KR20150065819A - 멀티 스테이지 연소기용 유동 분할기 기구 - Google Patents

멀티 스테이지 연소기용 유동 분할기 기구 Download PDF

Info

Publication number
KR20150065819A
KR20150065819A KR1020157011452A KR20157011452A KR20150065819A KR 20150065819 A KR20150065819 A KR 20150065819A KR 1020157011452 A KR1020157011452 A KR 1020157011452A KR 20157011452 A KR20157011452 A KR 20157011452A KR 20150065819 A KR20150065819 A KR 20150065819A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
openings
flow divider
flow
combustion
combustion system
Prior art date
Application number
KR1020157011452A
Other languages
English (en)
Inventor
피터 존 스투타포드
스티븐 요르겐센
옌 천
Original Assignee
알스톰 테크놀러지 리미티드
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 알스톰 테크놀러지 리미티드 filed Critical 알스톰 테크놀러지 리미티드
Publication of KR20150065819A publication Critical patent/KR20150065819A/ko

Links

Images

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
    • F23R3/26—Controlling the air flow
    • 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
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • 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
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • 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
    • 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
    • F23R3/343—Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous 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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/54—Reverse-flow combustion chambers
    • 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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C2201/00—Staged combustion
    • F23C2201/20—Burner staging
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C2900/00—Special features of, or arrangements for combustion apparatus using fluid fuels or solid fuels suspended in air; Combustion processes therefor
    • F23C2900/06043—Burner staging, i.e. radially stratified flame core burners
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C2900/00—Special features of, or arrangements for combustion apparatus using fluid fuels or solid fuels suspended in air; Combustion processes therefor
    • F23C2900/07001—Air swirling vanes incorporating fuel injectors
    • 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
    • F23R2900/00014—Reducing thermo-acoustic vibrations by passive means, e.g. by Helmholtz resonators
    • 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
    • F23R2900/03343—Pilot burners operating in premixed mode

Abstract

본 발명은 가스 터빈 연소 시스템에 대한 기류를 변경하는 새로운 장치 및 방법을 개시하고 있다. 장치는 연소 라이너를 둘러싸는 기류를 2개의 별개의 부분들로 나누는 유동 분할기 기구를 포함하고, 2개의 부분들에서, 하나의 부분은 파일럿에 관한 것이고 다른 하나의 부분은 주요 연소 스테이지에 관한 것이다. 유동 분할기 기구는 연소 시스템의 스테이지들 사이의 기류 분할을 변경하는 방법을 제공하도록 교체될 수 있다.

Description

멀티 스테이지 연소기용 유동 분할기 기구{FLOW DIVIDER MECHANISM FOR A MULTI-STAGE COMBUSTOR}
본 발명은 일반적으로 사전결정된 기류를 멀티 스테이지 가스 터빈 연소 시스템으로 향하게 하는 장치 및 방법에 관한 것이다. 더 구체적으로, 교체할 수 있는 판이 주요 연소기 스테이지(stage) 및 파일럿(pilot) 스테이지 사이에서 기류를 나누도록, 연소 프로세스의 외부에서 기류 경로 내에 배치된다.
가스로 작동하는 터빈들로부터 오염 배출물의 양을 감소시키기 위해서, 정부 기관들은 질소 산화물(NOx) 및 일산화탄소(CO)의 양의 감소를 요구하는 많은 법규들을 제정해왔다. 적은 연소 배출물은 종종 특히 연료 분사기의 위치, 기류 속도, 및 혼합 효과에 대해서, 더 효율적인 연소 프로세스에 기여할 수 있다.
초기의 연소 시스템은 연료가 화염 구역과 가까운, 확산에 의한 연료 노즐의 외부의 공기와 혼합되는, 확산 유형의 노즐들을 이용했다. 확산 유형의 노즐은 연료 및 공기가 본질적으로 적절한 연소기 안정성 및 저연소 역학을 유지하기 위해서 고온에서 화학량론적으로 그리고 혼합 없이 상호 작용시에 연소한다는 사실 때문에, 많은 배출물들을 생성한다.
연소 기술의 개선은 다른 유형의 화염보다 낮은 온도에서 연소하는 균질의 혼합물을 형성하고 이에 따라 적은 NOx 배출물을 생성하도록 연소 전에 연료와 공기를 예혼합하는 개념이다. 연료 노즐이 연소 구역의 상류에 있는 한, 예혼합이 연료 노즐의 내부 또는 연료 노즐의 외부 중 하나에서 발생할 수 있다. 종래 기술의 예혼합 연소기의 예가 도 1에 도시된다. 연소기(100)는 복수의 연료 노즐들(102)을 갖고, 연료 노즐 각각은 연소 챔버(110)에 진입하기 전에 연료가 플레넘(108)으로부터 압축 공기(106)와 혼합되는 예혼합 캐비티(104) 내로 연료를 분사한다. 연소 전에 연료와 공기를 함께 예혼합하는 것은 연료 및 공기가 점화될 때 더 완전히 연소되는 더 균질의 혼합물을 형성하는 것을 허용하고, 그 결과, 적은 배출물을 초래한다. 그러나, 이 구성에서, 연료는 연소기의 비교적 동일 평면에 분사되고, 혼합 길이를 변경하는 것을 통해 개선의 임의의 가능성을 방지한다.
연료 및 공기를 예혼합하고 또한 적은 배출물을 얻는 교번 수단이 복수의 연소 스테이지들을 이용하여 발생할 수 있다. 연소기에 연소의 복수의 스테이지들을 제공하기 위해서, 고온 연소 가스를 형성하기 위해 혼합되고 연소되는 연료 및 공기가 또한 이동되어야 한다. 연소 시스템을 지나가는 연료 및 공기의 양을 제어하여, 이용 가능한 전력뿐만 아니라 배출물도 제어될 수 있다. 연료는 전용 연료 회로들 또는 연료 시스템 내의 일련의 밸브들을 통해 특정한 연료 분사기들로 이동될 수 있다. 그러나, 공기는 엔진 압축기에 의해 공급된 공기의 큰 체적을 가지면서 이동하기가 더 어려울 수 있다. 사실상, 도 1에 도시된 바와 같은, 가스 터빈 연소 시스템들에 대한 일반적인 디자인 때문에, 연소기로의 기류가 일반적으로 연소 라이너 자체 내의 개구들의 크기에 의해 제어되고, 따라서 쉽게 조절되지 못한다.
본 발명은 멀티 스테이지 연소 시스템으로 향하는 기류의 양을 제어하는 장치 및 방법을 개시하고 있다. 더 구체적으로, 본 발명의 하나의 실시예에서, 복수의 제 2 개구들이 복수의 제 1 개구들의 방사상 외향으로 위치되고 또한 연소 시스템의 파일럿 스테이지로 기류를 조절하는 동안 연소 시스템의 주요 스테이지에 대해 기류를 조절하기 위한 복수의 제 1 개구들을 갖는 연소 라이너 둘레에 배치된 환형 판을 포함하는 유동 분할기 기구가 제공된다. 유동 분할기 기구는 가스 터빈 연소 시스템이 제거 가능하고 필드에서 대체될 수 있어, 연소 시스템으로 기류 분포를 변경하는 방식으로 가스 터빈 연소 시스템에 고정된다.
본 발명의 대안적인 실시예에서, 연소 시스템의 복수의 스테이지들에 대한 기류가 연소 라이너의 외부에서 조절되는 멀티 스테이지 연소 시스템이 제공된다. 연소 시스템은 연소 라이너를 둘러싸는 유동 슬리브 및 기류를 파일럿 스테이지 및 주요 연소 스테이지로 향하게 하는 유동 분할기 기구 및 유동 분할기 기구로부터 연소 입구의 입구를 향해 연장하는 원통형 유동 분리기를 포함한다.
본 발명의 또 다른 실시예에서, 연소 시스템의 복수의 스테이지들 사이에서 기류 분포를 변경하는 방법이 개시된다. 방법은 연소기의 2개의 스테이지들 사이에서 기류를 분할할 수 있는 제 1 유동 분할기 기구를 갖는 연소 시스템을 제공하는 단계와, 제 1 유동 분할기 기구에 접근하기 위해서 연소 시스템의 일부를 제거하는 단계와, 제 1 유동 분할기 기구를 제거하는 단계 및 제 1 유동 분할기 기구와 다른 기류 특성들을 갖는 제 2 유동 분할기 기구로 제 1 유동 분할기 기구를 대체하는 단계를 포함한다. 제거되었던 연소 시스템의 일부가 재설치되고 엔진이 작동부로 복귀된다.
본 발명의 추가의 이점들 및 특징들이 다음의 설명에서 부분적으로 제시될 것이고, 부분적으로 다음의 조사시에 숙련자들에게 명백해질 것이고, 또는 본 발명의 실행으로부터 알게 될 수도 있다. 본 발명은 이제 특히 첨부된 도면들을 참조하여 설명될 것이다.
본 발명은 첨부된 도면들을 참조하여 아래에 상세히 설명된다.
도 1은 종래 기술의 연소 시스템 및 가스 터빈 엔진의 일부의 단면도.
도 2는 본 발명의 하나의 실시예에 따른 가스 터빈 연소기의 단면도.
도 3은 본 발명의 하나의 실시예에 따른 도 2의 연소기 작동의 복수의 스테이지들을 도시한 가스 터빈 연소기의 단면도.
도 4는 본 발명의 하나의 실시예에 따른 도 2의 가스 터빈 연소기의 일부의 사시도.
도 5는 본 발명의 하나의 실시예에 따른 도 2의 가스 터빈 연소기의 일부의 상세한 단면도.
도 6은 본 발명의 하나의 실시예에 따른 도 4의 가스 터빈 연소기의 단면도.
도 7은 본 발명의 하나의 실시예에 따른 유동 분할기 기구의 단면도.
도 8은 본 발명의 하나의 실시예에 따른 도 7의 가변적인 유동 계량판의 부분 단면도.
도 9는 본 발명의 하나의 실시예에 따른, 연소 시스템으로의 기류가 변경되는 프로세스를 도시한 흐름도.
참조로써, 본 출원은 미국 특허 제 6,935,116호, 6,986,254호, 7,137,256호, 7,237,384호, 7,308,793호, 7,513,115호 및 7,677,025호의 주제를 포함한다.
본 발명은 가스 터빈 연소 시스템의 복수의 스테이지들로의 기류 분포를 조절 및 제어하는 장치 및 방법을 개시하고 있다. 즉, 개시된 발명의 실시예들은 연소기의 스테이지들로 기류를 분포시키고 또한 기류가 결정될 때 연소 시스템으로의 기류를 변경하는 수단을 제공하고, 연소 시스템의 하나 이상의 스테이지들에 대한 기류 레벨들이 변경되어야 한다.
본 발명은 이제 도 2 내지 도 8을 참조하여 설명될 것이다. 본 발명이 작동되는 가스 터빈 연소 시스템(200)의 하나의 실시예가 도 2에 도시된다. 연소 시스템(200)은 멀티 스테이지 연소 시스템의 한 예이다. 연소 시스템(200)은 길이 방향 축(A-A) 둘레로 연장하고 연소기 라이너(204)의 외면을 따라 압축기 공기의 결정된 양을 향하게 하기 위한 유동 슬리브(202)를 포함한다. 압축기 공기는 공기의 일부가 주요 연료 분사기들(208)로부터의 연료와 혼합되기 전에 유동 분할기 기구(206)를 통과한다. 유동 분할기 기구(206)는 아래에 더 상세히 논의된다. 기류 분할기 기구(206)를 나가는 유동의 분할된 부분들이 유동 분할기 기구(206)로부터 연장하는 일반적으로 원통형 유동 분리기(210) 때문에 분할된 채로 있고 연소 라이너(204)의 입구 단부(212)를 향해 이동한다.
연소 시스템(200)은 또한 연소 라이너(204)의 입구 단부(212)와 가깝게 위치된 돔부(214)를 포함한다. 돔부(214)는 기류의 일부와 만날 때, 기류가 방향을 역전시키고 연소 라이너(204)에 진입하게 하도록, 반구형 단면 형상을 갖는다.
연소 시스템(200)은 또한 방사상으로 이동된 예혼합기(216)를 포함하고, 단부 커버(218)는 연소 시스템(200)의 길이 방향 축(A-A) 둘레로 연장하는 제 1 연료 플레넘(220) 및 제 1 연료 플레넘(220)의 방사상 외향으로 그리고 제 1 연료 플레넘(220)과 동심으로 배치된 제 2 연료 플레넘(222)을 갖는다. 방사상으로 이동된 예혼합기(216)는 또한 복수의 베인들(226)을 갖는 방사상 유입 선회기(224)를 포함한다.
연소 시스템을 위해 파일럿 화염을 제공 및 유지하는 파일럿 연료 노즐(228)은 길이 방향 축(A-A)을 따라 일반적으로 연장한다. 파일럿 화염부는 주요 연료 분사기들(208)로부터 복수의 스테이지들에 의해 생성된 주요 연소 화염을 점화, 지지 및 유지하도록 사용된다.
숙련자가 이해하는 바와 같이, 가스 터빈 엔진은 일반적으로 복수의 연소기들을 포함한다. 일반적으로, 논의 목적을 위해, 가스 터빈 엔진은 여기에 개시된 것들과 같은 저배출 연소기들을 포함할 수 있고 가스 터빈 엔진에 대해 캔-환형(can-annular) 구성으로 배열될 수 있다. 일반적으로 제한하지 않고서 6 내지 8개의 개별 연소기들을 가진 가스 터빈 엔진의 하나의 유형(예를 들어, 대형 가스 터빈 엔진들)이 제공될 수 있고, 연소기들 각각은 상술된 구성 요소들과 끼워맞춰진다. 따라서, 가스 터빈 엔진의 유형에 기초하여, 가스 터빈 엔진을 작동시키기 위해 이용되는 몇몇의 다른 연료 회로들이 있을 수 있다. 도 2 및 도 3에 개시된 연소 시스템(200)은 엔진의 로딩에 기초하여 연료 분사의 4개의 스테이지들을 포함하는 멀티 스테이지 예혼합 연소 시스템이다. 그러나, 특정한 연료 회로 및 연관된 제어 기구들이 일부 또는 추가의 연료 회로들을 포함하도록 수정될 수 있다는 것이 예상된다.
파일럿 연료 노즐(228)은 연료 공급부(도시되지 않음)에 연결되고 파일럿 화염(250)을 공급하기 위해 연소 시스템(200)에 연료를 제공하고 여기서 파일럿 화염부(250)는 일반적으로 길이 방향 축(A-A)을 따라 배치된다. 연료 플레넘(220 및 222), 방사상 유입 선회기(224) 및 복수의 베인들(226)을 포함하는 방사상으로 이동된 예혼합기(216)는 파일럿 조정 스테이지에 의한 파일럿 화염부(250), 또는 P-조정부(252)에 추가의 연료를 공급하기 위해 베인들(226)을 통해 연료-공기 혼합물을 제공한다.
상술된 바와 같이, 연소 시스템(200)은 또한 주요 연료 분사기들(208)을 포함한다. 도 2에 도시된 본 발명의 실시예에 대해, 주요 연료 분사기들(208)은 연소 라이너(204)의 방사상 외향으로 위치되고 연소 라이너(204) 둘레에서 환형 어레이로 확산된다. 주요 연료 분사기들(208)은 2개의 스테이지들로 분할되고, 제 1 스테이지는 연소 라이너(204) 둘레로 약 120도 연장하고 제 2 스테이지는 기존의 환형부를 연장하거나 또는 연소 라이너(204) 둘레로 약 240도 연장한다. 주요 연료 분사기들(208)의 제 1 스테이지는 주요 1 화염(254)을 생성하도록 사용되고 주요 연료 분사기들(208)의 제 2 스테이지는 주요 2 화염(256)을 생성한다.
상술된 바와 같이, 본 발명은 연소 라이너(204)의 다른 부분들에 공급된 압축 공기의 양을 조절 및 나누기 위한 유동 분할기 기구(206)를 제공한다. 본 발명의 하나의 실시예에 따른 유동 분할기 기구(206)는 도 4 및 도 6 내지 도 8에 상세히 도시된다. 유동 분할기 기구(206)는 연소 라이너(204) 둘레에 배치되고 또한 파일럿 스테이지(250)/파일럿 조정 스테이지(252) 및 주요 1 및 주요 2 연소 스테이지들(254 및 256) 사이에서 지나가는 기류를 각각 분할하도록 구성된 환형 판(230)을 포함한다. 도 4 및 도 6 내지 도 8에 도시된 본 발명의 실시예에 대해, 환형 판(230)은 중앙 개구(232), 외부 에지(234), 및 중앙 개구(232) 둘레에 위치된 복수의 제 1 개구들(236)을 갖는다. 도 7에서 알 수 있는 바와 같이, 복수의 제 1 개구들(236)은 일반적으로 직사각형 단면을 갖고 중앙 개구(232)와 인접하게 방사상 외향으로 연장한다. 복수의 제 1 개구들이 다른 형상들일지라도, 방사상으로 향하는 일반적으로 직사각형 단면 개구는 환형 판(230)의 물질에 대해 이용 가능한 유동 영역을 최대화한다. 게다가, 도 4 및 도 6 내지 도 8에 도시된 본 발명의 실시예에 대해, 주요 연소 화염(주요 1 및/또는 주요 2)을 생성하는데 사용되는 압축 공기가 지나가는 복수의 제 1 개구들(236)은 바람직하게 대응하는 주요 스테이지 혼합 베인(도시되지 않음)과 일직선에 있다.
도 7을 다시 참조하면, 환형 판(230)은 복수의 제 1 개구들(236)의 방사상 외향으로 위치된 복수의 제 2 개구들(238)을 추가로 포함한다. 복수의 제 2 개구들(238)은 파일럿 화염부(250) 및 파일럿 조정 스테이지(252)의 지지로 공기를 공급하는 관을 지나가는 냉각 공기의 양을 조절한다. 복수의 제 2 개구들(238)은 방사상 외향으로 연장하도록 일반적으로 직사각형 또는 원형 단면을 가질 수 있다. 도 7에 도시된 환형 판(230)의 실시예에 대해, 복수의 제 2 개구들(238)은 복수의 제 1 개구들(236)로부터 원주 방향으로 오프셋(offset)되지만, 복수의 제 1 및 제 2 개구들은 또한 방사상 일직선에 있을 수 있다. 그러나, 복수의 제 1 개구들(236)에 대해 상술한 바와 같이, 복수의 제 2 개구들(238)이 환형 판(230) 내의 기류 요구 조건들 및 이용 가능한 영역에 따라, 크기 및 형태가 변할 수 있다.
환형 판(230)의 형태는 일반적으로 유동 분할을 결정하는데 고려되어야 하는 공칭 두께를 갖는 평평한 판이다. 본 발명은 디자인 단계에서 가변적인 매개변수에 대해 고려될 두께에 관한 수단을 제공하고, 이와 같이, 특정한 두께 범위로 제한되지 않는다.
복수의 제 1 개구들(236) 및 복수의 제 2 개구들(238)의 크기 및 형태는 연소 시스템의 크기, 바람직한 연료-공기 혼합 레벨, 및 연소 시스템의 다양한 스테이지들에 대해 요구되는 기류와 같은 다양한 조건들에 의존한다. 따라서, 개구들(236 및 238)의 형태 및 그 대응하는 유효 유동 영역이 변경될 것이다. 하나의 실시예에서, 유동 분할기 기구(206)를 통과하는 약 60%의 압축 공기가 복수의 제 1 개구들(236)을 향하고 남아있는 약 40%의 압축 공기가 복수의 제 2 개구들(238)을 향한다. 본 발명의 대안적인 실시예들에서, 유효 유동 영역을 더 증가시키기 위해서 호 형태의 개구들과 같은, 적거나 많은 개구들이 동봉된 도면들에서 도시된 것들보다 환형 판 내에 위치될 수 있다.
상술한 바와 같이, 도 2를 다시 참조하면, 기류가 분할된 부분들에서 유동 분할기 기구(206)를 나간다. 기류 부분들은 유동 분할기 기구(206)로부터 연소 라이너(204)의 입구 단부(212)를 향해 연장하는 일반적으로 원통형 유동 분리기(210)에 의해 분리된다.
도 7을 다시 참조하면, 유동 분할기 기구(206)의 환형 판(230)은 외부 에지(234)와 인접하게 위치된 복수의 제 3 개구들(240)을 추가로 포함한다. 기류를 조절하는 것 대신에, 복수의 제 3 개구들(240)은 연소 시스템(200) 상에 유동 분할기 기구(206)를 적절히 위치시키고 고정시키기 위해 사용된다. 유동 분할기 기구(206)는 복수의 제거 가능한 잠금장치들(도시되지 않음)에 의해 연소 시스템(200)에 고정된다.
도 2 및 도 5로부터 알 수 있는 바와 같이, 유동 분할기 기구(206)는 유동 분할기 기구(206)의 환형 판(230)이 본질적으로 연소 시스템(200)의 인접한 구성 요소들 사이에 끼워지도록, 유동 슬리브(202)의 플랜지 및 주요 분사기(208) 사이에 축 방향으로 배치된다. 유동 분할기 기구(206)를 고정시키는 잠금장치들(207)은 복수의 제 3 개구들(240)을 통과하고 유동 슬리브(202) 내의 개구들과 결합한다.
위에서 간략하게 언급한 바와 같이, 연소 시스템(200)은 반구형 형상을 갖는 돔부(214)를 포함한다. 돔부(214)는 유동 분할기 기구(206)를 통과하는 기류의 일부를 반전시키는 수단을 제공한다. 더 구체적으로, 복수의 제 1 개구들(236)을 통과하는 공기의 제 1 부분이 처음에 연소 라이너의 외부에 있는 동안 연소 라이너(204)의 외벽(204A)을 따라 지나가고, 이어서, 돔부(214)에 의해 방향을 반전시키고, 연소 라이너(204)의 내벽(204B)을 따라 지나간다. 복수의 제 2 개구들(238)을 통과하는 압축 공기의 부분이 처음에 연소 라이너(204)의 외부에 있을 때 압축 공기의 제 1 부분을 방사상 외향으로 지나가지만, 이어서 연소 라이너(204)의 내부에 있은 후에 압축 공기의 제 1 부분에 대해 방사상 내향에 배치된다. 돔부(214)가 복수의 제 1 개구들(236)을 통과하는 압축 공기의 부분에 유동 반전 기구를 제공하기 위해 사용되는 동안, 복수의 제 2 개구들(238)을 통과하는 공기의 일부가 방사상 유입 선회기(224)를 통과한 결과로서 연소 라이너(204)로 유동 방향을 반전시킨다.
연소 시스템의 각각의 회로들을 지나가는 압축 공기의 양을 조절하는 능력 외에, 본 발명은 또한 연소 시스템의 복수의 스테이지들 사이의 기류 분포를 수정하거나 또는 조절하는 방법을 제공한다. 도 9를 참조하면, 연소 시스템(200)에 대한 기류 분포를 변경하는 프로세스(900)가 제공된다. 처음에, 단계 902에서, 제 1 유동 분할기 기구를 갖는 연소 시스템이 제공된다. 이 연소 시스템 및 제 1 유동 분할기 기구는 이전에 설명한 것들과 유사하다. 이어서, 단계 904에서, 연소 시스템에 대한 기류의 변경이 요구됨을 결정한다. 이 결정은 배출물 레벨, 연소 노이즈, 및 하강과 같은 다양한 요인들에 의해 행해진다.
파일럿 및 주요 연소 스테이지들 사이의 기류 분할의 변경이 결정된 후에, 유동 분할기 기구에 접근하기 위해서, 커버, 돔부, 주요 연료 분사기 및 파일럿 연료 노즐이 단계 906에서 제거된다. 이 구성 요소들이 제거된 후에, 유동 분할기 기구에 접근할 수 있다. 이어서, 단계 908에서, 연소 시스템에 유동 분할기 기구를 고정시키는 잠금장치들이 제거되고 단계 910에서, 제 1 유동 분할기 기구가 제거된다.
단계 912에서, 제 2 유동 분할기 기구가 연소 시스템 상에 배치된다. 제 2 유동 분할기 기구는, 제 2 유동 분할기 기구 내의 복수의 제 1 개구들 및/또는 복수의 제 2 개구들 중 하나가 복수의 제 1 개구들 및/또는 복수의 제 2 개구들과 비교할 때 제 2 유동 분할기 기구에 대한 전체 유효 유동 영역 및 제 1 유동 분할기 기구 내의 유효 유동 영역을 변경하기 위해서 크기가 다르다는 점에서, 제 1 유동 분할기 기구와 다르다. 따라서, 가능한 변경들의 복수의 조합들이 있고 제 1 유동 분할기 기구에서 제 2 유동 분할기 기구로 전환할 때 행해질 수 있다.
단계 914에서, 제 2 유동 분할기 기구가 연소 시스템 상에서 클락(clock)되고 상술된 바와 같이, 잠금장치들을 사용하여 연소 시스템에 고정된다. 제 2 유동 분할기 기구가 연소 시스템에 고정된 후에, 커버, 돔부, 주요 연료 분사기 및 파일럿 노즐이 단계 916에서 연소 시스템에 고정된다.
모든 연소 하드웨어, 연료 라인들 및 이전에 제거된 임의의 다른 하드웨어의 재설치시에, 가스 터빈 엔진이 기존의 제어 프로그래밍을 사용하여 재시작될 수 있다. 즉, 어떠한 소프트웨어 변경이 기류 변경에 대해 행해지도록, 연소 시스템에 대한 기류의 변경은 모든 하드웨어 변경이다. 연료 스케쥴링의 약간의 변경이 배출물 준수가 변경된 기류 형태로 유지되는 것을 보장하기 위해서 요구될 수 있다. 추가의 작동 및 분석시에, 연소 시스템의 기류 분할에 대한 다른 변경이 행해져야 한다면, 상술된 프로세스가 반복될 수 있고 제 2 유동 분할기 기구가 또 다른 유동 분할기 기구로 대체될 수 있다.
본 발명이 현재 바람직한 실시예로 알려진 것으로 설명되는 반면, 본 발명이 개시된 실시예로 제한되지 않지만, 대조적으로, 다음의 청구항들의 범위 내에서 다양한 수정 및 동등한 장치들을 포함하도록 의도된다는 것이 이해되어야 한다. 본 발명은 제한한다기보다는 예시적인 것으로 의도되는, 특정한 실시예들과 관련하여 설명되었다.
상기 설명으로부터, 본 발명이 시스템 및 방법에 대한 명백하고 고유한 다른 이점들과 함께, 상기에 제시된 모든 목표 및 목적을 달성하도록 구성된 것임을 알 수 있다. 특정한 특징들 및 하위 조합들이 이용되고 또한 다른 특징들 및 하위 조합들에 대한 참조 없이 이용될 수 있음이 이해될 것이다. 본 발명은 청구항들의 범위 내에서 고려된다.

Claims (19)

  1. 기류를 가스 터빈 연소기의 파일럿 스테이지와 주요 연소 스테이지로 분할하는 연소 라이너 둘레에 배치된 환형 판을 포함하는 유동 분할기 기구에 있어서, 상기 환형 판은 중앙 개구, 외부 에지, 상기 중앙 개구 둘레에 위치된 복수의 제 1 개구들, 상기 복수의 제 1 개구들의 방사상 외향으로 위치된 복수의 제 2 개구들, 및 상기 외부 에지에 인접하게 위치된 복수의 제 3 개구들을 갖고, 상기 복수의 제 1 개구들 및 복수의 제 2 개구들은 상기 가스 터빈 연소기의 복수의 스테이지들을 통해 사전결정된 양의 기류를 조절하고 통제하도록 크기 설정되는 유동 분할기 기구.
  2. 제 1 항에 있어서, 상기 복수의 제 2 개구들은 상기 복수의 제 1 개구들로부터 원주 방향으로 오프셋되는(offset) 유동 분할기 기구.
  3. 제 1 항에 있어서, 주요 스테이지의 연소 화염을 생성하는데 사용되는 압축 공기가 상기 환형 판 내의 상기 복수의 제 1 개구들을 통과하는 유동 분할기 기구.
  4. 제 3 항에 있어서, 파일럿 화염을 생성하고 지지하는데 사용되는 압축 공기가 상기 환형 판 내의 상기 복수의 제 2 개구들을 통과하는 유동 분할기 기구.
  5. 제 1 항에 있어서, 상기 환형 판과 공통 환형으로 연장하고 또한 상기 환형 판과 수직인 유동 분리기를 추가로 포함하는 유동 분할기 기구.
  6. 제 1 항에 있어서, 상기 복수의 제 3 개구들은 상기 가스 터빈 연소기에 상기 유동 분할기 기구를 클락(clock)하고 고정시키기 위해 사용되는 유동 분할기 기구.
  7. 제 1 항에 있어서, 상기 복수의 제 1 개구들은 대응하는 주요 스테이지 혼합 베인과 일직선에 있는 유동 분할기 기구.
  8. 사전결정된 양의 압축 공기를 연소 라이너의 외부로부터 상기 연소 라이너 내의 복수의 스테이지들로 향하게 하는 멀티 스테이지 연소 시스템으로서,
    상기 연소 라이너를 둘러싸는 유동 슬리브; 및 상기 유동 슬리브 및 주요 분사기 사이에서 축 방향으로 배치된 유동 분할기 기구를 포함하고, 상기 유동 분할기 기구는 상기 유동 슬리브와 상기 연소 라이너 사이를 지나가는 기류를 제 1 부분 및 제 2 부분으로 분할하는 상기 연소 라이너 둘레에 배치된 환형 판을 포함하고, 상기 환형 판은 중앙 개구와, 외부 에지와, 상기 중앙 개구 둘레에 위치된 복수의 제 1 개구들과, 상기 복수의 제 1 개구들의 방사상 외향으로 위치된 복수의 제 2 개구들과, 상기 외부 에지에 인접하게 위치된 복수의 제 3 개구들, 및 상기 환형 판으로부터 상기 연소 라이너의 입구 단부를 향해 연장하는 원통형 유동 분리기를 가지며, 상기 연소 라이너의 외벽과 상기 유동 슬리브 사이를 지나가는 압축 공기가 2 부분들로 나눠지고, 제 1 부분은 상기 복수의 제 1 개구들을 향하고 제 2 부분은 상기 복수의 제 2 개구들을 향하고, 상기 제 1 부분은 압축 공기를 주요 연소 스테이지에 공급하고 상기 제 2 부분은 공기를 파일럿 스테이지에 공급하는 연소 시스템.
  9. 제 8 항에 있어서, 압축 공기의 상기 제 1 부분의 유동 방향과 반대가 되도록 야기하는 반구형 부분을 갖는 돔부(dome)를 추가로 포함하는 연소 시스템.
  10. 제 9 항에 있어서, 압축 공기의 상기 제 1 부분은 상기 연소 라이너의 외부에 있을 때 상기 연소 라이너의 외벽을 따라 지나가고 상기 돔부와 만난 후에 상기 연소 라이너의 내벽을 따라 지나가는 연소 시스템.
  11. 제 10 항에 있어서, 압축 공기의 상기 제 2 부분은 상기 연소 라이너의 외부에 있을 때 압축 공기의 상기 제 1 부분을 방사상 외향으로 지나가고 상기 연소 라이너의 내부에 있을 때 압축 공기의 상기 제 1 부분을 방사상 내향으로 지나가는 연소 시스템.
  12. 제 8 항에 있어서, 상기 복수의 제 1 개구들은 대응하는 주요 스테이지 혼합 베인과 일직선 상의 기류에 있는 연소 시스템.
  13. 제 8 항에 있어서, 상기 유동 분할기 기구는 상기 복수의 제 3 개구들을 사용하여 상기 연소 시스템에 고정되는 연소 시스템.
  14. 제 13 항에 있어서, 상기 유동 분할기 기구는 둘러싸인 연소 하드웨어 및 상기 연소 시스템에 상기 유동 분할기 기구를 고정시키는 잠금장치들의 결합 해제 시에 교체될 수 있는 연소 시스템.
  15. 연소 시스템의 복수의 스테이지들 사이에서 기류 분포를 변경하는 방법으로서,
    연소용 압축 공기가 복수의 제 1 개구들 및 복수의 제 2 개구들을 갖는 환형 판에 의해 제 1 부분 및 제 2 부분으로 나눠지는, 제 1 유동 분할기 기구를 갖는 연소 시스템을 제공하는 단계와; 상기 연소 시스템으로부터 커버, 돔부, 주요 연료 분사기, 및 파일럿 노즐을 제거하는 단계와; 상기 제 1 유동 분할기를 상기 연소 시스템에 고정시키는 잠금장치들을 제거하는 단계와; 상기 제 1 유동 분할기를 제거하는 단계와; 상기 연소 시스템 상에 제 2 유동 분할기를 배치하는 단계로서, 상기 제 2 유동 분할기는 복수의 제 1 개구들 및 복수의 제 2 개구들을 갖고, 상기 제 2 유동 분할기의 상기 복수의 제 1 개구들 또는 상기 복수의 제 2 개구들 중 적어도 하나가 상기 제 1 유동 분할기의 상기 복수의 제 1 개구들 또는 상기 복수의 제 2 개구들과 다른, 상기 연소 시스템 상에 제 2 유동 분할기를 배치하는 단계와; 상기 제 2 유동 분할기를 상기 연소 시스템에 고정시키는 단계; 및 상기 제 2 유동 분할기가 상기 주요 연료 분사기의 플랜지들 및 유동 슬리브 사이에서 축 방향으로 배치되도록, 상기 커버, 돔부, 주요 연료 분사기 및 파일럿 노즐을 상기 연소 시스템에 고정시키는 단계를 포함하는 방법.
  16. 제 15 항에 있어서, 상기 제 2 유동 분할기 내의 상기 복수의 제 2 개구들은 상기 제 1 유동 분할기 내의 상기 복수의 제 2 개구들에 대한 유효 유동 영역보다 큰 유효 유동 영역을 갖는 방법.
  17. 제 15 항에 있어서, 상기 제 2 유동 분할기 내의 상기 복수의 제 2 개구들은 상기 제 1 유동 분할기 내의 상기 복수의 제 2 개구들에 대한 유효 유동 영역보다 작은 유효 유동 영역을 갖는 방법.
  18. 제 15 항에 있어서, 상기 제 2 유동 분할기 내의 상기 복수의 제 1 개구들은 상기 제 1 유동 분할기 내의 상기 복수의 제 1 개구들에 대한 유효 유동 영역보다 큰 유효 유동 영역을 갖는 방법.
  19. 제 15 항에 있어서, 상기 제 2 유동 분할기 내의 상기 복수의 제 1 개구들은 상기 제 1 유동 분할기 내의 상기 복수의 제 1 개구들에 대한 유효 유동 영역보다 작은 유효 유동 영역을 갖는 방법.
KR1020157011452A 2012-10-01 2013-09-30 멀티 스테이지 연소기용 유동 분할기 기구 KR20150065819A (ko)

Applications Claiming Priority (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US201261708323P 2012-10-01 2012-10-01
US61/708,323 2012-10-01
US14/038,056 US20140090400A1 (en) 2012-10-01 2013-09-26 Variable flow divider mechanism for a multi-stage combustor
US14/038,056 2013-09-26
PCT/US2013/062688 WO2014055435A2 (en) 2012-10-01 2013-09-30 Variable flow divider mechanism for a multi-stage combustor

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR20150065819A true KR20150065819A (ko) 2015-06-15

Family

ID=50383939

Family Applications (3)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020157011468A KR102145175B1 (ko) 2012-10-01 2013-09-30 프레임시트 연소기 돔부
KR1020157011452A KR20150065819A (ko) 2012-10-01 2013-09-30 멀티 스테이지 연소기용 유동 분할기 기구
KR1020157011149A KR20150065782A (ko) 2012-10-01 2013-09-30 개선된 작동성을 갖는 방사상 단계식 예혼합 파일럿을 갖는 연소기

Family Applications Before (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020157011468A KR102145175B1 (ko) 2012-10-01 2013-09-30 프레임시트 연소기 돔부

Family Applications After (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020157011149A KR20150065782A (ko) 2012-10-01 2013-09-30 개선된 작동성을 갖는 방사상 단계식 예혼합 파일럿을 갖는 연소기

Country Status (9)

Country Link
US (4) US9752781B2 (ko)
EP (3) EP2904325A2 (ko)
JP (3) JP2015534632A (ko)
KR (3) KR102145175B1 (ko)
CN (3) CN104685297B (ko)
CA (3) CA2886760C (ko)
MX (3) MX2015003101A (ko)
SA (1) SA515360205B1 (ko)
WO (4) WO2014055427A2 (ko)

Families Citing this family (34)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9752781B2 (en) 2012-10-01 2017-09-05 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Flamesheet combustor dome
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
US9366438B2 (en) * 2013-02-14 2016-06-14 Siemens Aktiengesellschaft Flow sleeve inlet assembly in a gas turbine engine
US9671112B2 (en) * 2013-03-12 2017-06-06 General Electric Company Air diffuser for a head end of a combustor
US11384939B2 (en) * 2014-04-21 2022-07-12 Southwest Research Institute Air-fuel micromix injector having multibank ports for adaptive cooling of high temperature combustor
US10267523B2 (en) * 2014-09-15 2019-04-23 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Combustor dome damper system
CN106796032B (zh) * 2014-10-06 2019-07-09 西门子公司 用于阻抑高频燃烧动力状态下的振动模式的燃烧室和方法
WO2016099805A2 (en) * 2014-11-21 2016-06-23 General Electric Technology Gmbh Flamesheet combustor contoured liner
EP3026346A1 (en) * 2014-11-25 2016-06-01 Alstom Technology Ltd Combustor liner
EP3026347A1 (en) * 2014-11-25 2016-06-01 Alstom Technology Ltd Combustor with annular bluff body
JP6484126B2 (ja) * 2015-06-26 2019-03-13 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン燃焼器
US20170003032A1 (en) * 2015-06-30 2017-01-05 Stephen W. Jorgensen Gas turbine control system
CN107923618B (zh) 2015-06-30 2021-02-26 安萨尔多能源英国知识产权有限公司 燃气轮机燃料构件
WO2017002076A1 (en) 2015-06-30 2017-01-05 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Gas turbine control system
US9976746B2 (en) * 2015-09-02 2018-05-22 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
US10024539B2 (en) * 2015-09-24 2018-07-17 General Electric Company Axially staged micromixer cap
US20170227225A1 (en) * 2016-02-09 2017-08-10 General Electric Company Fuel injectors and methods of fabricating same
US10228136B2 (en) * 2016-02-25 2019-03-12 General Electric Company Combustor assembly
JP6768306B2 (ja) 2016-02-29 2020-10-14 三菱パワー株式会社 燃焼器、ガスタービン
DE102016107207B4 (de) * 2016-03-17 2020-07-09 Eberspächer Climate Control Systems GmbH & Co. KG Brennstoffgasbetriebenes Fahrzeugheizgerät
US10502425B2 (en) * 2016-06-03 2019-12-10 General Electric Company Contoured shroud swirling pre-mix fuel injector assembly
CN108869041B (zh) * 2017-05-12 2020-07-14 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 用于燃气轮机的前端转向勺状件
EP3406974B1 (en) * 2017-05-24 2020-11-11 Ansaldo Energia Switzerland AG Gas turbine and a method for operating the same
US10598380B2 (en) * 2017-09-21 2020-03-24 General Electric Company Canted combustor for gas turbine engine
US10941939B2 (en) * 2017-09-25 2021-03-09 General Electric Company Gas turbine assemblies and methods
US11002193B2 (en) * 2017-12-15 2021-05-11 Delavan Inc. Fuel injector systems and support structures
US10935245B2 (en) 2018-11-20 2021-03-02 General Electric Company Annular concentric fuel nozzle assembly with annular depression and radial inlet ports
US11156360B2 (en) 2019-02-18 2021-10-26 General Electric Company Fuel nozzle assembly
CN113154454B (zh) * 2021-04-15 2022-03-25 中国航发湖南动力机械研究所 火焰筒的大弯管及其组装方法、火焰筒
CN113251440B (zh) * 2021-06-01 2021-11-30 成都中科翼能科技有限公司 一种用于燃气轮机的多级分区式燃烧结构
US11859819B2 (en) 2021-10-15 2024-01-02 General Electric Company Ceramic composite combustor dome and liners
WO2023204847A2 (en) 2021-11-03 2023-10-26 Power Systems Mfg., Llc Multitube pilot injector having an insulated manifold for a gas turbine engine

Family Cites Families (69)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2457157A (en) 1946-07-30 1948-12-28 Westinghouse Electric Corp Turbine apparatus
US3759038A (en) 1971-12-09 1973-09-18 Westinghouse Electric Corp Self aligning combustor and transition structure for a gas turbine
JPS5628446Y2 (ko) * 1977-05-17 1981-07-07
US4735052A (en) 1985-09-30 1988-04-05 Kabushiki Kaisha Toshiba Gas turbine apparatus
US4910957A (en) 1988-07-13 1990-03-27 Prutech Ii Staged lean premix low nox hot wall gas turbine combustor with improved turndown capability
US4928481A (en) 1988-07-13 1990-05-29 Prutech Ii Staged low NOx premix gas turbine combustor
JP2544470B2 (ja) 1989-02-03 1996-10-16 株式会社日立製作所 ガスタ―ビン燃焼器及びその運転方法
IL93630A0 (en) * 1989-03-27 1990-12-23 Gen Electric Flameholder for gas turbine engine afterburner
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
US5676538A (en) 1993-06-28 1997-10-14 General Electric Company Fuel nozzle for low-NOx combustor burners
JP3435833B2 (ja) * 1993-09-17 2003-08-11 株式会社日立製作所 燃焼器
GB2284884B (en) * 1993-12-16 1997-12-10 Rolls Royce Plc A gas turbine engine combustion chamber
US5452574A (en) 1994-01-14 1995-09-26 Solar Turbines Incorporated Gas turbine engine catalytic and primary combustor arrangement having selective air flow control
JP2950720B2 (ja) 1994-02-24 1999-09-20 株式会社東芝 ガスタービン燃焼装置およびその燃焼制御方法
DE4416650A1 (de) 1994-05-11 1995-11-16 Abb Management Ag Verbrennungsverfahren für atmosphärische Feuerungsanlagen
DE69625744T2 (de) * 1995-06-05 2003-10-16 Rolls Royce Corp Magervormischbrenner mit niedrigem NOx-Ausstoss für industrielle Gasturbinen
JP3427617B2 (ja) * 1996-05-29 2003-07-22 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器
WO1999006767A1 (de) 1997-07-31 1999-02-11 Siemens Aktiengesellschaft Brenner
US5983642A (en) 1997-10-13 1999-11-16 Siemens Westinghouse Power Corporation Combustor with two stage primary fuel tube with concentric members and flow regulating
EP0931979A1 (de) 1998-01-23 1999-07-28 DVGW Deutscher Verein des Gas- und Wasserfaches -Technisch-wissenschaftliche Vereinigung- Vorrichtung zur Unterdrückung von Flammen-/Druckschwingungen bei einer Feuerung insbesondere einer Gasturbine
US6125624A (en) * 1998-04-17 2000-10-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Anti-coking fuel injector purging device
JP2000018585A (ja) * 1998-06-29 2000-01-18 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 複合材の触媒を用いた低ＮＯｘ燃焼器
JP3364169B2 (ja) * 1999-06-09 2003-01-08 三菱重工業株式会社 ガスタービン及びその燃焼器
GB0019533D0 (en) 2000-08-10 2000-09-27 Rolls Royce Plc A combustion chamber
US6675583B2 (en) * 2000-10-04 2004-01-13 Capstone Turbine Corporation Combustion method
DE10056124A1 (de) 2000-11-13 2002-05-23 Alstom Switzerland Ltd Brennersystem mit gestufter Brennstoff-Eindüsung und Verfahren zum Betrieb
US7093445B2 (en) * 2002-05-31 2006-08-22 Catalytica Energy Systems, Inc. Fuel-air premixing system for a catalytic combustor
US6915636B2 (en) * 2002-07-15 2005-07-12 Power Systems Mfg., Llc Dual fuel fin mixer secondary fuel nozzle
US6935116B2 (en) 2003-04-28 2005-08-30 Power Systems Mfg., Llc Flamesheet combustor
US6986254B2 (en) 2003-05-14 2006-01-17 Power Systems Mfg, Llc Method of operating a flamesheet combustor
US6996991B2 (en) * 2003-08-15 2006-02-14 Siemens Westinghouse Power Corporation Fuel injection system for a turbine engine
US7163392B2 (en) * 2003-09-05 2007-01-16 Feese James J Three stage low NOx burner and method
US6968693B2 (en) * 2003-09-22 2005-11-29 General Electric Company Method and apparatus for reducing gas turbine engine emissions
US7373778B2 (en) 2004-08-26 2008-05-20 General Electric Company Combustor cooling with angled segmented surfaces
US7308793B2 (en) 2005-01-07 2007-12-18 Power Systems Mfg., Llc Apparatus and method for reducing carbon monoxide emissions
US7237384B2 (en) 2005-01-26 2007-07-03 Peter Stuttaford Counter swirl shear mixer
US7677025B2 (en) 2005-02-01 2010-03-16 Power Systems Mfg., Llc Self-purging pilot fuel injection system
US7137256B1 (en) 2005-02-28 2006-11-21 Peter Stuttaford Method of operating a combustion system for increased turndown capability
US7513115B2 (en) 2005-05-23 2009-04-07 Power Systems Mfg., Llc Flashback suppression system for a gas turbine combustor
JP2007113888A (ja) 2005-10-24 2007-05-10 Kawasaki Heavy Ind Ltd ガスタービンエンジンの燃焼器構造
US7770395B2 (en) * 2006-02-27 2010-08-10 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Combustor
US7540152B2 (en) * 2006-02-27 2009-06-02 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Combustor
US7827797B2 (en) * 2006-09-05 2010-11-09 General Electric Company Injection assembly for a combustor
US20080083224A1 (en) 2006-10-05 2008-04-10 Balachandar Varatharajan Method and apparatus for reducing gas turbine engine emissions
EP1918638A1 (en) * 2006-10-25 2008-05-07 Siemens AG Burner, in particular for a gas turbine
US7886545B2 (en) 2007-04-27 2011-02-15 General Electric Company Methods and systems to facilitate reducing NOx emissions in combustion systems
US20090056336A1 (en) * 2007-08-28 2009-03-05 General Electric Company Gas turbine premixer with radially staged flow passages and method for mixing air and gas in a gas turbine
US20090111063A1 (en) * 2007-10-29 2009-04-30 General Electric Company Lean premixed, radial inflow, multi-annular staged nozzle, can-annular, dual-fuel combustor
EP2107309A1 (en) * 2008-04-01 2009-10-07 Siemens Aktiengesellschaft Quarls in a burner
JP5172468B2 (ja) * 2008-05-23 2013-03-27 川崎重工業株式会社 燃焼装置および燃焼装置の制御方法
JP4797079B2 (ja) 2009-03-13 2011-10-19 川崎重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
JP5896443B2 (ja) * 2009-06-05 2016-03-30 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 燃料ノズル
US8336312B2 (en) * 2009-06-17 2012-12-25 Siemens Energy, Inc. Attenuation of combustion dynamics using a Herschel-Quincke filter
US8387393B2 (en) * 2009-06-23 2013-03-05 Siemens Energy, Inc. Flashback resistant fuel injection system
US20100326079A1 (en) * 2009-06-25 2010-12-30 Baifang Zuo Method and system to reduce vane swirl angle in a gas turbine engine
EP2466205B1 (en) * 2009-08-13 2016-05-25 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Combustor
US8991192B2 (en) 2009-09-24 2015-03-31 Siemens Energy, Inc. Fuel nozzle assembly for use as structural support for a duct structure in a combustor of a gas turbine engine
CN101694301B (zh) * 2009-09-25 2010-12-08 北京航空航天大学 对冲火焰燃烧室
EP2325542B1 (en) * 2009-11-18 2013-03-20 Siemens Aktiengesellschaft Swirler vane, swirler and burner assembly
CN101709884B (zh) * 2009-11-25 2012-07-04 北京航空航天大学 一种预混预蒸发燃烧室
JP5084847B2 (ja) 2010-01-13 2012-11-28 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器
US8769955B2 (en) 2010-06-02 2014-07-08 Siemens Energy, Inc. Self-regulating fuel staging port for turbine combustor
JP5156066B2 (ja) 2010-08-27 2013-03-06 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器
US8973368B2 (en) * 2011-01-26 2015-03-10 United Technologies Corporation Mixer assembly for a gas turbine engine
US8448444B2 (en) 2011-02-18 2013-05-28 General Electric Company Method and apparatus for mounting transition piece in combustor
US20150184858A1 (en) 2012-10-01 2015-07-02 Peter John Stuttford 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
US9752781B2 (en) 2012-10-01 2017-09-05 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Flamesheet combustor dome

Also Published As

Publication number Publication date
CA2885050A1 (en) 2014-06-26
CN104769363B (zh) 2016-10-26
US20140090389A1 (en) 2014-04-03
CN104769363A (zh) 2015-07-08
EP2904326A2 (en) 2015-08-12
WO2014055435A3 (en) 2014-05-30
KR20150065782A (ko) 2015-06-15
MX2015003101A (es) 2015-11-06
US20140090390A1 (en) 2014-04-03
MX357605B (es) 2018-07-12
MX2015003099A (es) 2016-04-25
WO2014055435A2 (en) 2014-04-10
US9347669B2 (en) 2016-05-24
CA2886760A1 (en) 2014-04-10
WO2014099090A2 (en) 2014-06-26
CN104662368A (zh) 2015-05-27
CN104685297B (zh) 2016-12-14
MX2015003518A (es) 2015-10-26
KR20150065820A (ko) 2015-06-15
US9752781B2 (en) 2017-09-05
JP2015532412A (ja) 2015-11-09
JP2015532413A (ja) 2015-11-09
EP2904326B1 (en) 2020-08-05
WO2014099090A3 (en) 2014-08-21
CN104685297A (zh) 2015-06-03
JP6335903B2 (ja) 2018-05-30
KR102145175B1 (ko) 2020-08-18
EP2904325A2 (en) 2015-08-12
SA515360205B1 (ar) 2018-02-08
WO2014055425A1 (en) 2014-04-10
JP2015534632A (ja) 2015-12-03
JP6324389B2 (ja) 2018-05-16
CA2886764A1 (en) 2014-04-10
US20140090396A1 (en) 2014-04-03
WO2014055427A2 (en) 2014-04-10
EP2904328A2 (en) 2015-08-12
CA2886760C (en) 2020-12-01
WO2014055427A3 (en) 2014-06-26
US20140090400A1 (en) 2014-04-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR20150065819A (ko) 멀티 스테이지 연소기용 유동 분할기 기구
US5640851A (en) Gas turbine engine combustion chamber
KR101471311B1 (ko) 가스 터빈 연소기 및 가스 터빈
US6240732B1 (en) Fluid manifold
CN101839487B (zh) 将燃料与空气混合物输送到燃气轮机发动机的方法和装置
US6253555B1 (en) Combustion chamber comprising mixing ducts with fuel injectors varying in number and cross-sectional area
US6301899B1 (en) Mixer having intervane fuel injection
JP3150367B2 (ja) ガスタービンエンジン燃焼器
JP4930921B2 (ja) ガスタービンエンジンの燃焼室のための燃料インジェクタ
JP4430074B2 (ja) バーナおよびガスタービンの運転方法
CN110100133B (zh) 用于具有减少的NOx排放的燃烧器的混合设备和燃烧器头
KR20050029676A (ko) 가스 터빈용 향류 연소기 및 ＮＯｘ 배기가스를감소시키는 방법
US6978619B2 (en) Premixed burner with profiled air mass stream, gas turbine and process for burning fuel in air
EP2340398B1 (en) Alternately swirling mains in lean premixed gas turbine combustors
CA3010044C (en) Combustor for a gas turbine
US10724741B2 (en) Combustors and methods of assembling the same

Legal Events

Date Code Title Description
WITN Application deemed withdrawn, e.g. because no request for examination was filed or no examination fee was paid