NO145081B - Fremgangsmaate til utfoerelse av en forbrenning, og brenner for utfoerelse av fremgangsmaaten - Google Patents

Fremgangsmaate til utfoerelse av en forbrenning, og brenner for utfoerelse av fremgangsmaaten Download PDF

Info

Publication number
NO145081B
NO145081B NO743677A NO743677A NO145081B NO 145081 B NO145081 B NO 145081B NO 743677 A NO743677 A NO 743677A NO 743677 A NO743677 A NO 743677A NO 145081 B NO145081 B NO 145081B
Authority
NO
Norway
Prior art keywords
combustion chamber
main combustion
burner
annular
swirling
Prior art date
Application number
NO743677A
Other languages
English (en)
Other versions
NO743677L (no
NO145081C (no
Inventor
Robert Parrow Lohmann
Stanley Joseph Markowski
Original Assignee
United Aircraft Corp
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 United Aircraft Corp filed Critical United Aircraft Corp
Publication of NO743677L publication Critical patent/NO743677L/no
Publication of NO145081B publication Critical patent/NO145081B/no
Publication of NO145081C publication Critical patent/NO145081C/no

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
    • F23R3/34—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
    • F23R3/02—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
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion Of Fluid Fuel (AREA)
  • Regulation And Control Of Combustion (AREA)
  • Control Of Combustion (AREA)
  • Incineration Of Waste (AREA)
  • Gasification And Melting Of Waste (AREA)
  • Gas Burners (AREA)

Description

Den foreliggende oppfinnelse vedrører en fremgangsmåte
til utførelse av en forbrenning, hvor varme gasser føres fra et styreforbrenningskammer inn i et hovedforbrenningskammer,
et hvirvlende oksydasjonsmiddel føres inn i de varme gasser i hovedforbrenningskammeret og brennstoff innføres i blandingen av varme gasser og oksydasjonsmiddel som er antennbar ved den resulterende temperatur i blandingen.
Oppfinnelsen vedrører også en brenner for utførelse av fremgangsmåten, omfattende en anordning for dannelse og føring av hvirvlende luft inn i brennerens hovedforbrenningskammers oppstrømsende og en anordning for innføring av brennstoff i hovedforbrenningskammeret for blanding med varme gasser og den hvirvlende luft i hovedforbrenningskammeret.
Et patentskrift som vedrører hvirvelforbrenning er US-patentskrift 3.701.255. Hvirvelforbrenning beskrives også i US-patentskrift 3.675.419.
Blanding av to forskjellige fluider kan bedres vesentlig eller økes ved at grenseflaten mellom disse fluider gjøres in-stabil overfor sentrifugalkrefter. En slik ustabil grenseflate kan frembringes ved at de to fluider får strømme i konsentrisk hvirvelstruktur hvorved strømmenes aerodynamiske egenskaper
2 2
velges slik at forholdet j> vt ytre<jsvt indre oppfylles. I
denne definisjon er jO tettheten, og vt betyr den tangentielle hastighet av strømmen, mens indre og ytre vedrører den radielle stilling av den spesielle strøm i forhold til grenseflaten.
Det er tydelig at betingelsen for denne økning av blan-dingstrinnet ved anvendelse av sentrifugalkrefter også kan oppfylles dersom J) vt <2>for den ytre strøm var null, dvs. at strukturen er en hvirvlende stråle som omgis av en strøm av et annet fluidum.
Ved å forme ett av de deltakende fluider til en strøm av varme gasser og dét andre som luft og med egnete organer for innføring av brennstoff, virker den varme strøm som en styre-strøm og gir en tenningskilde for forbrenning i luftstrømmen. Forbrenningsprosessen som foregår adderes til den sentrifugalt drevne blandingsprosess slik at det foregår en meget hurtig prosess.
Fremgangsmåten ifølge oppfinnelsen kjennetegnes ved
at oksydasjonsmidlet innføres i form av individuelle hvirv-
lende søyler som har en hastighetskomponent i nedstrømsretning bort fra styreforbrenningssonen.
Brenneren er kjennetegnet ved at anordningen for dan-
nelse og føring av den hvirvlende luft inn i hovedforbrenningskammerets oppstrømsende omfatter et antall rør som er innrettet til å føre et antall hvirvlende luftstrømmer.
Ifølge oppfinnelsen er det frembrakt en brenner som optimaliserer forbrenningsbetingelsene for å minske NOx, som muliggjør at samtlige restreaksjoner løper til ende og redu-serer vesentlig CO og uforbrente hydrokarboner, mens even-
tuelle spor av røk minskes kraftig.
Oppfinnelsen vil bli beskrevet nærmere i det etter-følgende under henvisning til de medfølgende tegninger, hvori: Fig. 1 viser et riss av en gassturbinmotor hvor for-brenningskammerets stilling er vist. Fig. 2 viser et forstørret snitt av en forbrenningsseksjon med forbrenningskammer i denne.
Fig. 3 viser et snitt etter linjen 3-3 i fig. 2.
Fig. 4 viser en modifikasjon av det bakre parti av forbrenningskammeret i fig. 2. Fig. 5 viser en modifikasjon av det fremre parti av forbrenningskammeret i fig. 2.
Fig. 6 viser en modifikasjon av forbrenningskammeret.
Fig. 7 viser et snitt etter linjen 7-7 i fig. 6.
Fig. 8 viser en annen modifikasjon av forbrenningskammeret.
I fig. 1 vises det en turbojetmotor 2 som omfatter en kom-pressorseksjon, en forbrenningsseksjon, en turbinseksjon samt en utløpsseksjon. Motoren 2 er av den konvensjonelle type som beskrives mer detaljert i US-patentskrift 2.747.367.
I fig. 2 vises det en brenner 4 som er montert i et kammer 6 som er utformet mellom et indre hylster 8 og et ytre hylster 10. Kammeret 6 er ringformet og ved sin fremre ende, mellom de fremre stillinger for det indre og det ytre hylster, koplet til kom-pressorseksjonens utgang. Kammerets 6 nedstrømsende er koplet til en ringformet utgangsledning 12 som inneholder et antall turbininnløpsskovler 14. Det indre hylster 8 og det ytre hylster 10 er utstyrt med ringformete flenser henholdsvis 16 og 18 som løper henholdsvis utad og innad til den ringformete utgang 12 slik at det ringformete kammers 6 bakre parti om-sluttes.
Selv om ifølge fig. 1 forbrenningsseksjonen er utformet som et antall individuelle kar mellom det indre og det ytre hylster 8 og 10, kan brenneren utformes som en enkel ringformet brenner som er stort sett symmetrisk om motorens senterlinje og som befinner seg innenfor det indre og det ytre hylster 8
og 10. For enkelhetsskyld beskrives brenneren med utgangspunkt i karvarianten. Selv om et antall av disse brennerkar befinner seg om det ringformete kammer 6 vil bare et av disse kar bli beskrevet i det etterfølgende idet alle er like.
En brenner 4 omfatter et styreforbrenningskammer 20 og
et hovedforbrenningskammer 22. Styreforbrenningskammeret 20 vises som et konvensjonelt, hvirvelstabilisert forbrenningskammer med en ringformet åpning 24 om enden av en brennstoff-dyse 26 som befinner seg i den fremre ende av styreforbrenningskammeret slik som ved konvensjonell utforming av brennere.
Hvirvelskovler 28 er anordnet i den ringformete åpning 24. Hvirvelstrømmen som kommer inn i seksjonen for styreforbrenningskammeret 20 er bare innrettet til å stabilisere tilbake-sirkuleringsområdet i en styreforbrenningssone 30, og den tangentielle bevegelse er stort sett opphørt på dette tids-punkt når strømmen forlater styreforbrenningskammeret 20 i brenneren 4. Brennstoffdysen 26 er av vanlig type og via* en ledning 32 koplet til et egnet, ytre samlingsrør 23 og brennstoff-kontrollerende organer 25. Et tenningsorgan 27 gir tenning av blandingen i styreforbrenningskammeret 20.
Fig. 3 viser et frontriss av en av røkbrennerne 4 av kartype innenfor det indre hylster 8 og det ytre hylster 10. Hovedforbrenningskammeret 22 vises som en forlengelse av styreforbrenningskammeret 20, og fra dets bakre ende fører dets utløp innad i den ringformete utgangsledning 12 tvers over turbinens innløpsskovler 14. Den fremre ende av hovedforbrenningskammeret 22 er koplet til den bakre ende av styreforbrenningskammeret 20. Det fremre parti av hovedforbrenningskammeret 22 omfatter et traktformet, utoverragende overgangselement 34. Hovedforbrenningskammerets 22 bakre parti omfatter et bakoverragende overgangselement 36. Idet dette er av konstruksjonen som omfatter et antall forbrenningskar er overgangselementet 36 dannet av et antall sirkelrunde, fremspringende deler 38 som danner en ringformet, bakre ende 40, som er koplet til den ringformete utgangsledning 12. En mellomliggende, stort sett sirkelrund seksjon 42 av hovedforbrenningskammeret 22 kopler elementets 34 bakparti til det fremre parti av elementet 36. Elementene 34 og 36 samt seksjonen 42 har en spjelkonstruksjon for å be-virke kjøling av brennerens vegger. Åpninger 44 styrer kjøle-luft innad i spjeldene. Det bør noteres at samme type konstruksjon anvendes for styreforbrenningskammerets 20 vegg. Åpninger 45 styrer utspedningsluft inn i seksjonene for hovedforbrenningen.
Et antall hvirvelrør 50 som hvert omfatter hvirvelskovler 52 ved deres fremre ender er anordnet om omkretsen for hovedforbrenningskammeret 22 i det traktformete overgangselement 34. Disse rør danner et antall små hvirvelstråler som avgis innad
i kammeret 22 for hovedforbrenningen og er innrettet til å sam-virke med den varme styrestrøm. En dyseanordning 33 som omfatter et samlingsrør 35 og en dyse 37 leverer brennstoff til den varme styrestrøm som kommer inn i hovedforbrenningskammeret 22. Et brennstoff-kontrollorgan 29 leverer brennstoff til sam-lingsrøret 35 via ledningen 31. Strømningen fra styreforbrenningskammeret og den hvirvlende strålestrøm fra rørene 50 frem-bringer strømningssplittelsen mellom disse som følge av den relative størrelse av styreforbrenningskammerets innløpskanal 24 i forhold til hvirvelrørene 50. Denne deling burde dikteres av energimengden som kreves for å initiere forbrenningen i den hvirvlende strålestrømning og skulle vanligvis innbefatte at strålestrømningene som oppviser fra 70 til 80% av den totale luft som eksisterer når resten passerer gjennom styreforbrenningskammeret. Vinkelmomentet for de individuelle stråler for-svinner når den totale strømning kommer inn i turbinen, slik at netto tilbakeholdelse av strømningen heller ikke forekommer på dette punkt, og den hvirvlende beskaffenhet begrenses bare til den umiddelbare nærhet hvor den benyttes for å akselerere forbrenningsprosessen.
Ifølge den modifikasjon som vises i fig. 2 kommer ca. 20% av brennstoffet inn i dysen 26, mens 80% kommer inn via dyse-anordningen 33. Når det gjelder luftstrømmen så kommer ca. 10% inn i den ringformete åpning 24, ca. 30% kommer inn i rørene 50, ca. 30% kommer inn i utspedningshullene 45 og ca. 30% kommer inn i kjølehullene 44.
En alternativ konstruksjon vises i fig. 4. Denne kan om-fatte innføring av sekundært brennstoff i hovedforbrennings-luften innen denne passerer gjennom hvirvlene. På% denne måte foreligger det strømning som kommer inn i hovedforbrenningskammeret i form av hvirvlende, forblandet brennstoff-luft-blanding. Den instabilitet som oppstår ved den ytre grense av disse stråler muliggjør at de omgivende styregasser virker som en tenningskilde for å opprettholde hovedforbrenningsprosessen.
I fig. 4 vises forandringene sammenliknet med fig. 2 av forholdet mellom hvirvelrørene 50B og brennstoffdyseanordningen 33B. Hvirvelrørene 50B har samtidig som de er koplet til hovedforbrenningskammeret 22 sine fremre ender bøyd til et punkt som befinner seg radialt utad fra og like bak samlingsrøret 35B
hos brennstoffdyseanordningen 33. Brennstoffdysen 37B løper innad i de bøyde, fremre ender av hvirvelrørene 50B og er ved sine fremre ender koplet til samlingsrøret 35B. Brennstoffdysene 37B behøver ikke befinne seg i hvert hvirvelrør 5OB.
Den ønskete brennstoffmengde kan f.eks. føres gjennom et vil-kårlig annet hvirvelrør 50B.
En alternativ konstruksjon vises i fig. 5 hvor det fremre parti av styreforbrenningskammeret formes med styrebrennstoffet innsprøytet av brennstoffdysene 26C i den luft som kommer inn i styreforbrenningskammeret og der den senere passerer gjennom en flammeholder 41C med perforert plate.
I en testet konstruksjon bevirket flammeholderen 41C regulering av luftmengden som kommer inn i styreforbrenningssonen og stabiliserer også flammen i styreforbrenningskammeret. Styreforbrenningskammerets funksjon er å frembringe en vel strupt, varm gasstrøm, og for en fagmann på området er det klart at det finnes andre organer for å oppfylle dette formål.
Fig. 6 viser en modifikasjon av forbrenningsseksjonen hvor en brenner 4A er montert i et kammer 6A som er dannet mellom et ikke vist indre hylster og et ytre hylser 10A. Kammeret 6A er ringformet og ved sin fremre ende koplet til kompressor-seksjonens utgang. Kammerets 6A nedstrømsende er koplet til en ringformet utgangsledning som inneholder et antall turbin-innløpsskovler slik som vist i fig. 2.
Også i dette tilfelle er et antall brennere 4A utformet som individuelle kar, men en brenner kan også like godt utformes som en enkel, ringformet brenner. Som ovenfor nevnt,
og også dersom et antall av disse forbrenningskar befinner seg om det ringformete kammer 6A, vil bare en av disse kar bli beskrevet nedenfor idet alle er like. Brenneren 4A omfatter et styreforbrenningskammer 20A og et hovedforbrenningskammer 22A. Ifølge denne modifikasjon er styreforbrenningskammeret 2OA utstyrt med en ringformet styreforbrenningssone 30A som er dannet mellom ytre og indre vegger 60 og 62. Den ytre vegg 60 er koplet til og atskilt fra det ytre hylster 10A med et antall stag 64. Innerveggen 62 er koplet til og atskilt fra et senterlegeme 68 ved hjelp av et antall stag 70 som danner en ringformet kanal 72.
Den ytre vegg 60 strekker seg fremad i en ringformet kanal 66, omtrent ved dennes sentrum, utformet av senterlegemets 68 vegger og det ytre hylster 10A. Veggen 60 er bøyet bakover ved sin fremre ende 61 og danner en strømningsfordeler for strømlinjen for innløpsluft fra kompressorseksjonen. Senterlegemet 68 er utstyrt med en fremre åpning 69 for å muliggjøre innføring av innløpsluft fra kompressorseksjonen.
Den indre vegg 62 er atskilt ca. halvveis mellom den
ytre vegg 60 og senterlegemets 6 8 vegg. Veggens 6 2 fremre ende er bøyet utover og bakover ved 6 3 og danner en mindre ringformet innløpskanal 65 for tilførsel av luft i den ringformete kanal som er utformet mellom senterlegemet 68 og den ytre vegg 60 for å inngå i styreforbrenningssonen 30A. Den bakre ende av dette bakoverbøyde parti smalner innover ved 6 7 og danner en inngangskanal til en flammeholder 74 som befinner seg mellom den ytre vegg 60 og den indre vegg 6 2 for å holde flammen på dette punkt i styreforbrenningskammeret. Styreforbrenningskammeret styres fra et kontrollorgan 76 til et samlings-rør 78. Brennstoffet føres fra samlingsrøret via et antall ledninger 32A til brennstoffdysene 26A. Dysene 26A befinner seg i den ringformete kanal 65. En tenner 80 gir tenning ved 82 like bak flammeholderen 74. Sekundært brennstoff leveres av kontrollorganet 83 til et samlingsrør 35A. Dette brennstoff
føres fra samlingsrøret 35A via et antall ledninger til et antall brennstoffdyser 37A der det rettes inn i seksjonen for styreforbrenningskammeret, slik at det kan føres med de varme gasser fra forbrenningssonen, hvorved det dannes en varm, brennstoffrik blanding ved utgangen 84 som befinner seg mellom den ytre vegg 60 og den indre vegg 62.
Senterlegemet 68 løper i medstrøm om endene av de ytre og indre vegger 60 og 62, og det parti som løper bakover derfra, omfatter ribber 86 med kjøleåpninger 88 og en bakre åpning 90 for utløp av luft derfra. Et senternav 92 befinner seg i åpningen 90 mens hvirvelskovler 9 4 løper om denne. En fast plate kan anvendes istedenfor navet 92 og hvirvelskovlene 94.
En mellomliggende vegg 96 befinner seg mellom den ytre vegg 60 og det ytre hylster 10A. Denne vegg er atskilt fra ytterveggen 60 med stort sett samme avstand som senterlegemets 6 8 vegg er atskilt fra den indre vegg 62, slik at det dannes en ringformet kanal 97. Denne konstruksjon danner også en ringformet kanal 98 mellom veggen 96 og det ytre hylster 10A, og denne kanal gjør det mulig for kjøle- og utspedningsluft å passere om hovedforbrenningskammeret 22A. Veggen 9 6 løper i medstrøm som angitt ovenfor til en ringformet utgangsledning, fig. 2, med veggen utformet som ribbeseksjoner med kjølehuller og utspedningslufthull.
Hvirvelrør 50A som omfatter hvirvelskovler 5 2A befinner seg ved det bakre parti av de ringformete kanaler 97 og 72 en kort avstand fra den bakre ende av de ytre og indre vegger 60 og 62. Hvert hvirvelrør 50A har sine hvirvelskovler 52a festet til dets indre, og de løper innad til et mindre senterrør 53A. Hvert rør 50A avgir således en hvirvelstang av luft om en rettlinjet senterstang av luft. Denne konstruksjon er innrettet til å opprettholde den hvirvlende luftstang i dens stangform i et lengre tidsrom. Som det fremgår av fig. 7 befinner hvirvelrørene 50A seg i par om omkretsen av den ringformete kanal 9 7 og den ringformete kanal 72. Paret av hvirvelrør 50A et atskilt for å gjøre det mulig for glidebaner 102 å plasseres medstrøms om disse og ikke interferere på skadelig måte med strømningen fra rørene. Glidebanene er innrettet til å dele en del av de varme styregasser i luftregionene mellom parene av hvirvelrør 50A. Parene av hvirvelrør 50A i begge de ringformete kanaler 72 og 97 har sine skovler 52A rettet slik at fluidum hvirvler i motsatte retninger når det føres gjennom disse, dvs. at luft hvirvles i retning med solen gjennom et hvirvelrør 50A, mens luften hvirvles i retning mot solen i parets tilstøtende hvirvelrør 50A.
Blokkeringsorganer 104, 106, 108 er anordnet for å hindre strømning i å passere om hvirvelrørene 50A. I den ringformete kanal 72 er blokkeringsorganer 110, 112 anordnet for samme formål.
I en konstruksjon av anordningen som er vist i fig. 6 syntes det som om ca. 4% av luften burde komme inn i den fremre åpning 69 av senterlegemet 68, ca. 17% burde komme inn i den ringformete kanal 72, ca. 10% i kanalen 65, ca. 17% burde komme inn i den ringformete kanal 97 og ca. 52% av luften burde passere om hovedforbrenningskammeret 22A, mens ca. 30% burde komme inn i utspedningshullene og ca. 22% gjennom ribbe-kjølehullene under drift. Det ble også konstatert at ca. 20%
av den totale brennstoffmengde bør komme inn gjennom brennstoffdysene 26A. Konstruksjonen ble bygget stort sett med samme forhold som i fig. 6, slik at tolv par hvirvelrør 50A ble an-vendt, idet hvert av dem hadde diameter på ca. 25,4 mm, om den ringformete kanal 97, hvorved det ble oppnådd 24 hvirvelrør, mens syv par hvirvelrør 50A med omtrent samme diameter ble plas-sert om kanalen 72 slik at det ble oppnådd totalt fjorten hvir-velrør. Hvirvelrørene 50A i kanalen 97 befinner seg i samme transversalplan som hvirvelrørene 50A i den ringformete kanal 72.
Fig. 8 viser en modifikasjon av konstruksjonen ifølge
fig. 6, hvor en brenner 4D er vist montert i et kammer 6D som er utformet mellom et ikke vist indre hylster og et ytre hylster 10D. Kammeret 6D er ringformet og ved sin fremre ende forbundet med utgangen av kompressorseksjonen. Kammerets 6D ned-strømsende er forbundet med den ringformete utgangsledning som inneholder et antall turbininnløpsskovler som vises i fig. 2.
Også i dette tilfelle gjelder det at selv om et indivi-duelt kar vises, kan en motor av enkel, ringformet type anvendes. Et av disse individuelle kar beskrives i det etterfølgende. Brenneren 4D omfatter et styreforbrenningskammer 20D og et hovedforbrenningskammer 22D. Ifølge denne modifikasjon er styreforbrenningskammeret 20D utformet med en ringformet styreforbrenningssone 30D som er dannet mellom ytre og indre vegger 60D og 62D. Den ytre vegg 60D er koplet til og atskilt fra det ytre hylster 10D ved hjelp av et antall stag 64D. Den indre vegg 62D
er koplet til og atskilt fra et kort, fremre senterlegeme 68D
som er utstyrt med et antall stag 70D. Stagene 70D kopler det korte senterlegeme til veggen 60D. Styreforbrenningskammeret er utformet på samme måte som i fig. 6 med styreforbrennings-stoffet, anordningene for tenneren og det sekundære brennstoff stort sett som beskrevet. Ved den bakre ende av veggene 6OD
og 62D finnes det to store ribbeforlengelser 120 og 122 som gjør styreforbrenningskammeret fullstendig. Et ringformet flenselement 124 løper utover og bakover fra organets 120 bakre ende, og et ringformet flenselement 126 løper innover og bak-
over fra enden 122. Hvirvelrør 50D er montert om hver flens 124 og 126 slik at hvirvelrørene er rettet innover under en vinkel i retning mot hverandre. Hvirvelrørene 50D befinner seg om flensene på stort sett samme måte som vist i fig. 7. Hovedforbrenningskammeret 22D løper bakover fra flensens 124 ytterkant, og et kort senterlegeme løper bakover fra flensens 128 indre ende. Dette senterlegeme 128 er utformet som den bakre seksjon av senterlegemet 68 i fig. 6.
I det tilfelle konstruksjonen for et ringformet kar ifølge fig. 6 og 8 anvendes med en enkel og ringformet brenner, bør ikke senterlegemet avkortes som vist, men løpe bakover slik at det virker som innervegg i den ringformete innløpskanal til turbinen samtidig som ytterveggen på hovedforbrenningskammeret vil danne ytterveggen av den ringformete innløpskanal til turbinen.

Claims (4)

1. Fremgangsmåte til utførelse av en forbrenning, hvor varme gasser føres fra et styreforbrenningskammer (20,20A,20D) inn i et hovedforbrenningskammer (22,22A,22D), et hvirvlende oksydasjonsmiddel føres inn i de varme gasser i hovedforbrenningskammeret og brennstoff innføres i blandingen av varme gasser og oksydasjonsmiddel som er antennbar ved den resulterende temperatur i blandingen, karakterisert ved
at oksydasjonsmidlet innføres i form av individuelle hvirvlende søyler som har en hastighetskomponent i nedstrømsretning bort fra styreforbrenningssonen.
2. Brenner for utførelse av fremgangsmåten ifølge krav 1, omfattende en anordning for dannelse og føring av.hvirvlende luft inn i brennerens hovedf6rbrenningskammers<oppstrømsende og en anordning (37,37A,37B) for innføring av brennstoff i hovedforbrenningskammeret for blanding med varme gasser og den hvirvlende luft i hovedforbrenningskammeret, karakterisert ved at anordningen for dannelse og føring av den hvirvlende luft inn i hovedforbrenningskammerets oppstrømsende omfatter et antall rør (50,50A,50D) som er innrettet til å føre et antall hvirvlende luftstrømmer, som hver hvirvlér om sin egen akse, inn i hovedforbrenningskammeret ■og som er skråttstilt eller rettét i retning nedstrøms bort fra styreforbrenningskammeret.
3. Brenner i samsvar med krav 2, karakterisert ved at rørene (50,50A,50B,50D) er festet til hovedforbrenningskammeret (22,22Å,22D) ved dettes oppstrømsende, og at de er utstyrt med hvirvelskovler (52,52A) som er innrettet til å frembringe roterende bevegelse i luft som passerer gjennom rørene.
4. Brenner i samsvar med krav 3, karakterisert ved at det inne i rørene (50 , 50A,50B) er anordnet mindre rør (53,53Å) for frembringelse av en rettlinjet luftstrøm i sentrum av den hvirvlende luftstrøm, og at de mindre rør blir holdt i stilling av hvirvelskovlene (52,52A).
NO743677A 1973-10-15 1974-10-14 Fremgangsmaate til utfoerelse av en forbrenning, og brenner for utfoerelse av fremgangsmaaten NO145081C (no)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US406771A US3872664A (en) 1973-10-15 1973-10-15 Swirl combustor with vortex burning and mixing

Publications (3)

Publication Number Publication Date
NO743677L NO743677L (no) 1975-06-02
NO145081B true NO145081B (no) 1981-09-28
NO145081C NO145081C (no) 1982-01-06

Family

ID=23609397

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
NO743677A NO145081C (no) 1973-10-15 1974-10-14 Fremgangsmaate til utfoerelse av en forbrenning, og brenner for utfoerelse av fremgangsmaaten

Country Status (11)

Country Link
US (1) US3872664A (no)
JP (1) JPS5858563B2 (no)
CA (1) CA1004481A (no)
CH (1) CH585373A5 (no)
DE (1) DE2449084C2 (no)
FR (1) FR2247674B1 (no)
GB (1) GB1482145A (no)
IL (1) IL45684A (no)
IT (1) IT1022870B (no)
NO (1) NO145081C (no)
SE (1) SE400348B (no)

Families Citing this family (133)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1454280A (en) * 1972-11-28 1976-11-03 Nissan Motor Combustible mixture supply system
US3974646A (en) * 1974-06-11 1976-08-17 United Technologies Corporation Turbofan engine with augmented combustion chamber using vorbix principle
US3974647A (en) * 1974-08-26 1976-08-17 United Technologies Corporation Combustion instability reduction device having swirling flow
JPS5129726A (no) * 1974-09-06 1976-03-13 Mitsubishi Heavy Ind Ltd
US3973390A (en) * 1974-12-18 1976-08-10 United Technologies Corporation Combustor employing serially staged pilot combustion, fuel vaporization, and primary combustion zones
US4058977A (en) * 1974-12-18 1977-11-22 United Technologies Corporation Low emission combustion chamber
US3937008A (en) * 1974-12-18 1976-02-10 United Technologies Corporation Low emission combustion chamber
US4045956A (en) * 1974-12-18 1977-09-06 United Technologies Corporation Low emission combustion chamber
US3973395A (en) * 1974-12-18 1976-08-10 United Technologies Corporation Low emission combustion chamber
DE2511171C2 (de) * 1975-03-14 1984-03-15 Daimler-Benz Ag, 7000 Stuttgart Filmverdampfungs-Brennkammer
US3993449A (en) * 1975-04-07 1976-11-23 City Of North Olmsted Apparatus for pollution abatement
US4052844A (en) * 1975-06-02 1977-10-11 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation Gas turbine combustion chambers
DE2524319C2 (de) * 1975-06-02 1984-03-08 Société Nationale d'Etude et de Construction de Moteurs d'Aviation, 75015 Paris Brennkammer mit einem abgestuften Flammmrohr
US4012904A (en) * 1975-07-17 1977-03-22 Chrysler Corporation Gas turbine burner
JPS5944491B2 (ja) * 1975-10-27 1984-10-30 日産自動車株式会社 ガスタ−ビンエンジンニオケル ネンシヨウキ
US4204402A (en) * 1976-05-07 1980-05-27 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Reduction of nitric oxide emissions from a combustor
DE2629761A1 (de) * 1976-07-02 1978-01-05 Volkswagenwerk Ag Brennkammer fuer gasturbinen
JPS5824695B2 (ja) * 1977-03-14 1983-05-23 トヨタ自動車株式会社 ガスタ−ビンエンジンの燃焼器構造
JPS53143815A (en) * 1977-05-23 1978-12-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Gas turbine combustion
US4145879A (en) * 1977-12-15 1979-03-27 United Technologies Corp. Modified vorbix burner concept
US4145878A (en) * 1977-12-15 1979-03-27 United Technologies Corp. Vorbix augmenter configuration
US4339924A (en) * 1978-08-02 1982-07-20 Solar Turbines Incorporated Combustion systems
US4420929A (en) * 1979-01-12 1983-12-20 General Electric Company Dual stage-dual mode low emission gas turbine combustion system
GB2040031B (en) * 1979-01-12 1983-02-09 Gen Electric Dual stage-dual mode low emission gas turbine combustion system
EP0019022B1 (en) * 1979-05-18 1983-10-12 Robert Storey Babington Liquid fuel burners
US4292801A (en) * 1979-07-11 1981-10-06 General Electric Company Dual stage-dual mode low nox combustor
GB2073400B (en) * 1980-04-02 1984-03-14 United Technologies Corp Fuel injector
US4590769A (en) * 1981-01-12 1986-05-27 United Technologies Corporation High-performance burner construction
JPS57154852U (no) * 1981-03-18 1982-09-29
JPS59153028A (ja) * 1983-02-18 1984-08-31 Hitachi Ltd ガスタ−ビンの燃焼器
JPS60105576A (ja) * 1983-11-15 1985-06-11 Tokyo Electric Co Ltd 印字装置
US4628694A (en) * 1983-12-19 1986-12-16 General Electric Company Fabricated liner article and method
JPS60109949U (ja) * 1983-12-28 1985-07-25 東芝テック株式会社 ドツトプリンタ
DE3661224D1 (en) * 1985-02-26 1988-12-22 Bbc Brown Boveri & Cie Gas turbine combustor
DE3606625A1 (de) * 1985-03-04 1986-09-04 Kraftwerk Union AG, 4330 Mülheim Pilotbrenner mit geringer no(pfeil abwaerts)x(pfeil abwaerts)-emission fuer feuerungsanlagen, insbesondere von gasturbinenanlagen, und verfahren zu seinem betrieb
JPS6238164U (no) * 1985-08-28 1987-03-06
US4784600A (en) * 1986-10-08 1988-11-15 Prutech Ii Low NOx staged combustor with swirl suppression
CH672366A5 (no) * 1986-12-09 1989-11-15 Bbc Brown Boveri & Cie
US4891936A (en) * 1987-12-28 1990-01-09 Sundstrand Corporation Turbine combustor with tangential fuel injection and bender jets
US4928481A (en) * 1988-07-13 1990-05-29 Prutech Ii Staged low NOx premix gas turbine combustor
US5284019A (en) * 1990-06-12 1994-02-08 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Double dome, single anular combustor with daisy mixer
US5197278A (en) * 1990-12-17 1993-03-30 General Electric Company Double dome combustor and method of operation
US5406799A (en) * 1992-06-12 1995-04-18 United Technologies Corporation Combustion chamber
DE4316474A1 (de) * 1993-05-17 1994-11-24 Abb Management Ag Vormischbrenner zum Betrieb einer Brennkraftmaschine, einer Brennkammer einer Gasturbogruppe oder Feuerungsanlage
DE59605505D1 (de) * 1995-03-08 2000-08-03 Rolls Royce Deutschland Axial gestufte doppelring-brennkammer einer gasturbine
EP0924470B1 (de) * 1997-12-19 2003-06-18 MTU Aero Engines GmbH Vormischbrennkammer für eine Gasturbine
US6405523B1 (en) * 2000-09-29 2002-06-18 General Electric Company Method and apparatus for decreasing combustor emissions
GB2398375A (en) * 2003-02-14 2004-08-18 Alstom A mixer for two fluids having a venturi shape
BRPI0413784A (pt) * 2003-09-05 2006-11-07 Delavan Inc queimador para um combustor de turbina de gás
US7093441B2 (en) * 2003-10-09 2006-08-22 United Technologies Corporation Gas turbine annular combustor having a first converging volume and a second converging volume, converging less gradually than the first converging volume
US20070119183A1 (en) * 2005-11-28 2007-05-31 General Electric Company Gas turbine engine combustor
US8387398B2 (en) * 2007-09-14 2013-03-05 Siemens Energy, Inc. Apparatus and method for controlling the secondary injection of fuel
US7886539B2 (en) * 2007-09-14 2011-02-15 Siemens Energy, Inc. Multi-stage axial combustion system
US7665309B2 (en) 2007-09-14 2010-02-23 Siemens Energy, Inc. Secondary fuel delivery system
EP2107312A1 (en) * 2008-04-01 2009-10-07 Siemens Aktiengesellschaft Pilot combustor in a burner
EP2107310A1 (en) * 2008-04-01 2009-10-07 Siemens Aktiengesellschaft Burner
US8176739B2 (en) * 2008-07-17 2012-05-15 General Electric Company Coanda injection system for axially staged low emission combustors
BRPI0914033A2 (pt) * 2008-10-13 2015-11-03 Dow Global Technologies Inc processo de uma etapa para a produção de de propenos clorados e fluorados e processo para preparar 2,3,3,3- tetrafluorprop-1 eno( 1,3,3,3- tetrafluorprop-1 eno (hfo-123ze)
US20100223930A1 (en) * 2009-03-06 2010-09-09 General Electric Company Injection device for a turbomachine
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
US8689559B2 (en) * 2009-03-30 2014-04-08 General Electric Company Secondary combustion system for reducing the level of emissions generated by a turbomachine
US8667800B2 (en) * 2009-05-13 2014-03-11 Delavan Inc. Flameless combustion systems for gas turbine engines
WO2011044514A2 (en) * 2009-10-09 2011-04-14 Dow Global Technologies, Inc Isothermal multitube reactors and processes incorporating the same
WO2011044536A1 (en) * 2009-10-09 2011-04-14 Dow Global Technologies, Inc Process for the production of chlorinated and/or fluorinated propenes and higher alkenes
EP2485833A2 (en) * 2009-10-09 2012-08-15 Dow Global Technologies LLC Adiabatic plug flow reactors and process for producing a chlorinated and/or fluorinated propene and higher alkene
JP5706432B2 (ja) * 2009-10-09 2015-04-22 ダウ グローバル テクノロジーズ エルエルシー 塩素化及び／又はフッ素化プロペンの製造方法
RU2506499C2 (ru) * 2009-11-09 2014-02-10 Дженерал Электрик Компани Топливные форсунки газовой турбины с противоположными направлениями завихрения
RU2534189C2 (ru) * 2010-02-16 2014-11-27 Дженерал Электрик Компани Камера сгорания для газовой турбины(варианты) и способ эксплуатации газовой турбины
US8752386B2 (en) 2010-05-25 2014-06-17 Siemens Energy, Inc. Air/fuel supply system for use in a gas turbine engine
US9068748B2 (en) * 2011-01-24 2015-06-30 United Technologies Corporation Axial stage combustor for gas turbine engines
CA2836493A1 (en) 2011-05-31 2012-12-06 Max Markus Tirtowidjojo Process for the production of chlorinated propenes
WO2012166394A1 (en) 2011-05-31 2012-12-06 Dow Global Technologies, Llc Process for the production of chlorinated propenes
US8601820B2 (en) 2011-06-06 2013-12-10 General Electric Company Integrated late lean injection on a combustion liner and late lean injection sleeve assembly
WO2012170239A1 (en) 2011-06-08 2012-12-13 Dow Agrosciences, Llc Process for the production of chlorinated and/or fluorinated propenes
US9222674B2 (en) * 2011-07-21 2015-12-29 United Technologies Corporation Multi-stage amplification vortex mixture for gas turbine engine combustor
US9297534B2 (en) 2011-07-29 2016-03-29 General Electric Company Combustor portion for a turbomachine and method of operating a turbomachine
US8919137B2 (en) 2011-08-05 2014-12-30 General Electric Company Assemblies and apparatus related to integrating late lean injection into combustion turbine engines
US9010120B2 (en) 2011-08-05 2015-04-21 General Electric Company Assemblies and apparatus related to integrating late lean injection into combustion turbine engines
EP2739596B1 (en) 2011-08-07 2019-05-01 Blue Cube IP LLC Process for the production of chlorinated propenes
JP6166261B2 (ja) 2011-08-07 2017-07-19 ブルー キューブ アイピー エルエルシー 塩素化プロペンの製造方法
WO2013073984A1 (en) * 2011-11-17 2013-05-23 General Electric Company Turbomachine combustor assembly and method of operating a turbomachine
JP6050372B2 (ja) 2011-11-21 2016-12-21 ブルー キューブ アイピー エルエルシー クロロアルカンの製造方法
WO2013082404A1 (en) 2011-12-02 2013-06-06 Dow Global Technologies, Llc Process for the production of chlorinated alkanes
CA2856717A1 (en) 2011-12-02 2013-06-06 Dow Global Technologies Llc Process for the production of chlorinated alkanes
US9243802B2 (en) 2011-12-07 2016-01-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Two-stage combustor for gas turbine engine
US9194586B2 (en) 2011-12-07 2015-11-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Two-stage combustor for gas turbine engine
US9416972B2 (en) 2011-12-07 2016-08-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Two-stage combustor for gas turbine engine
JP6170068B2 (ja) 2011-12-13 2017-07-26 ブルー キューブ アイピー エルエルシー 塩素化プロパン及びプロペンの製造方法
CA2860203C (en) 2011-12-22 2018-01-30 Dow Global Technologies Llc Process for the production of tetrachloromethane
CN104159874B (zh) 2011-12-23 2016-08-24 陶氏环球技术有限责任公司 生产链烯和/或芳族化合物的方法
US9140455B2 (en) 2012-01-04 2015-09-22 General Electric Company Flowsleeve of a turbomachine component
US20130213046A1 (en) * 2012-02-16 2013-08-22 General Electric Company Late lean injection system
WO2014046977A1 (en) 2012-09-20 2014-03-27 Dow Global Technologies, Llc Process for the production of chlorinated propenes
WO2014046970A1 (en) 2012-09-20 2014-03-27 Dow Global Technologies, Llc Process for the production of chlorinated propenes
US9795941B2 (en) 2012-09-30 2017-10-24 Blue Cube Ip Llc Weir quench and processes incorporating the same
JP6363610B2 (ja) 2012-10-26 2018-07-25 ブルー キューブ アイピー エルエルシー 混合器およびそれを組み込んだプロセス
US9512053B2 (en) 2012-12-18 2016-12-06 Blue Cube Ip Llc Process for the production of chlorinated propenes
WO2014100039A1 (en) 2012-12-19 2014-06-26 Dow Global Technologies, Llc Process for the production of chlorinated propenes
EP2961722A2 (en) 2013-02-27 2016-01-06 Blue Cube IP LLC Process for the production of chlorinated propenes
CN105026348A (zh) 2013-03-09 2015-11-04 蓝立方知识产权有限责任公司 用于生产氯化烷烃的方法
US9228747B2 (en) * 2013-03-12 2016-01-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor for gas turbine engine
US9383104B2 (en) 2013-03-18 2016-07-05 General Electric Company Continuous combustion liner for a combustor of a gas turbine
US9360217B2 (en) 2013-03-18 2016-06-07 General Electric Company Flow sleeve for a combustion module of a gas turbine
US9400114B2 (en) 2013-03-18 2016-07-26 General Electric Company Combustor support assembly for mounting a combustion module of a gas turbine
US9322556B2 (en) 2013-03-18 2016-04-26 General Electric Company Flow sleeve assembly for a combustion module of a gas turbine combustor
US10436445B2 (en) 2013-03-18 2019-10-08 General Electric Company Assembly for controlling clearance between a liner and stationary nozzle within a gas turbine
US9631812B2 (en) 2013-03-18 2017-04-25 General Electric Company Support frame and method for assembly of a combustion module of a gas turbine
US9316155B2 (en) 2013-03-18 2016-04-19 General Electric Company System for providing fuel to a combustor
US9316396B2 (en) * 2013-03-18 2016-04-19 General Electric Company Hot gas path duct for a combustor of a gas turbine
EP3008391B1 (en) * 2013-06-11 2020-05-06 United Technologies Corporation Combustor with axial staging for a gas turbine engine
US9303871B2 (en) 2013-06-26 2016-04-05 Siemens Aktiengesellschaft Combustor assembly including a transition inlet cone in a gas turbine engine
US20150052905A1 (en) * 2013-08-20 2015-02-26 General Electric Company Pulse Width Modulation for Control of Late Lean Liquid Injection Velocity
WO2015108583A2 (en) * 2013-10-24 2015-07-23 United Technologies Corporation Circumferentially and axially staged annular combustor for gas turbine engine combustor
US10330321B2 (en) * 2013-10-24 2019-06-25 United Technologies Corporation Circumferentially and axially staged can combustor for gas turbine engine
US20150159877A1 (en) * 2013-12-06 2015-06-11 General Electric Company Late lean injection manifold mixing system
US9976743B2 (en) * 2014-07-03 2018-05-22 United Technologies Corporation Dilution hole assembly
EP3186558B1 (en) 2014-08-26 2020-06-24 Siemens Energy, Inc. Film cooling hole arrangement for acoustic resonators in gas turbine engines
US10060629B2 (en) * 2015-02-20 2018-08-28 United Technologies Corporation Angled radial fuel/air delivery system for combustor
US20170284675A1 (en) * 2016-03-30 2017-10-05 Siemens Energy, Inc. Injector assembly and ducting arrangement including such injector assemblies in a combustion system for a gas turbine engine
JP6822868B2 (ja) * 2017-02-21 2021-01-27 三菱重工業株式会社 燃焼器及びガスタービン
US11255543B2 (en) * 2018-08-07 2022-02-22 General Electric Company Dilution structure for gas turbine engine combustor
US11828467B2 (en) 2019-12-31 2023-11-28 General Electric Company Fluid mixing apparatus using high- and low-pressure fluid streams
US11287134B2 (en) * 2019-12-31 2022-03-29 General Electric Company Combustor with dual pressure premixing nozzles
US11371709B2 (en) 2020-06-30 2022-06-28 General Electric Company Combustor air flow path
US11333360B2 (en) * 2020-09-25 2022-05-17 General Electric Company Fuel injector for a turbomachine
RU2757705C1 (ru) * 2021-01-13 2021-10-20 Роман Лазирович Илиев Горелка с двухслойным вихревым противоточным течением
US11725824B2 (en) * 2021-04-08 2023-08-15 Raytheon Technologies Corporation Turbulence generator mixer for rotating detonation engine
US20220364729A1 (en) * 2021-05-14 2022-11-17 General Electric Company Combustor dilution with vortex generating turbulators
US11566790B1 (en) 2021-10-28 2023-01-31 General Electric Company Methods of operating a turbomachine combustor on hydrogen
CN114353121B (zh) * 2022-01-18 2022-12-20 上海交通大学 一种用于燃气轮机的多喷嘴燃料注入方法
US11578871B1 (en) * 2022-01-28 2023-02-14 General Electric Company Gas turbine engine combustor with primary and secondary fuel injectors
CN116658932A (zh) * 2022-02-18 2023-08-29 通用电气公司 具有带旋流轮叶的稀释开口的燃烧器衬套
US20230408098A1 (en) * 2022-05-25 2023-12-21 General Electric Company Combustor with secondary fuel nozzle in dilution fence

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1601607A1 (de) * 1951-01-28 1970-08-27 Lucas Industries Ltd Brenner fuer Gasturbinen
DE1074920B (de) * 1955-07-07 1960-02-04 Ing habil Fritz A F Schmidt Murnau Dr (Obb) Verfahren und \ orrichtung zur Regelung von Gas turbmenbrennkammern mit unterteilter Verbrennung und mehreren Druckstufen
GB854135A (en) * 1958-03-05 1960-11-16 Rolls Royce Improvements in or relating to combustion equipment
US3134229A (en) * 1961-10-02 1964-05-26 Gen Electric Combustion chamber
US3338051A (en) * 1965-05-28 1967-08-29 United Aircraft Corp High velocity ram induction burner
US3643430A (en) * 1970-03-04 1972-02-22 United Aircraft Corp Smoke reduction combustion chamber
US3788065A (en) * 1970-10-26 1974-01-29 United Aircraft Corp Annular combustion chamber for dissimilar fluids in swirling flow relationship
JPS4724483Y1 (no) * 1970-12-22 1972-08-02
US3703259A (en) * 1971-05-03 1972-11-21 Gen Electric Air blast fuel atomizer
JPS5326481Y2 (no) * 1973-06-05 1978-07-06

Also Published As

Publication number Publication date
US3872664A (en) 1975-03-25
JPS5065708A (no) 1975-06-03
CA1004481A (en) 1977-02-01
FR2247674A1 (no) 1975-05-09
IT1022870B (it) 1978-04-20
DE2449084C2 (de) 1984-09-06
IL45684A0 (en) 1974-12-31
AU7329574A (en) 1976-03-18
CH585373A5 (no) 1977-02-28
SE7412667L (no) 1975-04-16
NO743677L (no) 1975-06-02
DE2449084A1 (de) 1975-04-17
GB1482145A (en) 1977-08-03
SE400348B (sv) 1978-03-20
FR2247674B1 (no) 1980-05-23
JPS5858563B2 (ja) 1983-12-26
NO145081C (no) 1982-01-06
IL45684A (en) 1976-11-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
NO145081B (no) Fremgangsmaate til utfoerelse av en forbrenning, og brenner for utfoerelse av fremgangsmaaten
US4348170A (en) Dual register, split stream burner assembly with divider cone
US5408943A (en) Split stream burner assembly
SU578019A3 (ru) Горелка
DK165138B (da) Braender til forbraending af flydende eller gasformet braendsel
JPH0820047B2 (ja) 低ＮＯｘ短火炎バーナー
US4400151A (en) Controlled flow, split stream burner assembly
US5407347A (en) Apparatus and method for reducing NOx, CO and hydrocarbon emissions when burning gaseous fuels
US4220444A (en) Gas burner for flame adherence to tile surface
US5011400A (en) Controlled flow split steam burner assembly with sorbent injection
JP5734358B2 (ja) ガスタービン用のマルチコーン型の予混合バーナ
US6145450A (en) Burner assembly with air stabilizer vane
RU2352864C1 (ru) Способ и устройство для сжигания топлива
NO143590B (no) Brenner, saerlig for flytende brennstoff
CA1254444A (en) Controlled flow split stream burner assembly with sorbent injection
KR102256318B1 (ko) 혼소용 버너 장치
EP3078910B1 (en) Gas burner with staged combustion
US5738508A (en) Burner
US4519322A (en) Low pressure loss burner for coal-water slurry or fuel oil
US4201539A (en) Flame forming burner
JP6732960B2 (ja) 燃料を燃焼させる方法及びボイラー
JP6502462B2 (ja) 混焼用バーナ装置及びボイラ
SU787800A1 (ru) Горелка дл сжигани газообразного топлива
RU2052718C1 (ru) Топка
SU1134844A1 (ru) Пылеугольна горелка