NO332838B1 - Fremgangsmate og innretning for a blande brennstoff for a begrense utslipp fra brenneren - Google Patents
Fremgangsmate og innretning for a blande brennstoff for a begrense utslipp fra brenneren Download PDFInfo
- Publication number
- NO332838B1 NO332838B1 NO20022563A NO20022563A NO332838B1 NO 332838 B1 NO332838 B1 NO 332838B1 NO 20022563 A NO20022563 A NO 20022563A NO 20022563 A NO20022563 A NO 20022563A NO 332838 B1 NO332838 B1 NO 332838B1
- Authority
- NO
- Norway
- Prior art keywords
- mixer
- pilot
- fuel
- main
- combustion chamber
- Prior art date
Links
- 239000000446 fuel Substances 0.000 title claims abstract description 115
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 7
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 80
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims abstract description 29
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims abstract description 29
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims abstract description 16
- MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N Nitric oxide Chemical compound O=[N] MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract description 21
- 239000007789 gas Substances 0.000 abstract description 19
- UGFAIRIUMAVXCW-UHFFFAOYSA-N Carbon monoxide Chemical compound [O+]#[C-] UGFAIRIUMAVXCW-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract description 15
- 229910002091 carbon monoxide Inorganic materials 0.000 abstract description 15
- 238000009826 distribution Methods 0.000 abstract description 4
- 239000000779 smoke Substances 0.000 abstract description 4
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 11
- GQPLMRYTRLFLPF-UHFFFAOYSA-N Nitrous Oxide Chemical compound [O-][N+]#N GQPLMRYTRLFLPF-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 10
- 229930195733 hydrocarbon Natural products 0.000 description 10
- 150000002430 hydrocarbons Chemical class 0.000 description 10
- 239000007921 spray Substances 0.000 description 3
- IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N Atomic nitrogen Chemical compound N#N IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 2
- 238000010790 dilution Methods 0.000 description 2
- 239000012895 dilution Substances 0.000 description 2
- 239000004215 Carbon black (E152) Substances 0.000 description 1
- 238000003915 air pollution Methods 0.000 description 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 229910052757 nitrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000001272 nitrous oxide Substances 0.000 description 1
- 230000008520 organization Effects 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
- 210000004722 stifle Anatomy 0.000 description 1
- 238000009827 uniform distribution Methods 0.000 description 1
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
- F23R3/04—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
- F23R3/28—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
- F23R3/343—Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous combustion
Abstract
Et forbrenningskammer (16) for en gassturbinmotor (10) virker med vesentlig forbrenningseffektivitet og lav karbonmonoksid, nitrogenoksid og røkutslipp under lave, midlere og høye motoreffektoperasjoner er beskrevet. Forbrenningskammeret omfatter en blanderenhet (41) omfattende en pilotblander (42) og en hovedblander (44). Pilotblanderen omfatter en pilotbrenselinjektor (58), minst en virvler (60) og en luftdeler (70). Hovedblanderen strekker seg perifert rundt pilotblanderen og omfatter et antall brenselinjeksjonsporter (98) og en konisk luftvirvler (110) oppstrøms fra brenselinjeksjonsportene. Under tomgangseffektoperasjon av motoren, er pilotblanderen aerodynamisk isolert med hovedblanderen, og bare luft blir levert til hovedblanderen. Under økt effektoperasjon blir brensel også levert til hovedblanderen, og hovedblanderens koniske virvlere letter radial og perifer brensel/luftblanding for å gi en i hovedsak jevn brensel- og luftfordeling for forbrenning.
Description
Denne søknaden gjelder generelt forbrenningskamre, og mer spesielt gassturbinforbrenningskamre.
Verdensomspennende bekymringer om luftforurensning har ført til strengere utslippstandarder både lokalt og internasjonalt. Fly blir kontrollert både av Environmental Protection Agency (EPA) og International Civil Aviation Organization (ICAO). Disse standardene regulerer utslipp av oksider av nitrogen (NOx), uforbrente hydrokarboner (HC) og karbonmonoksid (CO) fra fly i nærheten av flyplasser, hvor de bidrar til urbane fotokjemiske smogproblemer. I alminnelighet faller motorutslipp i to klasser, de som utformes pga høy flammetemperatur (NOx) og de som utformes pga. flammetemperatur som ikke tillater at brenselluftreaksjonen fortsetter til fullførelse
(HC & CO).
I det minste noen kjente gassturbinforbrenningskamre omfatter mellom 10 og 30 blandere, som blander høyhastighetsluft med fin brenselspray. Disse blanderne består vanligvis av en enkel brenselinjektor plassert i sentrum av en virvler for å virvle innkommende luft til å forbedre flammestabilisering og blanding. Både brenselinjektoren og blanderen er plassert i en forbrenningskammerdom.
I alminnelighet er forholdet brensel til luft i blanderen rikt. Siden det totale forbrenningskammerbrensel/luftforhold av gassturbinforbrennere er magert, blir tilleggsluft tilsatt gjennom diskrete uttynningshull før den kommer ut av forbrenningskammeret. Dårlig blanding og varme flekker kan oppstå både ved domen, hvor det injiserte brensel må fordampes og blandes før brenning og i nærheten av uttynnings-hullene, hvor luft blir tilsatt til den rike domblanding.
Et domformet forbrenningskammer for mager forbrenning ifølge teknikkens stand er kalt et dobbelt ringformet forbrenningskammer (DAC) fordi det omfatter to radialt stablete blandere for hver brenseldyse som viser seg som to ringer når man ser dem fra fronten av forbrenningskammeret. Den ytterligere rekke av blandere tillater avstemming for operasjon ved forskjellige forhold. På tomgang er den ytre blander forsynt med brensel som er konstruert til å operere effektivt ved tomgangsforhold. Ved høyeffektoperasjon er begge blanderne tilført brensel, hvor det meste av brenselet og luft tilføres det indre ringrom, som er konstruert til å virke mest effektivt med få utslipp ved høyeffektoperasjon. Mens blanderne har vært avstemt for optimal operasjon ved hver dom, vil grensen mellom domene kvele CO-reaksjonen over et stort område, hvilket gjør CO for disse konstruksjonene høyere enn liknende enkeltringbrennere for fet forbrenning (SAC). Et slikt forbrenningskammer er et kompromiss mellom laveffektutslipp og høyeffekt NOx.
Andre kjente forbrenningskamre virker som et magert forbrenningskammer. Istedenfor å skille pilot- og hovedtrinnene i separate domer og skape en betydelig CO-kvelesone ved grensesnittet, omfatter blanderen konsentriske, men atskilte pilot- og hovedluftstrømmer inne i anordningen. Den samtidige kontroll av laveffekt CO/HC og røkemisjon er imidlertid vanskelig med slike konstruksjoner pga økning i brensel/luftblandingen som ofte resulterer i høye CO/HC-utslipp. Den virvlende hovedluft har en naturlig tendens til å innfange pilotflammen og slukke den. Dette hindrer brenselspray fra å bli innfanget i hovedluften, og piloten etablerer en smalvinkelspray. Dette kan resultere i en lang jetflammekarakteristikk av strømning med få virvler. Slike pilotflammer produserer høye utslipp av røyk, karbonmonoksid og hydrokarboner, og har dårlig stabilitet.
US-patent Nr 5 647 538 beskriver et brenselinnsprøytingsapparat med to brenseltilførselsledinger hvor atomisert brensel i én leder blir blandet med luft i en aksialt langstrakt blandeleder. I WO 99 04196 er det vist en aksialt orientert hovedbrenner og en pilotbrenner.
Ifølge et første aspekt av oppfinnelsen tilgjengeliggjøres en fremgangsmåte for å operere en gassturbinmotor for å lette å redusere en mengde av utslipp fra et forbrenningskammer omfattende en blandersammenstilling omfattende en pilotblander og en hovedblander. Pilotblanderen omfatter en pilotbrenseldyse og et flertall av aksiale virvlere. Hovedblanderen omfatter en hovedvirvler og et flertall av brenselinjeksjonsporter. Fremgangsmåten omfatter trinnene for å injisere brensel inn i forbrenningskammeret gjennom pilotblanderen, slik at brenselet blir tømt nedstrøms fra pilotblander-aksialvirvlere, og å rette luftstrømmen inn i forbrenningskammeret gjennom hovedblanderen slik at luftstrømmen blir virvlet med en aksial virvler forut for å virvle luftstrømmen med minst én av: en konisk virvler og en syklonvirvler, forut for å bli tømt fra hovedblanderen.
Ifølge et andre aspekt av oppfinnelsen er det tilgjengeliggjort et forbrenningskammer for en gassturbin omfattende en pilotblander omfattende en luft-splitter, en pilotbrenseldyse og et flertall av aksiale luftvirvlere oppstrøms fra pilotbrenseldysen, luftsplitteren nedstrøms fra pilotbrenseldysen, luftvirvlerne radialt utover fra og konsentrisk montert med hensyn til pilotbrenseldysen; og en hovedblander radialt utover fra og konsentrisk innrettet med hensyn til pilotblanderen, hovedblanderen omfattende en aksial virvler, et flertall av brenselinjeksjonsporter og en virvler omfattende minst én av: en konisk luftvirvler og en syklonluftvirvler, hovedblandevirvleren oppstrøms fra nevnte blanderbrenselinjeksjonsporter.
Ifølge et tredje aspekt av oppfinnelsen er det tilgjengeliggjort en blandersammenstilling for et gassturbinmotorforbrenningskammer, blandersammenstillingen er konfigurert for å styre utslipp fra forbrenningskammeret og omfattende en pilotblander og en hovedblander, pilotblanderen omfattende en pilotbrenseldyse og et flertall av aksiale virvlere oppstrøms og radialt utover fra pilotbrenseldysen, hovedblanderen omfattende en aksialvirvler, et flertall av brenselinjeksjonsporter og en virvler oppstrøms fra nevnte brenselinjeksjonsporter, nevnte hovedblandervirvler omfattende minst én av en konisk hovedvirvler og en syklonvirvler.
Under tomgangmotoreffektoperasjon er pilotblanderen aerodynamisk isolert fra hovedblanderen og bare luft blir ført til hovedblanderen. Under operasjoner ved øket effekt blir brensel også ført til hovedblanderen og hovedblanderens koniske virvler letter radial og omkretsrettet brensel-luft blanding for å tilgjengeliggjøre en i hovedsak homogen brensel og luftfordeling for forbrenning. Mer spesifikt tvinger luftstrøm ut fra hovedblandervirvleren brensel som er injisert fra brenselinjeksjonsportene radialt utover inn i hovedblanderen for å blandes med luftstrømmen. Som et resultat blir brensel - luftblandingen homogent fordelt innenfor forbrenningskammeret hvilket letter full forbrenning innenfor forbrenningskammeret, for slik å redusere nitrøs oksidutslipp ved høyeffektoperasjon.
Oppfinnelsen skal i det følgende beskrives nærmere ved eksempler under henvisning til tegningene, hvor: Figur 1 er en skjematisk illustrasjon av en gassturbinmotor omfattende et forbrenningskammer, Figur 2 er et tverrsnittsriss av et forbrenningskammer som kan brukes med en gassturbinmotor vist på figur 1, Figur 3 er et forstørret riss av en del av forbrenningskammeret vist på figur 2 tatt langs området 3, - og Figur 4 er et tverrsnittsriss av en alternativ utførelse av et forbrenningskammer som kan brukes med gassturbinmotoren vist på figur 1. Figur 1 er en skjematisk illustrasjon av en gassturbinmotor 10 omfattende en lavtrykkskompressor 12, en høytrykkskompressor 14 og et forbrenningskammer 16. Motoren 10 omfatter også en høytrykksturbin 18 og en lavtrykksturbin 20.
I operasjon strømmer luften gjennom lavtrykkskompressoren 12, og komprimert luft blir levert fra lavtrykkskompressoren 12 til høytrykkskompressoren 14. Den høyt komprimerte luft blir levert til forbrenningskammeret 16. Luftstrøm (ikke vist på figur 1) fra forbrenningskammeret 16 driver turbinene 18 og 20.
Figur 2 er et tverrsnittsriss av forbrenningskammeret 16 brukt med en gassturbinmotor, 1 likhet med motoren 10 vist på figur 1, og figur 3 er et forstørret riss av forbrenningskammeret 16 tatt langs området 3.1 én utførelse er gassturbinmotoren en CFM motor tilgjengelig fra CFM International. I en annen utførelse er gassturbinmotoren en GE90 motor tilgjengelig fra General Electric Company, Cincinnati, Ohio.
Hvert forbrenningskammer 16 omfatter en forbrenningssone eller kammer 30 definert ved ringformede, radialt ytre og radialt indre foringer 32 og 34. Mer spesielt, den ytre foring 32 definerer en ytre grense for forbrenningskammeret 30, og den indre foring 34 definerer en indre grense for forbrenningskammeret 30. Foringene 32 og 34 er radialt innover fra en ringformet forbrenningshylse 36 som strekker seg perifert rundt foringene 32 og 34.
Forbrenningskammer 16 omfatter også en ringformet dom 40 montert oppstrøms fra de indre foringer 32 og 34. Domen 40 definerer en oppstrømsende av forbrenningskammeret og blanderenhetene 41 er atskilt perifert rundt domen 40 for å levere en blanding av brensel og luft til forbrenningskammeret 30.
Hver blanderenhet 41 omfatter en pilotblander 42 og en hovedblander 44. Pilotblanderen 42 omfatter et ringformet pilothus 46 som definerer et kammer 50. Kammeret 50 har en symmetriakse 52 og er generelt sylindrisk formet. En pilotbrenseldyse 54 strekker seg inn i kammeret 50 og er montert symmetrisk i forhold til symmetriaksen 52. Dysen 54 omfatter en brenselinjektor 58 for å dispensere dråper av brensel inn i pilotkammeret 50. I én utførelse leverer pilotbrenselinjektoren 58 brensel gjennom injeksjonsstrømmer (ikke vist). I en alternativ utførelse leverer brenselinjektoren 58 brensel gjennom injeksjonssimpleksstrøm (ikke vist).
Pilotblanderen 42 omfatter også et par konsentrisk monterte virvlere 60. Mer spesielt er virvlerne 60 aksiale virvlere og omfatter en indre pilotvirvler 62 og en ytre pilotvirvler 64. Indre pilotvirvler 62 er ringformet og perifert plassert rundt brenselpilotinjektoren 58. Hver virvler 62 og 64 omfatter et antall blad 66 og 68, plassert oppstrøms fra brenselpilotinjektoren 58. Bladene 66 og 68 er valgt til å frembringe ønskede antennelseskarakteristikker, dårlig stabilitet, lave utslipp av karbonmonoksid (CO) og hydrokarbon (HC) under lav motoreffektoperasjon.
En pilotdeler 70 er radialt mellom indre pilotvirvler 62 og ytre pilotvirvler 64, og strekker seg nedstrøms fra indre pilotvirvler 62 og ytre pilotvirvler 64. Mer spesielt er pilotdeleren 70 ringformet og strekker seg perifert rundt indre pilotvirvler 62 for å skille luftstrøm som beveger seg gjennom den indre virvler 62 fra den som strømmer gjennom den ytre virvler 64. Deleren 70 har en konvergerende-divergerende indre overflate 74 som gir en brenselfilmoverflate under lave motoreffektoperasjoner. Deleren 70 reduserer også aksiale hastigheter av luft som strømmer gjennom pilotblanderen 42 for å tillate resirkulering av varme gasser.
Pilot ytre virvler 64 er radialt utenfor pilot indre virvler 62, og radialt innenfor den indre overflate 78 av pilothuset 46. Mer spesielt, pilot ytre virvler 64 strekker seg perifert rundt pilot indre virvler 62 og er radialt mellom pilotdeleren 70 og pilothuset 46.1 én utførelse, vil pilot indre virvlerblad 66 virvle luft som strømmer gjennom den i samme retning som luft som strømmer gjennom pilot ytre virvlerblad 68. I en annen utførelse vil pilot indre virvlerblad 66 virvle luft som strømmer gjennom den i en første retning som er motsatt en annen retning som pilot ytre virvlerblad 68 virvler luft som strømmer gjennom den.
Hovedblanderen 44 omfatter et ringformet hovedhus 90 som definerer et ringformet hulrom 92. Hovedblanderen 44 er konsentrisk innrettet i forhold til pilotblanderen 42 og strekker seg perifert rundt pilotblanderen 42. En brenselmanifold 94 strekker seg mellom pilotblanderen 42 og hovedblanderen 44. Mer spesielt, brenselmanifold 94 omfatter et ringformet hus 96 som strekker seg perifert rundt pilotblanderen 42 og er mellom pilothuset 45 og hovedhuset 90.
Brenselmanifold 94 omfatter et antall injeksjonsporter 98 montert på en ytre overflate 100 av brenselmanifolden for å injisere luft radialt utover fra brenselmanifold 94 inn i hovedblanderhulrommet 92. Brenselinjeksjonsportene 98 letter perifer brenselluftblanding inne i hovedblanderen 44.
I én utførelse omfatter manifold 94 en første rekke av tjue perifert atskilte injeksjonsporter 98 og en annen rekke av tjue perifert atskilte injeksjonsporter 98.1 en annen utførelse omfatter manifold 94 et antall injeksjonsporter 98 som ikke er anordnet i perifert atskilte rekker. En lokalisering av injeksjonsporter 98 er valgt til å justere graden av brensel-lutfblanding for å oppnå lav nitrogenoksid (NOx) utslipp, og å sikre full forbrenning under variable motoroperasjonsforhold. Dessuten er injeksjonsportlokaliseringen også valgt til å forbedre redusering eller å hindre forbrenningsustabilitet.
Brenselmanifoldens ringformede hus 96 skiller pilotblanderen 42 og hovedblanderen 44. Følgelig er pilotblanderen 42 skjermet fra hovedblanderen 44 under pilotoperasjoner for å lette forbedringen av pilotytelsens stabilitet og effektivitet og samtidig redusere CO- og HC-utslipp. Videre er pilothuset 46 formet til å lette fullføring av en utbrenning av pilotbrennstoff injisert inn i forbrenningskammeret 16. Mer spesielt er en indre vegg 101 av pilothuset 46 en konvergerende-divergerende overflate som letter styring av diffusjon og blanding av pilotflamme inn i luftstrømmen som kommer ut av hovedblanderen 44. Følgelig, en avstand mellom pilotblanderen 42 og blanderen 44 er valgt til å frembringe forbedrede antenningskarakteristikker, forbrenningsstabilitet ved høye og lavere effektoperasjoner og utslipp generert ved lave effektoperasj onsforhold.
Hovedblanderen 44 omfatter også en første virvler 110 og en annen virvler 112, hver plassert oppstrøms fra brenselinjeksjonsportene 98. Første virvler 110 er en konisk virvler, og luftstrøm som strømmer gjennom dem blir tømt ut ved konisk virvlervinkel (ikke vist). Den koniske virvlervinkel er valgt til å gi luftstrømmen som kommer ut fra 5 den første virvler 110 en relativ lav radial, innadgående moment, hvilket letter forbedring av radial brensel-luftblanding av brensel injisert radialt utover fra injeksjonsporten 98. I en alternativ utførelse er den første virvler 110 delt i par av virvlerblad (ikke vist) som kan være samroterende eller kontraroterende.
Den annen virvler 112 er en aksial virvler som tømmer ut luft i en retning i hovedsak parallelt med senterblanderens symmetriakse 52 for å lette forbedring av hovedblanderens brensel-luftblanding. I én utførelse omfatter hovedblanderen 44 en første virvler 110, og omfatter ikke en annen virvler 112.
Et brenselleveringssystem 120 leverer brensel til forbrenningskammeret 16 og omfatter en pilotbrenselkrets 122 og en hovedbrenselkrets 124. Pilotbrenselkretsen 122 leverer brensel til pilotbrenselinjektoren 58, og hovedbrenselkretsen 124 leverer brensel til hovedblanderen 44 og omfatter et antall uavhengige brenseltrinn brukt til å styre nitrogenoksidutslipp generert i forbrenningskammeret 16.
I operasjon, mens gassturbinmotoren 10 blir startet og operert ved tomgangsoperasjonsforhold, blir brensel og luft levert til forbrenningskammeret 16. Under gassturbintomgangsoperasjonsforhold, bruker forbrenningskammeret 16 bare pilotblanderen 42 for operasjon. Pilotbrenselkretsen 122 injiserer brensel til forbrenningskammeret 16 gjennom pilotbrenselinjektoren 58, samtidig entrer luftstrømmen pilot-virvleren 60 og hovedblandervirvlerne 110 og 112. Pilotluftstrømmen strømmer i hovedsak parallelt med senterblanderens symmetriakse 52, og treffer pilotdeleren 70 som dirigerer pilotluftstrømmen i en virvlende bevegelse mot brensel som kommer ut av pilotbrenselinjektoren 58. Pilotluftstrømmen bryter ikke ned et strømmønster (ikke vist) av pilotbrenselinjektoren 58, men stabiliserer og atomiserer isteden brenselet luftstrøm tømt ut gjennom hovedblanderen 44 blir kanalisert inn i forbrenningskammeret 30.
Bruk av bare pilotbrenseltrinnet tillater forbrenningskammeret 16 å opprettholde laveffektsoperasjonseffektivitet og å styre og minimalisere utslipp som kommer ut av forbrenningskammeret 16. Fordi pilotluftstrømmen er atskilt fra hovedblander-luftstrømmen, blir pilotbrenselet fullstendig antent og brent, og resulterer i dårlig stabilitet og laveffektsutslipp av karbonmonoksid, hydrokarboner og nitrogenoksid.
Når gassturbinmotoren 10 blir akselerert fra tomgangsoperasjonsforhold til økt effektoperasjonsforhold, blir ytterligere brensel og luft dirigert inn i forbrenningskammeret 16. I tillegg til pilotbrenseltrinnet under økt effektoperasjonsforhold, blir hovedblanderen 44 tilført brensel med hovedbrenselkretsen 124 og injisert radialt utover med brenselinjeksjonsportene 98. Hovedblandervirvlene 110 og 112 letter radial og perifer brensel-luftblanding for å gi en i hovedsak jevn brensel- og luftfordeling for forbrenning. Mer spesielt, luftstrøm som kommer ut av hovedblanderens virvlere 110 og 112 tvinger luften til å strekke seg radialt utover for å trenge inn i hovedblanderhulrommet 92 for å lette brensel-luftblanding og å gjøre det mulig for hovedblanderen 44 å virke med en mager luft-brenselblanding. I tillegg gjør jevn fordeling av brenselluftblandingen det mulig å oppnå en fullstendig forbrenning for å redusere høyeffektsoperasjonsutslipp (NOx).
Figur 4 er et tverrsnittsriss av en alternativ utførelse av et forbrenningskammer 200 som kan brukes med gassturbinmotoren 10. Forbrenningskammeret 200 er i hovedsak likt forbrenningskammeret 16 vist på figurene 2 og 3, og komponenter i forbrenningskammer 200 som er like komponenter av forbrenningskammeret 16, er identifisert på figur 4 ved bruk av samme referansetall som brukt på figurene 2 og 3.
Mer spesielt, forbrenningskammeret omfatter pilotblander 42 og brenselmanifoldring-formet hus 96, men omfatter ikke hovedblander 44. Isteden omfatter forbrenningskammeret 200 en hovedblander 202 som er i hovedsak lik hovedblanderen 44 (vist på figurene 2 og 3).
Hovedblanderen 202 omfatter et ringformet hovedhus 204 som definerer et ringformet hulrom 206. Hovedblanderen 202 er konsentrisk innrettet i forhold til pilotblanderen 42, og strekker seg perifert rundt pilotblanderen 42. Brenselmanifold 94 strekker seg mellom pilotblanderen 42 og hovedblanderen 202.
Hovedblanderen 202 omfatter også en første virvler 210 og en annen virvler 112, hver plassert oppstrøms fra brenselinjeksjonsportene 98. Første virvler 210 er en syklonvirvler, og den annen virvler 112 er en aksial virvler som tømmer ut luft i en retning i hovedsak parallelt med senterblanderens symmetriakse 52 for å lette forbedring av hovedblanderens brensel-luftblanding. I en alternativ utførelse er den første virvler 210 delt i par av virvlende par (ikke vist) som kan være samroterende eller kontraroterende.
Det ovenfor beskrevne forbrenningskammer er kostnadseffektivt og meget pålitelig. Forbrenningskammeret omfatter en blanderenhet som omfatter en pilotblander og en hovedblander. Pilotblanderen brukes under laveffektsoperasjon, og hovedblanderen blir brukt under midlere og høyere effektoperasjoner. Under tomgangseffektoperasjonsforhold opererer forbrenningskammeret med lave utslipp, og har bare luft tilført hovedblanderen. Under økte effektoperasjonsforhold leverer forbrenningskammeret også brensel til hovedblanderen som omfatter en konisk virvler for å forbedre hovedblanderens brensel-luftblanding. Den koniske virvler letter jevn fordeling av brensel-luftblandingen for å forbedre forbrenning og senke en total flammetemperatur inne i forbrenningskammeret. Den lavere driftstemperatur og forbedrede forbrenning letter økt operasjonseffektivitet og redusert forbrennings-kammerutslipp ved høy effektoperasjoner. Som et resultat virker forbrenningskammeret med høy forbrenningseffektivitet og lave utslipp av karbonmonoksid, nitrogenoksid og røk.
Mens oppfinnelsen er beskrevet som uttrykk av forskjellige spesifikke utførelser, vil fagfolk i teknikken forstå at oppfinnelsen kan praktiseres med modifikasjoner innenfor omfanget av kravene.
Claims (9)
1. Fremgangsmåte for å operere en gassturbinmotor (10) for å lette reduksjonen av mengden utslipp fra et forbrenningskammer (16) som omfatter en blanderenhet (41) som omfatter en pilotblander (42) og en hovedblander (44), hvor pilotblanderen omfatter en pilotbrenseldyse (54) og flere aksiale virvlere (60), hvor hovedblanderen omfatter en hovedvirvler og flere brenselinjeksjonsporter (98),
fremgangsmåten omfatter trinnene å injisere brensel inn i forbrenningskammeret gjennom pilotblanderen, slik at brenselet tømmes ut nedstrøms fra pilot-blanderens aksiale virvlere, og
karakterisert vedå dirigere luftstrøm inn i forbrenningskammeret gjennom hovedblanderen slik at luftstrømmen blir virvlet med en aksial virvler (112) før virvling av luftstrømmen med minst én av en konisk virvler (110) og en syklonvirvler (210) før uttømming fra hovedblanderen.
2. Fremgangsmåte ifølge krav 1,karakterisert vedat trinnet å dirigere luftstrøm inn i forbrenningskammeret videre omfatter trinnet å injisere brensel radialt utover fra en ringformet brenselmanifold (94) plassert mellom hovedblanderen (44) og pilotblanderen (42).
3. Fremgangsmåte ifølge krav 1,karakterisert vedat minst én av hovedblanderens koniske virvler (110) og hovedblanderens syklonvirvler (210) omfatter et første sett av virvlerblad og et andre sett av virvlerblad, hvor trinnet å dirigere luftstrøm inn i forbrenningskammeret (16) videre omfatter trinnet å dirigere luftstrøm gjennom hovedblanderen (44) for å virvle et område av luftstrømmen med det første sett av virvlerblad og å virvle et område av luftstrømmen med det andre sett av virvlerblad.
4. Forbrenningskammer (16) for gassturbin (10) omfattende: en pilotblander (42) som omfatter en luftdeler (70), en pilotbrenseldyse (54) og flere aksiale luftvirvlere (60) oppstrøms fra pilotbrenseldysen, hvor luftdeleren er nedstrøms fra pilotbrenseldysen, luftvirvlerne radialt utover fra og konsentrisk montert i forhold til nevnte pilotbrenseldyse, ogkarakterisert veden hovedblander (44) radialt utover fra og konsentrisk innrettet i forhold til pilotblanderen, hvor hovedblanderen (44) omfatter en aksial virvler (112), flere brenselinjeksjonsporter (98) og en virvler omfattende minst én av en konisk luftvirvler (110) og en syklonluftvirvler (210), hvor hovedblandevirvleren er oppstrøms for hovedblanderens brenselinjeksjonsporter.
5. Forbrenningskammer (16) ifølge krav 4, viderekarakterisert ved: en ringformet brenselmanifold (94) mellom den nevnte pilotblander (42) og hovedblanderen (44), hvor den nevnte brenselmanifold omfatter en radial indre overflate og en radial ytre overflate (100), hvor hovedblanderens brenselinjeksjonsporter (98) er utformet til å injisere brensel radialt utover fra den nevnte brensel-manifolds radialt ytre overflate.
6. Forbenningskammer (16) ifølge krav 4 eller 5,karakterisert vedat hovedblanderens aksiale virvler (112) er oppstrøms fra minst én av den koniske luftvirvler (110) og syklonluftvirvleren (210).
7. Blanderenhet (41) for et forbrenningskammer (16) for gassturbinmotor, hvor blanderenheten er utformet til å styre utslipp fra forbrenningskammeret, og omfatter en pilotblander (42) og en hovedblander (44), hvor pilotblanderen omfatter en pilotbrenseldyse (54) og flere aksiale virvlere (60) oppstrøms og radialt utover fra pilotbrenseldysen, hovedblanderen erkarakterisert veden aksial virvler, flere brenselinjeksjonsporter (98) og en virvler oppstrøms fra brenselinjeksjonsportene, hvor hovedblandervirvleren omfatter minst én av en konisk hovedvirvler (110) og en syklonvirvler (210).
8. Blanderenhet (41) ifølge krav 7,karakterisert vedat den videre omfatter en ringformet brenselmanifold (94) mellom pilotblanderen (42) og den hovedblanderen (44), hvor hovedblanderens brenselinjeksjonsporter (98) er utformet til å injisere brensel radialt utover fra den nevnte ringformede brenselmanifold.
9. Blanderenhet (41) ifølge krav 8,karakterisert vedat den nevnte hovedblanderenhets (44) aksiale virvler (112) er oppstrøms fra minst én av en konisk hovedvirvler (110) og en syklonvirvler (210).
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US09/871,343 US6484489B1 (en) | 2001-05-31 | 2001-05-31 | Method and apparatus for mixing fuel to decrease combustor emissions |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| NO20022563D0 NO20022563D0 (no) | 2002-05-30 |
| NO20022563L NO20022563L (no) | 2002-12-02 |
| NO332838B1 true NO332838B1 (no) | 2013-01-21 |
Family
ID=25357242
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| NO20022563A NO332838B1 (no) | 2001-05-31 | 2002-05-30 | Fremgangsmate og innretning for a blande brennstoff for a begrense utslipp fra brenneren |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6484489B1 (no) |
| EP (1) | EP1262718B1 (no) |
| JP (1) | JP4162429B2 (no) |
| BR (1) | BR0201961B1 (no) |
| DE (1) | DE60237262D1 (no) |
| NO (1) | NO332838B1 (no) |
Families Citing this family (55)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20020162333A1 (en) * | 2001-05-02 | 2002-11-07 | Honeywell International, Inc., Law Dept. Ab2 | Partial premix dual circuit fuel injector |
| US6865889B2 (en) | 2002-02-01 | 2005-03-15 | General Electric Company | Method and apparatus to decrease combustor emissions |
| US6898938B2 (en) * | 2003-04-24 | 2005-05-31 | General Electric Company | Differential pressure induced purging fuel injector with asymmetric cyclone |
| US7062920B2 (en) * | 2003-08-11 | 2006-06-20 | General Electric Company | Combustor dome assembly of a gas turbine engine having a free floating swirler |
| US7121095B2 (en) * | 2003-08-11 | 2006-10-17 | General Electric Company | Combustor dome assembly of a gas turbine engine having improved deflector plates |
| US6976363B2 (en) * | 2003-08-11 | 2005-12-20 | General Electric Company | Combustor dome assembly of a gas turbine engine having a contoured swirler |
| US7104464B2 (en) * | 2003-12-25 | 2006-09-12 | Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha | Fuel supply method and fuel supply system |
| US8348180B2 (en) * | 2004-06-09 | 2013-01-08 | Delavan Inc | Conical swirler for fuel injectors and combustor domes and methods of manufacturing the same |
| US7415826B2 (en) * | 2005-07-25 | 2008-08-26 | General Electric Company | Free floating mixer assembly for combustor of a gas turbine engine |
| US7581396B2 (en) * | 2005-07-25 | 2009-09-01 | General Electric Company | Mixer assembly for combustor of a gas turbine engine having a plurality of counter-rotating swirlers |
| US20070028618A1 (en) * | 2005-07-25 | 2007-02-08 | General Electric Company | Mixer assembly for combustor of a gas turbine engine having a main mixer with improved fuel penetration |
| US20070028595A1 (en) * | 2005-07-25 | 2007-02-08 | Mongia Hukam C | High pressure gas turbine engine having reduced emissions |
| US7464553B2 (en) * | 2005-07-25 | 2008-12-16 | General Electric Company | Air-assisted fuel injector for mixer assembly of a gas turbine engine combustor |
| US7565803B2 (en) * | 2005-07-25 | 2009-07-28 | General Electric Company | Swirler arrangement for mixer assembly of a gas turbine engine combustor having shaped passages |
| US7878000B2 (en) * | 2005-12-20 | 2011-02-01 | General Electric Company | Pilot fuel injector for mixer assembly of a high pressure gas turbine engine |
| US7762073B2 (en) * | 2006-03-01 | 2010-07-27 | General Electric Company | Pilot mixer for mixer assembly of a gas turbine engine combustor having a primary fuel injector and a plurality of secondary fuel injection ports |
| US8001761B2 (en) * | 2006-05-23 | 2011-08-23 | General Electric Company | Method and apparatus for actively controlling fuel flow to a mixer assembly of a gas turbine engine combustor |
| US20100251719A1 (en) | 2006-12-29 | 2010-10-07 | Alfred Albert Mancini | Centerbody for mixer assembly of a gas turbine engine combustor |
| DE102007034737A1 (de) | 2007-07-23 | 2009-01-29 | General Electric Co. | Verfahren und Vorrichtung zur aktiven Steuerung des Brennstoffzustroms zu einer Mischeinheit einer Gasturbinenbrennkammer |
| DE102007038220A1 (de) | 2007-08-13 | 2009-02-19 | General Electric Co. | Pilotmischer für eine Mischeinrichtung einer Gasturbinentriebwerksbrennkammer mit einer primären Brennstoffeinspritzeinrichtung und mehreren sekundären Brennstoffeinspritzanschlüssen |
| DE102007050276A1 (de) * | 2007-10-18 | 2009-04-23 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Magervormischbrenner für ein Gasturbinentriebwerk |
| US7926744B2 (en) * | 2008-02-21 | 2011-04-19 | Delavan Inc | Radially outward flowing air-blast fuel injector for gas turbine engine |
| US8061142B2 (en) | 2008-04-11 | 2011-11-22 | General Electric Company | Mixer for a combustor |
| US8225610B2 (en) * | 2008-12-08 | 2012-07-24 | General Electric Company | Fuel delivery system and method of assembling the same |
| US20100263382A1 (en) | 2009-04-16 | 2010-10-21 | Alfred Albert Mancini | Dual orifice pilot fuel injector |
| US9354618B2 (en) | 2009-05-08 | 2016-05-31 | Gas Turbine Efficiency Sweden Ab | Automated tuning of multiple fuel gas turbine combustion systems |
| US8437941B2 (en) | 2009-05-08 | 2013-05-07 | Gas Turbine Efficiency Sweden Ab | Automated tuning of 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 |
| US8365532B2 (en) * | 2009-09-30 | 2013-02-05 | General Electric Company | Apparatus and method for a gas turbine nozzle |
| US9027350B2 (en) * | 2009-12-30 | 2015-05-12 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine having dome panel assembly with bifurcated swirler flow |
| US20110162375A1 (en) * | 2010-01-05 | 2011-07-07 | General Electric Company | Secondary Combustion Fuel Supply Systems |
| US8726668B2 (en) | 2010-12-17 | 2014-05-20 | General Electric Company | Fuel atomization dual orifice fuel nozzle |
| US20120151928A1 (en) | 2010-12-17 | 2012-06-21 | Nayan Vinodbhai Patel | Cooling flowpath dirt deflector in fuel nozzle |
| US9920932B2 (en) | 2011-01-26 | 2018-03-20 | United Technologies Corporation | Mixer assembly for a gas turbine engine |
| US8312724B2 (en) | 2011-01-26 | 2012-11-20 | United Technologies Corporation | Mixer assembly for a gas turbine engine having a pilot mixer with a corner flame stabilizing recirculation zone |
| US8973368B2 (en) | 2011-01-26 | 2015-03-10 | United Technologies Corporation | Mixer assembly for a gas turbine engine |
| US8893500B2 (en) | 2011-05-18 | 2014-11-25 | Solar Turbines Inc. | Lean direct fuel injector |
| US8919132B2 (en) | 2011-05-18 | 2014-12-30 | Solar Turbines Inc. | Method of operating a gas turbine engine |
| JP5044034B2 (ja) * | 2011-07-26 | 2012-10-10 | 川崎重工業株式会社 | ガスタービンエンジンの燃料噴霧装置 |
| US11015808B2 (en) | 2011-12-13 | 2021-05-25 | General Electric Company | Aerodynamically enhanced premixer with purge slots for reduced emissions |
| US9182124B2 (en) | 2011-12-15 | 2015-11-10 | Solar Turbines Incorporated | Gas turbine and fuel injector for the same |
| US20130232978A1 (en) * | 2012-03-12 | 2013-09-12 | Zhongtao Dai | Fuel air premixer for gas turbine engine |
| JP5924618B2 (ja) * | 2012-06-07 | 2016-05-25 | 川崎重工業株式会社 | 燃料噴射装置 |
| CN103423768B (zh) * | 2013-08-09 | 2015-07-29 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种双燃料燃烧室喷嘴自身引气清吹系统 |
| BR112016011777A2 (pt) | 2013-11-27 | 2017-08-08 | Gen Electric | Aparelhos de bocal de combustível |
| US10451282B2 (en) | 2013-12-23 | 2019-10-22 | General Electric Company | Fuel nozzle structure for air assist injection |
| JP6695801B2 (ja) | 2013-12-23 | 2020-05-20 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 可撓性支持構造体を備えた燃料ノズル |
| JP6567537B2 (ja) | 2014-02-13 | 2019-08-28 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | コーキング防止塗膜、その処理、及びそれを備えた炭化水素流体通路 |
| US20150285502A1 (en) * | 2014-04-08 | 2015-10-08 | General Electric Company | Fuel nozzle shroud and method of manufacturing the shroud |
| US10502425B2 (en) * | 2016-06-03 | 2019-12-10 | General Electric Company | Contoured shroud swirling pre-mix fuel injector assembly |
| US10738704B2 (en) | 2016-10-03 | 2020-08-11 | Raytheon Technologies Corporation | Pilot/main fuel shifting in an axial staged combustor for a gas turbine engine |
| US11480338B2 (en) | 2017-08-23 | 2022-10-25 | General Electric Company | Combustor system for high fuel/air ratio and reduced combustion dynamics |
| US11561008B2 (en) | 2017-08-23 | 2023-01-24 | General Electric Company | Fuel nozzle assembly for high fuel/air ratio and reduced combustion dynamics |
| US10557630B1 (en) | 2019-01-15 | 2020-02-11 | Delavan Inc. | Stackable air swirlers |
Family Cites Families (38)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2551276A (en) | 1949-01-22 | 1951-05-01 | Gen Electric | Dual vortex liquid spray nozzle |
| US2968925A (en) | 1959-11-25 | 1961-01-24 | William E Blevans | Fuel nozzle head for anti-coking |
| US3302399A (en) | 1964-11-13 | 1967-02-07 | Westinghouse Electric Corp | Hollow conical fuel spray nozzle for pressurized combustion apparatus |
| US3474970A (en) | 1967-03-15 | 1969-10-28 | Parker Hannifin Corp | Air assist nozzle |
| US3630024A (en) | 1970-02-02 | 1971-12-28 | Gen Electric | Air swirler for gas turbine combustor |
| US3638865A (en) | 1970-08-31 | 1972-02-01 | Gen Electric | Fuel spray nozzle |
| US3899884A (en) | 1970-12-02 | 1975-08-19 | Gen Electric | Combustor systems |
| US3853273A (en) | 1973-10-01 | 1974-12-10 | Gen Electric | Axial swirler central injection carburetor |
| US3980233A (en) | 1974-10-07 | 1976-09-14 | Parker-Hannifin Corporation | Air-atomizing fuel nozzle |
| US4198815A (en) | 1975-12-24 | 1980-04-22 | General Electric Company | Central injection fuel carburetor |
| US4105163A (en) | 1976-10-27 | 1978-08-08 | General Electric Company | Fuel nozzle for gas turbines |
| US4216652A (en) * | 1978-06-08 | 1980-08-12 | General Motors Corporation | Integrated, replaceable combustor swirler and fuel injector |
| US4567857A (en) | 1980-02-26 | 1986-02-04 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Combustion engine system |
| US4418543A (en) | 1980-12-02 | 1983-12-06 | United Technologies Corporation | Fuel nozzle for gas turbine engine |
| US4845940A (en) | 1981-02-27 | 1989-07-11 | Westinghouse Electric Corp. | Low NOx rich-lean combustor especially useful in gas turbines |
| US4584834A (en) | 1982-07-06 | 1986-04-29 | General Electric Company | Gas turbine engine carburetor |
| US5020329A (en) | 1984-12-20 | 1991-06-04 | General Electric Company | Fuel delivery system |
| GB2175993B (en) | 1985-06-07 | 1988-12-21 | Rolls Royce | Improvements in or relating to dual fuel injectors |
| CA1306873C (en) | 1987-04-27 | 1992-09-01 | Jack R. Taylor | Low coke fuel injector for a gas turbine engine |
| JP2518986Y2 (ja) * | 1989-01-20 | 1996-12-04 | 川崎重工業株式会社 | ガスタービンの燃焼器 |
| US5097666A (en) | 1989-12-11 | 1992-03-24 | Sundstrand Corporation | Combustor fuel injection system |
| US5323604A (en) | 1992-11-16 | 1994-06-28 | General Electric Company | Triple annular combustor for gas turbine engine |
| US5435884A (en) | 1993-09-30 | 1995-07-25 | Parker-Hannifin Corporation | Spray nozzle and method of manufacturing same |
| GB9326367D0 (en) | 1993-12-23 | 1994-02-23 | Rolls Royce Plc | Fuel injection apparatus |
| US5444982A (en) | 1994-01-12 | 1995-08-29 | General Electric Company | Cyclonic prechamber with a centerbody |
| DE69506308T2 (de) | 1994-04-20 | 1999-08-26 | Rolls Royce Plc | Brennstoffeinspritzdüse für Gasturbinentriebwerke |
| US5584178A (en) | 1994-06-14 | 1996-12-17 | Southwest Research Institute | Exhaust gas combustor |
| US5613363A (en) | 1994-09-26 | 1997-03-25 | General Electric Company | Air fuel mixer for gas turbine combustor |
| US5590529A (en) | 1994-09-26 | 1997-01-07 | General Electric Company | Air fuel mixer for gas turbine combustor |
| JPH08261464A (ja) * | 1995-03-20 | 1996-10-11 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 乱流混合燃料噴射弁 |
| US5822992A (en) | 1995-10-19 | 1998-10-20 | General Electric Company | Low emissions combustor premixer |
| US6047550A (en) | 1996-05-02 | 2000-04-11 | General Electric Co. | Premixing dry low NOx emissions combustor with lean direct injection of gas fuel |
| AU7357298A (en) | 1997-03-26 | 1998-10-20 | San Diego State University Foundation | Fuel/air mixing device for jet engines |
| DE59801583D1 (de) * | 1997-07-17 | 2001-10-31 | Siemens Ag | Brenneranordnung für eine feuerungsanlage, insbesondere eine gasturbinenbrennkammer |
| US6141967A (en) | 1998-01-09 | 2000-11-07 | General Electric Company | Air fuel mixer for gas turbine combustor |
| US6195607B1 (en) | 1999-07-06 | 2001-02-27 | General Electric Company | Method and apparatus for optimizing NOx emissions in a gas turbine |
| US6381964B1 (en) * | 2000-09-29 | 2002-05-07 | General Electric Company | Multiple annular combustion chamber swirler having atomizing pilot |
| US6363726B1 (en) * | 2000-09-29 | 2002-04-02 | General Electric Company | Mixer having multiple swirlers |
-
2001
- 2001-05-31 US US09/871,343 patent/US6484489B1/en not_active Expired - Lifetime
-
2002
- 2002-05-20 EP EP02253541A patent/EP1262718B1/en not_active Expired - Fee Related
- 2002-05-20 DE DE60237262T patent/DE60237262D1/de not_active Expired - Lifetime
- 2002-05-27 BR BRPI0201961-2A patent/BR0201961B1/pt not_active IP Right Cessation
- 2002-05-30 JP JP2002156535A patent/JP4162429B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2002-05-30 NO NO20022563A patent/NO332838B1/no not_active IP Right Cessation
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP4162429B2 (ja) | 2008-10-08 |
| EP1262718B1 (en) | 2010-08-11 |
| BR0201961A (pt) | 2003-04-22 |
| DE60237262D1 (de) | 2010-09-23 |
| NO20022563L (no) | 2002-12-02 |
| NO20022563D0 (no) | 2002-05-30 |
| BR0201961B1 (pt) | 2011-11-16 |
| JP2003004231A (ja) | 2003-01-08 |
| US6484489B1 (en) | 2002-11-26 |
| US20020178732A1 (en) | 2002-12-05 |
| EP1262718A3 (en) | 2005-09-07 |
| EP1262718A2 (en) | 2002-12-04 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| NO332838B1 (no) | Fremgangsmate og innretning for a blande brennstoff for a begrense utslipp fra brenneren | |
| US6418726B1 (en) | Method and apparatus for controlling combustor emissions | |
| US6865889B2 (en) | Method and apparatus to decrease combustor emissions | |
| US6354072B1 (en) | Methods and apparatus for decreasing combustor emissions | |
| EP1201996B1 (en) | Method and apparatus for decreasing combustor emissions | |
| EP1167881B1 (en) | Methods and apparatus for decreasing combustor emissions with swirl stabilized mixer | |
| US6363726B1 (en) | Mixer having multiple swirlers | |
| US6550251B1 (en) | Venturiless swirl cup | |
| US4271674A (en) | Premix combustor assembly | |
| EP1193448B1 (en) | Multiple annular combustion chamber swirler having atomizing pilot | |
| US7059135B2 (en) | Method to decrease combustor emissions | |
| JP4086767B2 (ja) | 燃焼器のエミッションを低減する方法及び装置 | |
| IL142606A (en) | Methods and apparatus for decreasing combustor emissions with swirl stabilized mixer |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM1K | Lapsed by not paying the annual fees |