116878027A (zh) | 燃气轮机燃烧室喷嘴结构及其工作方法 |