KR100372907B1 - 터빈의확산작동모드와예비혼합작동모드사이에서연료를단계적으로제어하는가스터빈용연소기작동방법 - Google Patents

터빈의확산작동모드와예비혼합작동모드사이에서연료를단계적으로제어하는가스터빈용연소기작동방법 Download PDF

Info

Publication number
KR100372907B1
KR100372907B1 KR1019950015136A KR19950015136A KR100372907B1 KR 100372907 B1 KR100372907 B1 KR 100372907B1 KR 1019950015136 A KR1019950015136 A KR 1019950015136A KR 19950015136 A KR19950015136 A KR 19950015136A KR 100372907 B1 KR100372907 B1 KR 100372907B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
fuel
nozzle
combustor
nozzles
mode
Prior art date
Application number
KR1019950015136A
Other languages
English (en)
Other versions
KR960001441A (ko
Inventor
루이스버클리데이비스2세
데이비드오러스핏츠
와렌제이.믹
마이클브루스스치오체티
미첼알.코헨
Original Assignee
제너럴 일렉트릭 캄파니
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 제너럴 일렉트릭 캄파니 filed Critical 제너럴 일렉트릭 캄파니
Publication of KR960001441A publication Critical patent/KR960001441A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR100372907B1 publication Critical patent/KR100372907B1/ko

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • 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
    • 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
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)

Abstract

예비혼합동작모드에서 터어빈용 연소기 동작방법은 연소기를 통과하는 비대칭 연료형태를 제공하기 위해서 환상 대칭 배열의 연료노즐을 통해 연료를 공급하는 단계를 포함한다. 이 비대칭 연료흐름은 확산동작모드와 예비혼합동작모드 사이의 변이과정 이전에 확산동작모드 동안, 변이과정 동안 및 예비혼합동작모드 동안에 제공된다. 전 동력 근방에, 연료는 예비혼합동작모드에서 동작하는 연료노즐 사이에 동일하게 공급된다. 비대칭 연료흐름은 연소기를 안정화시키고 높은 소음 진폭 연소 소음을 방지하는 한편 예비혼합동작모드에서 동작하는 낮은 배기가스 방출을 달성한다.

Description

터빈의 확산 작동모드와 예비혼합 작동모드 사이에서 연료를 단계적으로 제어하는 가스 터빈용 연소기 작동방법{A METHOD FOR STAGING FUEL IN A TURBINE BETWEEN DIFFUSION AND PREMIXED OPERATIONS}
본 발명은 기체 및 액체 연료가 공급되는 터빈에 관한 것으로서, 특히 노즐이 확산 작동모드와 예비혼합 작동모드 사이에서 단계적으로 제어(stage)되는 터빈용 복식 노즐을 구비한 연소기의 작동방법에 관한 것이다.
터빈은 일반적으로 압축기 섹션과, 하나 이상의 연소기와, 연료분사 시스템과, 터빈 섹션을 포함하고 있다. 통상적으로, 압축기 섹션은 유입공기를 가압하고, 그 다음 가압된 공기는 연소기로 방향을 선회하거나 또는 역류하여, 연소기를 냉각시키고 또한 연소공정에 공기를 공급하기 위해 사용된다. 다중 연소기 터빈에서, 연소기는 대체로 터빈의 주위에 환상으로 배치되며 전이 덕트(transition duct)는 각 연소기의 출구 단부와 터빈 섹션의 입구 단부를 연결하여 연소과정에서 발생한 고온 생성물을 터빈에 반송한다.
예를 들면 NOx 와 CO 등과 같은 방출물을 줄이기 위한 계속된 노력의 결과로 연소기 설계에 있어서 다양한 개발이 진행되어 왔다. 종래에는, 이단(Dual-stage)연소기가 설계되었으며, 이에 대해서는 예컨대 미국 특허 4,292,801 호 및 미국 특허 제 4,982,570 호에 개시되어 있다. 또한, 본 출원인에게 양도된 미국 특허 제 5,259,184 호에는, 터빈의 저부하 상태의 확산모드와 터빈의 고 부하 상태의 예비혼합모드에서 작동하는 단단(single-stage), 즉 단일의 연소실 또는 연소 구역의 이중-모드(확산모드 및 예비혼합모드) 연소기가 개시되어 있다. 이 연소기에 있어서, 노즐은 연소기의 축을 중심으로 환상으로 배열되고, 각 노즐은 확산 연료섹션 또는 확산연료 관을 포함하고 있어서, 확산 연료가 노즐의 하류연소구역에 공급되도록 하고 그리고 전용의 예비 혼합섹션 또는 예비 혼합 관을 포함하고 있어서, 예비 혼합모드에서 단일의 연소 구역에서 연소하기 이전에 연료가 공기와 예비 혼합되도록 한다. 보다 상세하게는, 상기 특허에는, 원형으로 배열된 확산/예비 혼합 연료노즐이 개시되어 있는바, 이 연료 노즐은 연소기 단부 덮개 조립체 내에 장착되고, 노즐 내의 동심 환상 통로를 통해 연료를 노즐 팁과 팁의 상류의 스월러(swirler)에 공급하여 확산모드와 예비혼합모드의 각 연료흐름을 제공한다.
그러나, 확산 모드로부터 예비혼합 모드로의 전이 중에 연소기는 불완전하게 되는 경향을 보이며 높은 진폭의 연소 소음을 발생시키는 것으로 알려졌다. 또한, 연소기로의 공기흐름과 연료흐름은, 터빈의 작동 사이클에 의해 필요에 따라 변화하므로, 연소기의 안정성 및 소음수준은 악영향을 받을 수 있다. 안정성이 불충분한 연소기는 턴다운(turn down)이 제한된다. 연소기의 소음 레벨이 허용한계 이상이면, 연소기의 구성요소의 조기 마모 또는 고 사이클 피로균열이 발생한다. 건식 저 NOx 연소기를 설계하기 위해서, NOx 및 CO 방출물, 연소 동력, 및 연소 안정성은 항공 역학적 견지에서 고려해야 하는 요소이다. 연소 과정의 특성에 의해, 이러한 독립 요소는 상호 의존한다.
전술한 미국 특허 제 5,259,184 호는 확산모드로부터 예비혼합모드로의 연료 전달이 동시에 실행되는 연소기의 설계를 개시한다. 즉, 연료는 전체의 확산 노즐로부터 전체의 예비혼합 노즐까지 동시에 전달된다. 이것을 실행하기 위해서, 연료를 확산 공급 매니폴드로부터 예비혼합 공급 매니폴드까지 전송함으로써 연료의 전달이 간단히 실행된다. 연료 노즐 단부 덮개의 내부는, 다섯개의 예비혼합노즐 중네개의 노즐의 내부 매니폴드에 연료를 공급하는 연료공급 플랜지와, 다섯번째 예비혼합 노즐의 내부 매니폴드에 연료를 공급하는 연료공급 플랜지로 분기되어 있지만, 이러한 매니폴드 배치는 예비 혼합모드에서 작동하는 동안 발전기 트립 고장(a generator trip event)에만 대처하도록 설치되어 있다. 전체의 예비혼합 노즐은 동일 양의 연료를 연소기내로 흐르게 하도록 되어 있다. 따라서, 단단 연소기를 사용할 때, 특히 확산 모드로부터 예비혼합 모드로의 전이중에 연소 안정성과 연소 동력학은 특정한 장애를 발생시켰다.
본 발명은 연료를 터빈 연소기의 연료 노즐까지 단계적으로 전환하여 건식의 저 NOx 연소장치에서 확산 작동모드로부터 예비혼합 작동모드까지 안정되고 정숙한 연료전달이 달성될 수 있도록 한다. 또한, 본 발명은 이전에 가능했던 것보다도 광범위한 터빈의 부하에 걸쳐 예비혼합 작동모드에서 작동하는 동안 연소기의 안정되고 정숙한 작동을 실현한다. 이것을 달성하기 위해서, 확산 작동모드로부터 예비혼합 모드까지의 전이과정 중의 연료 공급 뿐만 아니라, 예비혼합 작동모드의 정상상태 중의 연료 공급은 단계적으로 제어된다. 기본적으로, 본 발명은 노즐을 통해 노즐의 하류 연소 구역까지 연료 흐름을 가변적으로 제어하여, 전이 과정중과 예비혼합 작동모드의 일부 기간 중에 연소기를 통과하는 비대칭 연료 흐름을 제공한다. 즉, 본 발명은 연소기를 통과하는 연료의 불균형, 즉 환상 배열의 노즐을 통해 불균일한 연료흐름을 제공하므로 노즐 사이의 연료/공기비는 서로 상이하다. 이러한 연료 흐름은 전이과정의 시작에서 확산 작동모드 중과 전이과정 중에, 그리고 전체의 출력 미만의 예비혼합 작동모드 중에 발생한다. 연료를 예비 혼합 노즐 사이에서 불균일하게 분할함으로써, 저 NOx 및 CO 배출성능을 위해 설계되어 있지만, 안정성 및 연소 동력 특성면에서는 바람직하지 않은 예비 혼합 노즐을 이용할 수 있다. 확산 작동모드로부터 예비혼합 작동모드까지의 전이과정 중에 및/또는 예비 혼합모드의 정상상태 작동 중에, 하나 이상의 예비혼합노즐로의 예비 혼합연료의 비율을 증가시킴으로써, 하나 이상의 연료 노즐 출구에서 국소 당량비(the local equivalence ratio)는 나머지 연료 노즐의 출구에서 보다 높고, 그 결과 하나 이상의 노즐에서 보다 안정된 화염을 발생한다. 이것은 연소기의 헤드 단부에서 비대칭의 열 방출을 일으켜서, 연소기의 강력한 동압 진동의 개시를 방지한다. 예비혼합 작동모드의 정상상태가 확립되면, 예비혼합 노즐사이의 연료분할은 균등하게 될 수 있으므로, NOx 와 CO의 방출이 개선된다.
본 발명의 대표적인 실시예에 있어서, 예컨대, 연소기는 미국 특허 제 5,259,184 호에 개시된 것과 유사하게 연소기의 중심 축 주위에 환상으로 배치된 다섯개의 노즐을 구비할 수도 있다. 각 노즐은 확산 모드에서 작동되며 공통 매니폴드로부터 연료가 공급된다. 또한, 각 노즐은 예비혼합 연료 공급 매니폴드로부터 연료가 공급되며, 4개의 에비혼합노즐로의 연료공급은 단일의 예비혼합 연료 공급 매니폴드를 통해 이루어지고, 다섯 번 째의 예비 혼합 노즐까지의 연료의 공급은 제 2 예비혼합 연료 공급 매니폴드를 통해 이루어진다. 앞서 설명한 바와 같이, 2개의 예비혼합 공급 매니폴드는 발전기 트립 고장에 대처하도록 설치되어 있고, 그리고 각종 예비혼합 노즐까지의 동일한 유량의 기체연료가 흐르게 한다.
그러나, 본 발명에 따라, 확산 작동모드로부터 예비혼합 작동모드까지의 전이과정 중에 연료는 각종 노즐로 단계적으로 공급된다. 예를 들면, 시동시에는, 연료가 확산모드에서 작동하도록 확산 매니폴드로부터 다섯개의 노즐중 최대 4개까지에 공급됨으로써, 연소기를 따라 비대칭 연료 패턴을 발생시킨한다. 또한, 소망하는 경우 연료는 동일한 확산 매니폴드로부터 확산모드의 다섯번째 노즐에도 공급될 수도 있어서, 연소기를 따라 대칭 연료 흐름을 제공할 수도 있다. 그러나, 부하가 인가되는 동안에, 다섯 번 째 노즐을 확산 매니폴드로부터 연료의 흐름을 차단하고(또는, 시동시 확산연료 매니폴드로부터 연료를 전혀 공급하지 않음), 예비혼합 매니폴드로의 전이과정 이전에, 다섯 번 째 노즐에 단일의 예비혼합 매니폴드로부터 예비혼합 연료를 공급한다. 따라서, 저 부하에서의 시동중에, 연소기가 계속해서 확산 모드에서 작동하는 동안 4개 노즐은 확산연료가 공급되고 다섯번째 노즐은 예비 혼합연료가 공급된다. 다섯 번 째 노즐에 의해 연소 구역에 공급되는 총 연료의 비율은 확산 노즐 중 어느 하나에 의해 공급되는 총 연료의 비율보다 크므로, 연소기를 따라 비대칭 연료 장전(fuel load)을 제공한다. 고 부하에서, 예를 들면 50 내지 90%에서, 확산 매니폴드로부터의 연료공급은 중단되고 연료는 예비혼합 매니폴드로부터 4개의 예비혼합 노즐에 공급된다. 이러한 전이를 행할 때 때, 다섯 번 째 노즐은 나머지 네개의 노즐 중 어느 것보다도 높은 연료/공기 비를 갖는다. 즉, 다섯 번 째 노즐은 농후하고 안정하게 작동하고 나머지 네개의 노즐을 안정화한다. 이것은 이용 가능한 비대칭 연료 장전이 없는 경우 보다도 터빈이 낮은 터빈 부하에서 예비혼합 모드(낮은 방출 모드)에 들어가는 것을 가능하게 한다. 전체의 부하에서, 예비혼합 모드의 각종 노즐 사이에서 연료의 분할은 동일하다.이처럼 전이과정중에 또 예비혼합 작동모드 중에 노즐에 불균일하게 연료를 공급함으로써, 연소기를 따르는 연료의 불균등의 결과로서 심각한 연소 동력, 즉 높은 가청 소음과 공명이 발생하는 것을 방지한다.
본 발명에 따른 바람직한 실시예에 있어서, 다수의 연료 노즐을 구비하고 있는 가스 터빈용 연소기의 작동 방법이 개시되는 바, 이 방법은, 연소기를 따라서 비대칭 연료의 흐름을 제공하기 위해서 노즐을 통해 노즐의 하류의 연소구역으로의 연료의 흐름을 가변 제어하는 단계를 포함한다.
본 발명에 따른 다른 바람직한 실시예에 있어서, 주위에 환상으로 배치된 다수의 연료 노즐을 구비한 가스 터빈용 연소기의 작동 방법이 제공되는 바, 이 방법은 연소기를 따라 노즐의 하류 연소 구역으로의 비대칭 연료 흐름을 제공하는 단계를 포함한다.
본 발명에 따른 또 다른 바람직한 실시예에 있어서, 그 주위에 환상으로 배치된 다수의 노즐을 구비하는, 가스 터빈용 연소기의 작동 방법이 제공되는 바, 이 방법은, 확산모드에서 작동하는 다수의 노즐 중 적어도 수 개의 노즐을 통해 노즐의 하류의 연소 구역에 연료를 흘려보내는 단계와, 확산 작동모드에서 작동하는 다수의 노즐 중 적어도 하나의 노즐을 통해 연소 구역에 연료를 흘려 보냄과 동시에 확산 모드에서 작동하는 임의의 노즐을 유지하는 단계를 포함한다.
따라서, 본 발명의 주요 목적은, 확산 작동모드로부터 예비혼합 모드까지 정숙하고 안정된 연료전달을 위해 연소기의 연료노즐로의 연료를 단계적으로 제어하는 방법을 제공하고, 또한 광범위한 부하에 걸쳐 예비혼합 작동모드에서 작동하는연소기의 안정되고 정숙한 작동을 가능하게 하는 것이다.
제 1 도를 참조하면, 가스 터빈(10)은 압축기(12)(일부분만 도시함)와, 다수의 연소기(14)(한개만 도시함)와, 단일의 블레이드(16)로 도시된 터빈을 포함한다. 상세하게 도시하지는 않았지만, 터빈은 공통 축을 따라 압축기(12)에 구동적으로 연결되어 있다. 압축기(12)는 유입공기를 가압하고, 압축된 공기는 그뒤 연소기(14)쪽으로 방향 전환되어, 연소기를 냉각시키고 또 공기를 연소과정에 공급하는데 사용된다.
전술한 바와 같이, 가스 터빈은 그 원주 둘레에 배치된 다수의 연소기(14)를 포함하고 있다. 이중벽 전이 덕트(18)가 각 연소기의 출구단부와 터빈의 입구단부를 연결하여 연소기의 고온 생성물을 터빈에 반송한다. 횡단 점화관(cross fire tube)(22)(하나만 도시함)과 결합된 스파크 플러그(20)에 의해서, 통상의 방식으로 각종 연소기(14)에서 점화가 실행된다.
각 연소기(14)는, 개방된 전단부에서 터빈 케이싱(26)에 볼트(28)로 고정된 실질적으로 원통형의 연소 케이싱(24)을 구비한다. 연소 케이싱의 후단부는 단부 덮개 조립체(30)로 폐쇄되어 있고, 이 단부 덮개 조립체는 이하 상세히 기술하는 바와 같이 기체연료, 액체연료, 공기(및 소망하는 경우, 물)을 연소기에 공급하기 위한 통상의 공급 관, 매니폴드, 및 관련된 밸브 등을 포함한다. 이 단부 덮개 조립체(30)는, 연소기(제 5 도 참조)의 종방향 축을 중심으로 원형으로 대칭상태로 배열된 다수개(예를 들면, 5개)의 연료 노즐 조립체(32)(간편성 및 명료성을 위해 하나만 도시함)를 수용하고 있다.
연소기 케이싱(24)내에는, 이것과 거의 동심 관계로 원통형 흐름 슬리브(34)가 장착되어 전단부에서 이중벽 전이 덕트(18)의 외벽(36)과 연결되어 있다. 흐름 슬리브(34)의 후단부는, 연소기 케이싱(24)의 전후방 단면이 접합되는 맞댐 이음부(butt joint)(37)에서, 반경방향 플랜지(35)에 의해 연소기 케이싱(24)과 연결된다.
흐름 슬리브(34)내에는, 그 전단부가 이중벽 전이 덕트(18)의 내벽(40)과 연결된 연소 라이너(38)가 동심으로 배열되어 있다. 연소 라이너(38)의 후단부는 연소 라이터 캡 조립체(42)로 지지되어 있고, 이 캡조립체는 다수개의 지주(struts)(39) 및 관련된 장착 플랜지 조립체(41)(제 5 도에 가장 잘 도시함)에 의해서 연소기 케이싱 내에 지지되어 있다. 연소 케이싱(24)이 [볼트(28)에 의해]터빈 케이싱에 볼트 결합된 위치의 전방으로 연장하는 흐름 슬리브(34)의 부분뿐만 아니라, 이중벽 전이 덕트(18)의 외벽(36)에는, 각각의 원주면에 걸쳐 개구(44)가 형성되어, 공기를 압축기(12)로부터 이 개구(44)를 통해 흐름 슬리브(34)와 라이너(38) 사이의 환상 공간내로 연소기의 상류 또는 후단부를 향해 역방향으로 흐르도록 한다(제 1 도에 도시된 화살표에 의해 흐름 방향이 표시됨).
연소 라이너 캡 조립체(42)는 각 연료 노즐 조립체(32) 마다 하나씩 다수개의 예비혼합 관(46)을 지지하고 있다. 특히, 각 예비혼합 관(46)의 전단 및 후단은 전방 판 및 후방 판(47, 49)에 의해 연소 라이너 캡 조립체(42)내에 각각 지지되며, 이들 각각의 판은 개방된 단부형 예비혼합 관(46)과 정렬된 개구를 구비하고 있다. 이러한 구조는 제 5 도에 가장 잘 도시되어 있고, 개구(43)가 전방 판(47)에설치된 것으로 도시되어 있다. 전방 판(47)(냉각 개구의 열을 구비한 충돌판)은 차폐판(45)에 의해 연소기 화염의 열 복사로부터 차폐될 수도 있다.
후방 판(49)에는, 후방으로 연장하는 다수개의 유동 칼라(floating collar)(48)(각각의 예비혼합 관(46)에 하나씩 후방 판의 개구와 거의 정렬되도록 배열됨)가 장착되며, 각 유동 칼라는 노즐 조립체(32)의 반경방향의 최외측 관을 에워싸는 공기 스월러(air swirler)(50)를 지지하고 있다. 이 구조는, 라이너(38)와 흐름 슬리브(34) 사이의 환상 공간에서 흐르는 공기가 [단부 캡 조립체(30)와 슬리브 캡 조립체(44) 사이의] 연소기의 후단부에서 다시 역방향으로 가압되어, 예비혼합 관(46)의 하류, 즉 라이너(38)내의 연소 구역에 유입하기 전에 스월러(50) 및 예비혼합 관(46)를 통해 흐르도록 되어 있다.
제 2 도, 제 3 도 및 제 4 도를 참조하면, 각 연료 노즐 조립체(32)는 액체연료, 분무 공기, 확산 기체연료 및 예비혼합 기체연료를 수용하는 입구와, 후술하는 바와 같이, 상기 각 유체를 연료 노즐 조립체의 전방 반송부(54) 내의 각 통로에 공급하는 적절한 연결 통로를 갖는 후방 반송부(52)를 포함한다.
연료 노즐 조립체의 전방 반송부(54)는 일련의 동심 관(56, 58)으로 각각 구성되어 있다. 이 동심 관(56, 58)은 도관(64)에 의해 예비혼합 기체통로(60)에 연결된 입구(62)로부터 예비혼합 기체연료를 수용하는 예비혼합 기체통로(60)를 구비한다. 또한 예비혼합 기체통로(60)는 다수(예컨대, 11개)의 반경방향 연료 인젝터(66)와 연통하고 있고, 각 연료 인젝터는 기체연료를 예비혼합 관(46)내에 위치한 예비혼합 구역(69)으로 배출하기 위한 다수의 연료분사 포트(port) 또는 연료분사 구멍(68)을 구비하고 있다. 분사된 연료는, 압축기(12)로부터 반대방향으로 흐르는 공기와 혼합하여, 반경방향 연료 인젝터(66)의 상부에서 연료노즐 조립체를 에워싸는 환상 스월러(50)에 의해 와류로 된다.
예비혼합 통로(60)는 연료노즐 조립체의 전단부 또는 배기 단부에서 O링(72)으로 밀봉되어, 예비혼합 연료가 반경방향 연료 인젝터(66)를 통해서만 배출될 수 있도록 한다.
이 예비혼합 통로(60)에 인접한 통로(74)는 동심 관(58, 76) 사이에 형성되고, 확산 기체를 연료 노즐 조립체(32)의 최전방 단부의 오리피스(78)를 경유하여 연소기의 연소 구역(70)에 공급한다. 노즐의 최전방 단부 또는 배출 단부는 예비혼합 관(46)내에 위치되어 있지만, 예비혼합 관의 전단부에 비교적 근접하게 되어 있다. 확산 기체통로(74)는 입구(80)로부터 도관(82)을 경유하여 확산 기체를 수용한다.
제 3 통로(84)가 동심 관(76, 86) 사이에 형성되어 오리피스(88)를 통해 연소기의 연소 구역(70)에 분무 공기를 공급하며, 여기서 분무 공기는 오리피스(78)를 빠져나오는 확산 연료와 혼합된다. 분무공기는 입구(90)로부터 도관(92)을 경유하여 통로(84)에 공급된다.
또한, 연료노즐 조립체(32)는 당업자라면 이해할 수 있는 방법으로 NOx의 배출을 감소시키기 위해 물을 연소영역에 (선택적으로) 공급하는 추가 통로(94)를 구비한다. 물 통로(94)는 관(86)과 인접한 동심 관(96) 사이에 형성되어 있다. 물은 분무공기 오리피스(88)의 반경방향 내측으로 오리피스(98)를 통하여 노즐에서 배출된다.
연료 인젝터 노즐을 형성하는 일련의 동심 관의 최내측 관(96) 자체는, 액체 연료용 중앙 통로(100)를 형성하며, 액체 연료가 입구(102)를 통해 중앙 통로로 유입한다. 이 액체 연료는 노즐의 중앙에 있는 배기 오리피스(104)를 통해 노즐에서 배출된다. 액체연료 공급 기구는 백업 시스템(a back-up system)으로서 제공되며, 터빈이 정상 기체 연료모드에 있는 동안 중앙 통로(100)는 압축기 배기공기로 세정된다는 것을 당업자라면 이해할 것이다.
전술한 바와 같은 연소기는 미국 특허 제 5,259,184 호에 상세하게 개시되어 있으며, 그 작동도 기재되어 있다. 기재된 작동에 있어서, 확산기체 연료는 입구(80), 도관(82) 및 통로(74)를 통해 공급되어, 오리피스(78)를 거쳐 연소 구역(70)으로 배출되며, 이 확산 기체 연료는 연소 구역에서 분무공기와 혼합하며, 스파크 플러그(20)에 의해 점화되어 확산작동모드 동안에 라이너(38)내의 연소영역(70)에서 연소된다. 고 부하에서, 예비혼합 기체연료는 입구(62) 및 도관(64)을 거쳐 통로(60)에 공급되어 반경방향 하류 인젝터(66)의 오리피스(68)를 통해 배기된다. 예비혼합연료는 공기와 혼합하여, 스월러(50)에 의해 예비혼합관(46)내로 유입되고, 이 혼합물은 확산작동모드로부터의 미리 존재하던 화염에 의해 라이너(38)의 연소 구역(70)에서 연소된다. 예비혼합 작동 중에, 확산통로(74)에 공급되는 연료는 차단된다.
전술한 바와 같이, 불안정성과 고 진폭의 연소 소음을 발생시키는 경향이 확산 모드와 예비혼합 모드 작동 사이의 전이 중에 나타난다. 본 발명은 후술하는 방법과 같이 연료 노즐로의 연료를 단계적으로 제어하여, 이러한 경향을 줄이거나 최소화하여, 종래에 가능하다고 여겨졌던 것보다 터빈의 광범위한 부하에 걸쳐 예비혼합모드에서의 작동을 가능하게 한다.
이제 제 6 도를 참조하면, 확산 연료를 여러 노즐(32)의 확산연료 입구통로(80)에 공급하는 확산 연료 매니폴드(diffusion fuel manifold)(110)가 개략적으로 도시되어 있다. 밸브(112)를 매니폴드(110)내에 설치하여, 매니폴드(110)로부터 노즐로의 연료 공급을 개방 및 차단할 수도 있다. 또한, 하나 이상의 확산 연료 노즐로의 확산연료 라인에 밸브(114)를 설치할 수도 있다. 또한, 제 6 도에는 예비혼합 연료를 여러 노즐에 공급하는 제 1 예비혼합 매니폴드(116)와 예비혼합 연료를 나머지 하나 이상의 노즐에 공급하는 제 2 예비혼합 매니폴드(118)가 도시되어 있다. 제 1 및 제 2 예비혼합 매니폴드는 각각 밸브(120, 122)를 갖고 있고, 이들 밸브는 접속된 노즐에 연료를 공급하거나 또는 공급하지 않도록 하기 위해 개방위치와 차단위치 사이에서 이동 가능하다. 개개의 밸브는 소망하는 바에 따라 개별 공급 라인 내에 위치될 수 있고, 매니폴드 밸브 및 연료 공급 라인내에 배치된 임의의 밸브는 통상의 방법으로 작동된다는 것을 이해할 것이다.
연소기의 작동 중에 연료를 단계적으로 제어하기 위해서, 시동시에, 밸브(112)를 개방하여 매니폴드(110)로부터의 확산연료를 각각의 노즐(32)에 공급하거나, 또는 예컨대 밸브(114)를 폐쇄하거나 또는 하나 이상의 노즐로의 확산연료 공급 라인을 완전히 제거함으로써, 그 보다 적은 수의 노즐에 확산 연료를 공급한다. 전체의 노즐 또는 그보다 적은 수의 노즐에 확산 연료가 공급된 상태에서 터빈연소기가 확산 모드에서 작동되므로, 터빈에 부하가 가해진다. 바람직한 작동 형태에 있어서, 도시한 바와 같이 확산연료는 5개의 노즐 중 4개의 노즐에만 공급되고, 5번째의 노즐은 확산연료 매니폴드로부터 완전히 분리되며 시동 중에는 다섯 번 째 노즐에 공기만이 공급된다. 부하가 인가될 때, 예컨대 전체 출력의 30 내지 50 %의 범위내에서, 연소기는 확산 작동모드로부터 예비혼합 작동모드로 전환된다. 전환의 개시시에, 제 2 예비혼합 매니폴드의 밸브(122)가 개방되어 예비혼합 연료를 다섯 번 째의 노즐에 공급하여, 이에 의해 확산 모드의 작동이 계속되지만, 다섯 번 째의 노즐은 예비혼합된 연료/공기를 단일의 연소 구역에 공급한다. 부하가 증가함에 따라, 나머지 4개의 노즐로의 확산 연료공급이 차단되고 제 1 예비혼합 매니폴드(116)의 밸브(120)가 개방되어 예비혼합 연료를 4개의 노즐에 공급한다. 이 단계에서 (전이 이전의 확산 작동 중에 및 전이 이후의 예비혼합 작동 중에), 노즐에 연료가 불균일하게 공급됨을 인식할 것이다. 바람직하게는, 다섯 번 째의 노즐은 높은 연료/공기 비를 가지므로, 농후하게 또한 안정되게 작동한다. 이것에 의해, 확산 모드에서 예비혼합 모드로 전이될 때 다른 4개의 노즐은 안정화되어 다른 경우 보다도 낮은 터빈 부하에서 예비혼합 모드에 진입하는 것이 가능하다. 이러한 노즐의 불균일한 연료공급은 전이 중에 심각한 연소 동력학(combustion dynamics)이 발생하는 것을 방지하여 연소공정의 안정성을 증가시킨다.
게다가, 거의 전체의 부하에서, 즉 90%에서, 예비혼합 노즐 사이에서의 연료 분할을 조정하여, 예비혼합 노즐로의 연료 유동량을 거의 같게 할 수 있다, 따라서, 연료 분할을 변화시킬 수 있는 능력에 의해, 저 NOx와 CO 배기 성능을 위해 설계되고, 그리고 바람직한 안정성 및 연소 연동 특성을 나타내는 예비혼합 노즐을 사용할 수 있다. 전이 전 및 전이 중에 또한 보다 높은 부하에서 제 5 노즐에 공급된 전체 연료의 비율로서의 연료의 증가에 의해, 제 5 노즐이 다른 네 개의 노즐의 출구에서보다 높은 국소 당량비를 갖는 것이 가능하게 되고, 그 결과 제 5 노즐에서의 화염이 보다 안정하게 된다. 또한, 제 5 노즐은 연소기의 헤드 단부에서 비대칭 열 방출을 생성하여 연소기내에 강한 동압 진동의 개시를 저지한다.
앞에서 5개로 지칭된 노즐의 수는 오직 예시를 위한 것이며 그 보다 많은 또한 보다 적은 수의 노즐이 사용될 수 있다. 또한, 여러 노즐 사이에서 연료가 분할되는 방식은 매니폴드를 거쳐야 할 필요는 없으며 여러 노즐로의 연료 공급 라인의 각각에 개개의 밸브를 설치함으로써 달성될 수 있다.
본 발명은 현재 가장 실제적이고 양호한 실시예로 간주되는 것과 관련해서 기술하였으나, 본 발명은 개시된 실시예에 한정되는 것은 아니며, 이에 반해, 첨부된 청구범위의 사상과 범주에 포함된 각종 변경 및 균등한 구성을 포함하도록 의도된 것임을 이해할 것이다.
제 1 도는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 터빈의 하나의 연소기를 절단한 단면도.
제 2 도는 본 발명의 연료 분사 노즐의 단면도.
제 3 도는 노즐의 전방 단부의 확대 입면도.
제 4 도는 노즐의 정면도.
제 5 도는 연소 라이너 캡 조립체의 정면도.
제 6 도는 예비혼합 공급 매니폴드와 확산연료 공급 매니폴드를 구비한 노즐 구조의 개략도.
* 도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명 *
10 : 터빈 12 : 압축기 14 : 연소기
16 : 블레이드 18 : 이중벽 전이 덕트 24 : 연소 케이싱
34 : 원통형 흐름 슬리브 47 : 전방판 49 : 후방판

Claims (16)

  1. 연소기의 축을 중심으로 배열된 다수의 연료 노즐을 구비한 가스 터빈용 연소기의 작동방법에 있어서,
    확산 흐름 작동모드와 예비혼합 작동모드 사이에의 전이 과정 중에 상기 축에 수직인 평면에서 상기 연소기에 걸쳐 비대칭 연료흐름을 제공하도록 상기 노즐을 통해 노즐이 하류의 연소 구역으로의 연료 흐름을 가변적으로 제어하는 단계를 포함하는
    가스 터빈용 연소기 작동방법.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 전이 과정 전의 터빈의 확산 작동모드 중에 비대칭 연료흐름을 제공하는 단계를 추가로 포함하는
    가스 터빈용 연소기 작동방법.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 전이 과정 후의 예비혼합 작동모드 중에 비대칭 연료흐름을 제공하는 단계를 추가로 포함하는
    가스 터빈용 연소기 작동방법.
  4. 축을 중심으로 배열된 다수의 노즐을 구비한 가스 터빈용 연소기 작동방법에 있어서,
    확산 모드에서 작동하는 상기 다수의 노즐 중 적어도 몇 개의 노즐을 통해 상기 노즐의 하류의 단일 연소 구역 쪽으로 연료를 유동시키는 단계와;
    확산 작동모드로부터 예비혼합 작동모드로의 전이 중에, 예비혼합 모드에서 작동하는 상기 다수의 노즐 중 적어도 하나를 통해 연소 구역 쪽으로 연료를 유동시킴과 동시에, 확산모드에서 작동하는 상기 몇 개의 노즐을 유지하고, 그리고 상기 노즐의 하류의 연소 구역에 대해서 상기 축에 수직인 평면에서 상기 연소기에 걸쳐 비대칭 연료 흐름을 제공하도록 상기 노즐을 통해 연료의 흐름을 가변적으로 제어하는 단계를 포함하는
    가스 터빈용 연소기 작동방법.
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 전이 중에 비대칭 연료흐름을 제공하는 단계를 추가로 포함하는 가스 터빈용 연소기 작동방법.
  6. 제 4 항에 있어서,
    상기 전이 이후에, 전체의 노즐을 상기 예비혼합 모드에서 작동시키는 단계를 추가로 포함하는
    가스 터빈용 연소기 작동방법.
  7. 제 4 항에 있어서,
    상기 노즐은 상기 연소기의 축 주위에 환상으로 배열되고,
    상기 전이과정 후에, 전체의 노즐을 예비혼합 모드에서 작동시키는 단계와,
    예비혼합 모드에서 전체의 노즐을 작동시키는 동안에 상기 축에 수직인 평면에서 연소기에 걸쳐 비대칭 연료흐름을 제공하도록 상기 노즐의 전체를 통과하는 연료 흐름을 가변적으로 제어하는 단계를 추가로 포함하는
    가스 터빈용 연소기 작동방법.
  8. 제 4 항에 있어서,
    상기 노즐의 하류의 연소 구역에 연소기를 가로지르는 비대칭 연소흐름을 제공하는 단계를 추가로 포함하는
    가스 터빈용 연소기 작동방법.
  9. 제 1 항에 있어서,
    상기 노즐은 상기 연소기의 축을 중심으로 비대칭의 환상 열로 배치되고,
    상기 노즐 중 다른 것보다 상기 노즐 중 하나를 통해서 연소기를 통과하는 큰 비율의 전체의 연료 흐름을 제공함으로써, 비대칭 연료 흐름을 제공하는 단계를 더 포함하는
    가스 터빈용 연소기 작동방법.
  10. 제 1 항에 있어서,
    상기 전이 과정과 동시에, 상기 다수의 노즐의 전체 수보다 작은 제 1의 사전설정된 수의 상기 노즐을 통해 상기 연소 구역에 확산 연료를 공급하는 단계와,
    상기 다수의 노즐 중 나머지 노즐을 통해 예비혼합된 연료 및 공기를 공급하는 단계를 포함하는
    가스 터빈용 연소기 작동방법.
  11. 연소기의 축을 중심으로 환상으로 배열된 다수의 연료 노즐을 구비한 가스 터빈용 연소기 작동방법에 있어서,
    확산 흐름 작동 모드와 예비혼합 작동 모드 사이의 전이 과정에서 상기 노즐의 하류의 연소 구역에 대해 상기 축에 수직인 평면에서 연소기를 가로지르는 비대칭 연료 흐름을 제공하는 단계를 포함하는
    가스 터빈용 연소기 작동방법.
  12. 제 11 항에 있어서,
    상기 전이 후의 확산 작동 모드 중에 비대칭 연료 흐름을 제공하는 단계를 더 포함하는
    가스 터빈용 연소기 작동방법.
  13. 제 11 항에 있어서,
    상기 전이 후의 예비혼합 작동 모드 중에 비대칭 연료 흐름을 제공하는 단계를 더 포함하는
    가스 터빈용 연소기 작동방법.
  14. 제 11 항에 있어서,
    상기 전이과정과 동시에, 상기 다수의 노즐의 전체의 수보다 작은 제 1의 사전설정된 수의 노즐을 통해 상기 연소 구역에 확산 연료를 공급하는 단계와,
    상기 다수의 노즐 중 나머지 노즐을 통해 예비혼합된 연료 및 공기를 공급하는 단계를 더 포함하는
    가스 터빈용 연소기 작동방법.
  15. 제 4 항에 있어서,
    상기 노즐 중 다른 노즐을 통한 연료/공기의 비와는 상이한 하나의 노즐을 통한 연료/공기 비를 제공하도록 상기 노즐을 통해 연료를 유동시키는 단계를 포함하는
    가스 터빈용 연소기 작동방법.
  16. 제 15 항에 있어서,
    상기 하나의 노즐을 통한 연료/공기의 비는 상기 다른 노즐을 통한 연료/공기의 비보다 큰
    가스 터빈용 연소기 작동방법.
KR1019950015136A 1994-06-10 1995-06-09 터빈의확산작동모드와예비혼합작동모드사이에서연료를단계적으로제어하는가스터빈용연소기작동방법 KR100372907B1 (ko)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/258,112 1994-06-10
US08/258,112 US5491970A (en) 1994-06-10 1994-06-10 Method for staging fuel in a turbine between diffusion and premixed operations

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR960001441A KR960001441A (ko) 1996-01-25
KR100372907B1 true KR100372907B1 (ko) 2003-04-26

Family

ID=22979142

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1019950015136A KR100372907B1 (ko) 1994-06-10 1995-06-09 터빈의확산작동모드와예비혼합작동모드사이에서연료를단계적으로제어하는가스터빈용연소기작동방법

Country Status (5)

Country Link
US (1) US5491970A (ko)
EP (1) EP0691511B1 (ko)
JP (1) JP3477274B2 (ko)
KR (1) KR100372907B1 (ko)
DE (1) DE69523992T2 (ko)

Families Citing this family (68)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5722230A (en) * 1995-08-08 1998-03-03 General Electric Co. Center burner in a multi-burner combustor
GB2319078B (en) * 1996-11-08 1999-11-03 Europ Gas Turbines Ltd Combustor arrangement
EP0952392B1 (en) * 1998-04-15 2003-08-06 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Combustor
DE19944922A1 (de) 1999-09-20 2001-03-22 Asea Brown Boveri Steuerung von Primärmassnahmen zur Reduktion der thermischen Stickoxidbildung in Gasturbinen
US6598383B1 (en) 1999-12-08 2003-07-29 General Electric Co. Fuel system configuration and method for staging fuel for gas turbines utilizing both gaseous and liquid fuels
GB0019533D0 (en) * 2000-08-10 2000-09-27 Rolls Royce Plc A combustion chamber
EP1199523A1 (de) * 2000-10-20 2002-04-24 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur Beaufschlagung von Brennern in einer Brennkammer sowie Brennkammer mit einer Anzahl von Brennern
US6839613B2 (en) * 2001-07-17 2005-01-04 General Electric Company Remote tuning for gas turbines
US6722135B2 (en) 2002-01-29 2004-04-20 General Electric Company Performance enhanced control of DLN gas turbines
US6915636B2 (en) * 2002-07-15 2005-07-12 Power Systems Mfg., Llc Dual fuel fin mixer secondary fuel nozzle
US6772583B2 (en) 2002-09-11 2004-08-10 Siemens Westinghouse Power Corporation Can combustor for a gas turbine engine
US6848260B2 (en) 2002-09-23 2005-02-01 Siemens Westinghouse Power Corporation Premixed pilot burner for a combustion turbine engine
US6931853B2 (en) 2002-11-19 2005-08-23 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine combustor having staged burners with dissimilar mixing passage geometries
US7080515B2 (en) * 2002-12-23 2006-07-25 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine can annular combustor
US6996991B2 (en) * 2003-08-15 2006-02-14 Siemens Westinghouse Power Corporation Fuel injection system for a turbine engine
US7284378B2 (en) * 2004-06-04 2007-10-23 General Electric Company Methods and apparatus for low emission gas turbine energy generation
US7370466B2 (en) * 2004-11-09 2008-05-13 Siemens Power Generation, Inc. Extended flashback annulus in a gas turbine combustor
US20060156734A1 (en) * 2005-01-15 2006-07-20 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine combustor
US7677472B2 (en) * 2005-12-08 2010-03-16 General Electric Company Drilled and integrated secondary fuel nozzle and manufacturing method
US7654092B2 (en) 2006-07-18 2010-02-02 Siemens Energy, Inc. System for modulating fuel supply to individual fuel nozzles in a can-annular gas turbine
US8037688B2 (en) * 2006-09-26 2011-10-18 United Technologies Corporation Method for control of thermoacoustic instabilities in a combustor
GB2446164A (en) * 2007-02-05 2008-08-06 Ntnu Technology Transfer As Gas Turbine Emissions Reduction with Premixed and Diffusion Combustion
CA2691950C (en) * 2007-07-02 2015-02-17 Eberhard Deuker Burner and method for operating a burner
US8448441B2 (en) * 2007-07-26 2013-05-28 General Electric Company Fuel nozzle assembly for a gas turbine engine
US7966820B2 (en) * 2007-08-15 2011-06-28 General Electric Company Method and apparatus for combusting fuel within a gas turbine engine
US7950215B2 (en) * 2007-11-20 2011-05-31 Siemens Energy, Inc. Sequential combustion firing system for a fuel system of a gas turbine engine
ITMI20072403A1 (it) * 2007-12-20 2009-06-21 Nuovo Pignone Spa Metodo per il controllo delle variazioni di carico in una turbina a gas
US7908863B2 (en) * 2008-02-12 2011-03-22 General Electric Company Fuel nozzle for a gas turbine engine and method for fabricating the same
US8631656B2 (en) * 2008-03-31 2014-01-21 General Electric Company Gas turbine engine combustor circumferential acoustic reduction using flame temperature nonuniformities
EP2107301B1 (en) * 2008-04-01 2016-01-06 Siemens Aktiengesellschaft Gas injection in a burner
US8230687B2 (en) * 2008-09-02 2012-07-31 General Electric Company Multi-tube arrangement for combustor and method of making the multi-tube arrangement
US9822649B2 (en) * 2008-11-12 2017-11-21 General Electric Company Integrated combustor and stage 1 nozzle in a gas turbine and method
US8434291B2 (en) * 2009-01-08 2013-05-07 General Electric Company Systems and methods for detecting a flame in a fuel nozzle of a gas turbine
US20100192582A1 (en) 2009-02-04 2010-08-05 Robert Bland Combustor nozzle
US9354618B2 (en) 2009-05-08 2016-05-31 Gas Turbine Efficiency Sweden Ab Automated tuning of multiple fuel gas turbine combustion systems
US9671797B2 (en) 2009-05-08 2017-06-06 Gas Turbine Efficiency Sweden Ab Optimization of gas turbine combustion systems low load performance on simple cycle and heat recovery steam generator applications
US9267443B2 (en) 2009-05-08 2016-02-23 Gas Turbine Efficiency Sweden Ab Automated tuning of gas turbine combustion systems
US8437941B2 (en) 2009-05-08 2013-05-07 Gas Turbine Efficiency Sweden Ab Automated tuning of gas turbine combustion systems
CA2762184A1 (en) 2009-05-12 2010-11-18 Icr Turbine Engine Corporation Gas turbine energy storage and conversion system
US8720206B2 (en) * 2009-05-14 2014-05-13 General Electric Company Methods and systems for inducing combustion dynamics
US8650881B2 (en) * 2009-06-30 2014-02-18 General Electric Company Methods and apparatus for combustor fuel circuit for ultra low calorific fuels
US20110048022A1 (en) * 2009-08-29 2011-03-03 General Electric Company System and method for combustion dynamics control of gas turbine
US8272224B2 (en) * 2009-11-02 2012-09-25 General Electric Company Apparatus and methods for fuel nozzle frequency adjustment
US8650851B2 (en) * 2010-01-05 2014-02-18 General Electric Company Systems and methods for controlling fuel flow within a machine
RU2534189C2 (ru) * 2010-02-16 2014-11-27 Дженерал Электрик Компани Камера сгорания для газовой турбины(варианты) и способ эксплуатации газовой турбины
US8866334B2 (en) 2010-03-02 2014-10-21 Icr Turbine Engine Corporation Dispatchable power from a renewable energy facility
US20110225973A1 (en) * 2010-03-18 2011-09-22 General Electric Company Combustor with Pre-Mixing Primary Fuel-Nozzle Assembly
US9003761B2 (en) 2010-05-28 2015-04-14 General Electric Company System and method for exhaust gas use in gas turbine engines
US8984895B2 (en) 2010-07-09 2015-03-24 Icr Turbine Engine Corporation Metallic ceramic spool for a gas turbine engine
US9557050B2 (en) 2010-07-30 2017-01-31 General Electric Company Fuel nozzle and assembly and gas turbine comprising the same
CA2813680A1 (en) 2010-09-03 2012-03-08 Icr Turbine Engine Corporation Gas turbine engine configurations
US9488105B2 (en) * 2010-12-01 2016-11-08 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine assembly and method therefor
US20120183911A1 (en) * 2011-01-18 2012-07-19 General Electric Company Combustor and a method for repairing a combustor
US9068750B2 (en) 2011-03-04 2015-06-30 General Electric Company Combustor with a pre-nozzle mixing cap assembly
US9051873B2 (en) 2011-05-20 2015-06-09 Icr Turbine Engine Corporation Ceramic-to-metal turbine shaft attachment
EP2551470A1 (de) * 2011-07-26 2013-01-30 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Hochfahren einer stationären Gasturbine
US20130040254A1 (en) * 2011-08-08 2013-02-14 General Electric Company System and method for monitoring a combustor
US20130192237A1 (en) * 2012-01-31 2013-08-01 Solar Turbines Inc. Fuel injector system with fluidic oscillator
US9341376B2 (en) * 2012-02-20 2016-05-17 General Electric Company Combustor and method for supplying fuel to a combustor
US9395084B2 (en) * 2012-06-06 2016-07-19 General Electric Company Fuel pre-mixer with planar and swirler vanes
US9310072B2 (en) 2012-07-06 2016-04-12 Hamilton Sundstrand Corporation Non-symmetric arrangement of fuel nozzles in a combustor
US10094288B2 (en) 2012-07-24 2018-10-09 Icr Turbine Engine Corporation Ceramic-to-metal turbine volute attachment for a gas turbine engine
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
US9291098B2 (en) * 2012-11-14 2016-03-22 General Electric Company Turbomachine and staged combustion system of a turbomachine
US9534787B2 (en) * 2013-03-12 2017-01-03 General Electric Company Micromixing cap assembly
JP6190670B2 (ja) * 2013-08-30 2017-08-30 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン燃焼システム
US10227932B2 (en) 2016-11-30 2019-03-12 General Electric Company Emissions modeling for gas turbine engines for selecting an actual fuel split
FR3110197B1 (fr) 2020-05-14 2022-12-23 Ge Energy Products France Snc Systeme de purge d’un combustible au gaz reactif

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3134224A (en) * 1961-05-26 1964-05-26 United Aircraft Corp Gas bleed from rocket chamber
FR1368946A (fr) * 1963-06-18 1964-08-07 Snecma Perfectionnement aux fusées, notamment aux fusées à poudre
GB1099959A (en) * 1965-10-28 1968-01-17 Janos Miklos Beer Improvements in or relating to burners for pulverised coal or like solid fuel or for liquid or gaseous fuel
US4027473A (en) * 1976-03-05 1977-06-07 United Technologies Corporation Fuel distribution valve
US4100733A (en) * 1976-10-04 1978-07-18 United Technologies Corporation Premix combustor
US4292801A (en) 1979-07-11 1981-10-06 General Electric Company Dual stage-dual mode low nox combustor
DE2949388A1 (de) * 1979-12-07 1981-06-11 Kraftwerk Union AG, 4330 Mülheim Brennkammer fuer gasturbinen und verfahren zum betrieb der brennkammer
US4344280A (en) * 1980-01-24 1982-08-17 Hitachi, Ltd. Combustor of gas turbine
US4337616A (en) * 1980-04-14 1982-07-06 General Motors Corporation Fuel air ratio controlled fuel splitter
US4356698A (en) * 1980-10-02 1982-11-02 United Technologies Corporation Staged combustor having aerodynamically separated combustion zones
DE3361535D1 (en) 1982-05-28 1986-01-30 Bbc Brown Boveri & Cie Gas turbine combustion chamber and method of operating it
JPS6057131A (ja) * 1983-09-08 1985-04-02 Hitachi Ltd ガスタ−ビン燃焼器の燃料供給方法
US4630548A (en) * 1983-11-18 1986-12-23 Pullman Standard Inc. Center sill horizontal divider
JPH0621572B2 (ja) * 1984-12-14 1994-03-23 株式会社日立製作所 ガスタービンプラントの起動方法及びガスタービンプラント
US4720971A (en) * 1986-08-29 1988-01-26 United Technologies Corporation Method for distributing augmentor fuel
JP2528894B2 (ja) * 1987-09-04 1996-08-28 株式会社日立製作所 ガスタ―ビン燃焼器
US4817389A (en) * 1987-09-24 1989-04-04 United Technologies Corporation Fuel injection system
US4897994A (en) * 1987-11-23 1990-02-06 Sundstrand Corporation Method of starting turbine engines
US5003771A (en) * 1988-10-13 1991-04-02 United Technologies Corporation Fuel distribution valve for a combustion chamber
JPH0579631A (ja) * 1991-09-19 1993-03-30 Hitachi Ltd 燃焼器設備
EP0540167A1 (en) * 1991-09-27 1993-05-05 General Electric Company A fuel staged premixed dry low NOx combustor
US5259184A (en) * 1992-03-30 1993-11-09 General Electric Company Dry low NOx single stage dual mode combustor construction for a gas turbine
DE4223828A1 (de) * 1992-05-27 1993-12-02 Asea Brown Boveri Verfahren zum Betrieb einer Brennkammer einer Gasturbine

Also Published As

Publication number Publication date
EP0691511B1 (en) 2001-11-21
US5491970A (en) 1996-02-20
JPH0854120A (ja) 1996-02-27
KR960001441A (ko) 1996-01-25
DE69523992D1 (de) 2002-01-03
EP0691511A1 (en) 1996-01-10
DE69523992T2 (de) 2002-08-29
JP3477274B2 (ja) 2003-12-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR100372907B1 (ko) 터빈의확산작동모드와예비혼합작동모드사이에서연료를단계적으로제어하는가스터빈용연소기작동방법
KR100352805B1 (ko) 터빈의 예비혼합 작동모드에서 연료를 단계화시키는 가스 터빈용 연소기 작동방법
US5729968A (en) Center burner in a multi-burner combustor
US6397602B2 (en) Fuel system configuration for staging fuel for gas turbines utilizing both gaseous and liquid fuels
US5259184A (en) Dry low NOx single stage dual mode combustor construction for a gas turbine
EP0667492B1 (en) Fuel nozzle
US7181916B2 (en) Method for operating a reduced center burner in multi-burner combustor
EP1510760B1 (en) Combustion liner cap assembly for combustion dynamics reduction
JP5400936B2 (ja) ガスタービンエンジン内で燃料を燃焼させるための方法及び装置
US7546735B2 (en) Low-cost dual-fuel combustor and related method
KR20050029676A (ko) 가스 터빈용 향류 연소기 및 ＮＯｘ 배기가스를감소시키는 방법
US10739007B2 (en) Flamesheet diffusion cartridge

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20130125

Year of fee payment: 11

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20140124

Year of fee payment: 12

EXPY Expiration of term