RU2010105138A - COMBUSTION CAMERA FOR A GAS TURBINE (OPTIONS) AND METHOD FOR OPERATING A GAS TURBINE - Google Patents

COMBUSTION CAMERA FOR A GAS TURBINE (OPTIONS) AND METHOD FOR OPERATING A GAS TURBINE Download PDF

Info

Publication number
RU2010105138A
RU2010105138A RU2010105138/06A RU2010105138A RU2010105138A RU 2010105138 A RU2010105138 A RU 2010105138A RU 2010105138/06 A RU2010105138/06 A RU 2010105138/06A RU 2010105138 A RU2010105138 A RU 2010105138A RU 2010105138 A RU2010105138 A RU 2010105138A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion chamber
nozzles
air
group
specified
Prior art date
Application number
RU2010105138/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2534189C2 (en
Inventor
Стэнли УАЙДЕНЕР (US)
Стэнли УАЙДЕНЕР
Марк ХАДЛИ (US)
Марк ХАДЛИ
Джеффри МАЙЕРС (US)
Джеффри МАЙЕРС
Валерий Александрович Митрофанов (RU)
Валерий Александрович МИТРОФАНОВ
Сергей Анатольевич Мешков (RU)
Сергей Анатольевич МЕШКОВ
Алмаз ВАЛЕЕВ (RU)
Алмаз ВАЛЕЕВ
Original Assignee
Дженерал Электрик Компани (US)
Дженерал Электрик Компани
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 Дженерал Электрик Компани (US), Дженерал Электрик Компани filed Critical Дженерал Электрик Компани (US)
Priority to RU2010105138/06A priority Critical patent/RU2534189C2/en
Priority to DE102011000589A priority patent/DE102011000589A1/en
Priority to US13/025,307 priority patent/US20110197591A1/en
Priority to CH00257/11A priority patent/CH702737B1/en
Priority to JP2011029253A priority patent/JP5775319B2/en
Priority to CN201110043127.8A priority patent/CN102192508B/en
Publication of RU2010105138A publication Critical patent/RU2010105138A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2534189C2 publication Critical patent/RU2534189C2/en

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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/46—Combustion chambers comprising an annular arrangement of several essentially tubular flame tubes within a common annular casing or within individual casings
    • 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

Landscapes

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

Abstract

1. Камера сгорания для газовой турбины, содержащая: ! группу радиально внешних сопел, которые расположены, по существу, по кольцевой схеме и выпускной конец каждого из которых расположен с возможностью подачи топлива и/или воздуха в первую камеру сгорания, ! по меньшей мере центральное сопло, выпускной конец которого расположен в осевом направлении перед выпускными концами указанных радиально внешних сопел и выполнен и размещен с возможностью подачи топлива и воздуха во вторую камеру сгорания, расположенную в осевом направлении перед указанной первой камерой сгорания, причем вторая камера сгорания открыта в первую камеру сгорания и имеет длину, достаточную для поддержания факела пламени центрального сопла ограниченным указанной второй камерой сгорания. ! 2. Камера сгорания по п.1, в которой выпускные концы указанных радиально внешних сопел удерживаются в кольцевой пластине, при этом указанная вторая камера сгорания ограничена трубчатым элементом, проходящим от указанной кольцевой пластины в направлении вверх по течению. ! 3. Камера сгорания по п.1, в которой имеются средства для подачи либо только воздуха, либо воздуха и топлива к указанной группе радиально внешних сопел. ! 4. Камера сгорания по п.3, в которой имеются средства для подачи топлива и воздуха к указанному центральному соплу. ! 5. Камера сгорания по п.1, в которой кроме выпускного конца центрального сопла выпускной конец по меньшей мере одного сопла из указанной группы радиально внешних сопел расположен перед выпускными концами остальных радиально внешних сопел. ! 6. Камера сгорания по п.5, в которой указанное по меньшей мере одно сопло из указанной � 1. A combustion chamber for a gas turbine containing:! a group of radially outer nozzles, which are arranged in a substantially annular pattern and the outlet end of each of which is arranged to supply fuel and / or air to the first combustion chamber,! at least a central nozzle, the outlet end of which is located axially in front of the outlet ends of said radially outer nozzles and is configured and arranged with the possibility of supplying fuel and air to a second combustion chamber located axially in front of said first combustion chamber, the second combustion chamber being open into the first combustion chamber and has a length sufficient to support the central nozzle flame plume bounded by said second combustion chamber. ! 2. A combustion chamber according to claim 1, wherein the outlet ends of said radially outer nozzles are retained in an annular plate, said second combustion chamber being defined by a tubular member extending from said annular plate in an upstream direction. ! 3. The combustion chamber of claim 1, wherein means are provided for supplying either air only or air and fuel to said group of radially outer nozzles. ! 4. The combustion chamber of claim 3, wherein means are provided for supplying fuel and air to said central nozzle. ! 5. A combustion chamber according to claim 1, wherein in addition to the outlet end of the central nozzle, the outlet end of at least one nozzle from said group of radially outer nozzles is located in front of the outlet ends of the remaining radially outer nozzles. ! 6. A combustion chamber according to claim 5, wherein said at least one nozzle from said �

Claims (19)

1. Камера сгорания для газовой турбины, содержащая:1. A combustion chamber for a gas turbine, comprising: группу радиально внешних сопел, которые расположены, по существу, по кольцевой схеме и выпускной конец каждого из которых расположен с возможностью подачи топлива и/или воздуха в первую камеру сгорания,a group of radially external nozzles, which are located essentially in a circular pattern and the outlet end of each of which is arranged to supply fuel and / or air to the first combustion chamber, по меньшей мере центральное сопло, выпускной конец которого расположен в осевом направлении перед выпускными концами указанных радиально внешних сопел и выполнен и размещен с возможностью подачи топлива и воздуха во вторую камеру сгорания, расположенную в осевом направлении перед указанной первой камерой сгорания, причем вторая камера сгорания открыта в первую камеру сгорания и имеет длину, достаточную для поддержания факела пламени центрального сопла ограниченным указанной второй камерой сгорания.at least a central nozzle, the outlet end of which is located axially in front of the outlet ends of said radially external nozzles and is configured and arranged to supply fuel and air to a second combustion chamber located axially in front of said first combustion chamber, the second combustion chamber being open into the first combustion chamber and has a length sufficient to maintain the flame of the central nozzle bounded by the specified second combustion chamber. 2. Камера сгорания по п.1, в которой выпускные концы указанных радиально внешних сопел удерживаются в кольцевой пластине, при этом указанная вторая камера сгорания ограничена трубчатым элементом, проходящим от указанной кольцевой пластины в направлении вверх по течению.2. The combustion chamber according to claim 1, in which the exhaust ends of said radially external nozzles are held in an annular plate, wherein said second combustion chamber is bounded by a tubular element extending from said annular plate in an upstream direction. 3. Камера сгорания по п.1, в которой имеются средства для подачи либо только воздуха, либо воздуха и топлива к указанной группе радиально внешних сопел.3. The combustion chamber according to claim 1, in which there are means for supplying either only air or air and fuel to the specified group of radially external nozzles. 4. Камера сгорания по п.3, в которой имеются средства для подачи топлива и воздуха к указанному центральному соплу.4. The combustion chamber according to claim 3, in which there are means for supplying fuel and air to the specified Central nozzle. 5. Камера сгорания по п.1, в которой кроме выпускного конца центрального сопла выпускной конец по меньшей мере одного сопла из указанной группы радиально внешних сопел расположен перед выпускными концами остальных радиально внешних сопел.5. The combustion chamber according to claim 1, in which, in addition to the outlet end of the central nozzle, the outlet end of at least one nozzle from the specified group of radially external nozzles is located in front of the outlet ends of the remaining radially external nozzles. 6. Камера сгорания по п.5, в которой указанное по меньшей мере одно сопло из указанной группы радиально внешних сопел выполнено и расположено с возможностью подачи топлива и воздуха в указанную вторую камеру сгорания.6. The combustion chamber according to claim 5, in which said at least one nozzle from said group of radially external nozzles is made and arranged to supply fuel and air to said second combustion chamber. 7. Камера сгорания для газовой турбины, содержащая:7. A combustion chamber for a gas turbine, comprising: группу сопел, которые расположены, по существу, по кольцевой схеме и выпускной конец каждого из которых расположен с возможностью подачи топлива и/или воздуха в первую камеру сгорания,a group of nozzles that are arranged essentially in a ring pattern and the outlet end of each of which is arranged to supply fuel and / or air to the first combustion chamber, центральное сопло, при этом выпускной конец центрального сопла и выпускной конец по меньшей мере одного сопла из указанной группы сопел расположены в осевом направлении перед выпускными концами остальных сопел указанной группы и выполнены и размещены с возможностью подачи топлива и воздуха во вторую камеру сгорания, расположенную в осевом направлении перед указанной первой камерой сгорания, причем вторая камера сгорания открыта в указанную первую камеру сгорания и имеет длину, достаточную для поддержания факела пламени центрального сопла и факела пламени указанного по меньшей мере одного сопла из указанной группы сопел, ограниченными второй камерой сгорания.a central nozzle, wherein the outlet end of the central nozzle and the outlet end of at least one nozzle from the specified group of nozzles are located in the axial direction in front of the outlet ends of the remaining nozzles of the specified group and are arranged and arranged to supply fuel and air to the second combustion chamber located in the axial a direction in front of said first combustion chamber, the second combustion chamber being open to said first combustion chamber and having a length sufficient to maintain a central flame cost sharing of the torch flame and said at least one nozzle of said nozzle group, the second combustion chamber limited. 8. Камера сгорания по п.7, в которой выпускные концы указанных радиально внешних сопел, за исключением выпускного конца указанного по меньшей мере одного сопла из указанной группы сопел, удерживаются в кольцевой пластине, при этом указанная вторая камера сгорания ограничена трубчатым элементом, проходящим от указанной кольцевой пластины в направлении вверх по течению.8. The combustion chamber according to claim 7, in which the outlet ends of said radially external nozzles, with the exception of the outlet end of said at least one nozzle from said group of nozzles, are held in an annular plate, wherein said second combustion chamber is bounded by a tubular element extending from said annular plate in an upstream direction. 9. Камера сгорания по п.7, в которой имеются средства для подачи либо одного только воздуха, либо воздуха и топлива к указанной группе радиально внешних сопел.9. The combustion chamber according to claim 7, in which there are means for supplying either air alone or air and fuel to the indicated group of radially external nozzles. 10. Камера сгорания по п.9, в которой имеются средства для подачи топлива и воздуха к центральному соплу.10. The combustion chamber according to claim 9, in which there are means for supplying fuel and air to the Central nozzle. 11. Способ эксплуатации газовой турбины, имеющей по меньшей мере одну камеру сгорания, снабжаемую топливом и/или воздухом через несколько сопел, включающих внешнюю группу сопел, окружающих центральное сопло, включающий:11. A method of operating a gas turbine having at least one combustion chamber, supplied with fuel and / or air through several nozzles, including an external group of nozzles surrounding the Central nozzle, including: a. при отсутствии нагрузки или низкой нагрузке, подачу топлива и воздуха к указанному центральному соплу и только воздуха к указанной внешней группе сопел с обеспечением в то же время изолирования факела пламени, создаваемого указанным центральным соплом, от воздуха, текущего через указанную внешнюю группу сопел, иa. in the absence of load or low load, the supply of fuel and air to the specified Central nozzle and only air to the specified external group of nozzles while ensuring the isolation of the flame created by the specified Central nozzle from air flowing through the specified external group of nozzles, and b. при более высокой нагрузке, подачу топливовоздушной смеси как через указанную внешнюю группу сопел, так и через центральное сопло с обеспечением поддержания факелов пламени, создаваемых указанной внешней группой сопел, в первой камере сгорания, а факела пламени, создаваемого центральным соплом, во второй камере сгорания, расположенной перед указанной первой камерой сгорания.b. at a higher load, the supply of the air-fuel mixture both through the specified external group of nozzles and through the central nozzle, while ensuring the maintenance of the flame torches created by the specified external group of nozzles in the first combustion chamber, and the flame torch created by the central nozzle in the second combustion chamber, located in front of the specified first combustion chamber. 12. Способ по п.11, в котором дополнительно:12. The method according to claim 11, in which additionally: с. гасят факел пламени, создаваемый центральным соплом, иfrom. extinguish the flame created by the central nozzle, and d. повторно зажигают новый факел пламени, создаваемый указанным центральным соплом, причем указанный новый факел удерживают в первой камере сгорания.d. re-ignite a new flame created by said central nozzle, said new flame being held in the first combustion chamber. 13. Способ по п.11, в котором указанная первая камера сгорания имеет длину, достаточную для сжигания СО при низких уровнях нагрузки или при отсутствии нагрузки.13. The method according to claim 11, wherein said first combustion chamber has a length sufficient to burn CO at low load levels or in the absence of a load. 14. Способ по п.11, в котором охлаждают трубчатый элемент, ограничивающий вторую камеру сгорания.14. The method according to claim 11, in which the cooling of the tubular element bounding the second combustion chamber. 15. Способ по п.14, в котором указанный трубчатый элемент охлаждают принудительным охлаждением, или с использованием теплозащитного покрытия, или с использованием турбулизаторов, или любой комбинацией этих методов.15. The method according to 14, in which the specified tubular element is cooled by forced cooling, or using a heat-protective coating, or using turbulators, or any combination of these methods. 16. Способ по п.11, в котором этап (а) выполняют в отношении по меньшей мере одного дополнительного сопла в указанной внешней группе сопел.16. The method according to claim 11, in which step (a) is performed in relation to at least one additional nozzle in the specified outer group of nozzles. 17. Способ по п.11, в котором этап (а) выполняют при условиях полной скорости и отсутствия нагрузки.17. The method according to claim 11, in which step (a) is performed under conditions of full speed and no load. 18. Способ по п.11, в котором этап (b) выполняют при условиях полной скорости и отсутствия нагрузки.18. The method according to claim 11, in which step (b) is performed under conditions of full speed and no load. 19. Способ по п.17, в котором этап (b) выполняют при условиях полной скорости и отсутствия нагрузки. 19. The method according to 17, in which step (b) is performed under conditions of full speed and no load.
RU2010105138/06A 2010-02-16 2010-02-16 Gas turbine combustion chamber (versions) and method of its operation RU2534189C2 (en)

Priority Applications (6)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010105138/06A RU2534189C2 (en) 2010-02-16 2010-02-16 Gas turbine combustion chamber (versions) and method of its operation
DE102011000589A DE102011000589A1 (en) 2010-02-16 2011-02-09 Axially stepped premixing combustion chamber
US13/025,307 US20110197591A1 (en) 2010-02-16 2011-02-11 Axially staged premixed combustion chamber
CH00257/11A CH702737B1 (en) 2010-02-16 2011-02-14 Combustion chamber with two combustion chambers.
JP2011029253A JP5775319B2 (en) 2010-02-16 2011-02-15 Axial multistage premixed combustion chamber
CN201110043127.8A CN102192508B (en) 2010-02-16 2011-02-16 The premixed combustor of classification vertically

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010105138/06A RU2534189C2 (en) 2010-02-16 2010-02-16 Gas turbine combustion chamber (versions) and method of its operation

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010105138A true RU2010105138A (en) 2011-08-27
RU2534189C2 RU2534189C2 (en) 2014-11-27

Family

ID=44317404

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010105138/06A RU2534189C2 (en) 2010-02-16 2010-02-16 Gas turbine combustion chamber (versions) and method of its operation

Country Status (6)

Country Link
US (1) US20110197591A1 (en)
JP (1) JP5775319B2 (en)
CN (1) CN102192508B (en)
CH (1) CH702737B1 (en)
DE (1) DE102011000589A1 (en)
RU (1) RU2534189C2 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2614894C2 (en) * 2012-01-20 2017-03-30 Дженерал Электрик Компани Manufacturing method of fuel injection nozzle unit, manufacturing method of fuel injection nozzle ring and fuel injection nozzle ring

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8161750B2 (en) * 2009-01-16 2012-04-24 General Electric Company Fuel nozzle for a turbomachine
US20130081397A1 (en) * 2011-10-04 2013-04-04 Brandon Taylor Overby Forward casing with a circumferential sloped surface and a combustor assembly including same
AU2013219140B2 (en) * 2012-08-24 2015-10-08 Ansaldo Energia Switzerland AG Method for mixing a dilution air in a sequential combustion system of a gas turbine
US9528444B2 (en) 2013-03-12 2016-12-27 General Electric Company System having multi-tube fuel nozzle with floating arrangement of mixing tubes
US9651259B2 (en) 2013-03-12 2017-05-16 General Electric Company Multi-injector micromixing system
US9650959B2 (en) 2013-03-12 2017-05-16 General Electric Company Fuel-air mixing system with mixing chambers of various lengths for gas turbine system
US9534787B2 (en) 2013-03-12 2017-01-03 General Electric Company Micromixing cap assembly
US9765973B2 (en) 2013-03-12 2017-09-19 General Electric Company System and method for tube level air flow conditioning
US9759425B2 (en) * 2013-03-12 2017-09-12 General Electric Company System and method having multi-tube fuel nozzle with multiple fuel injectors
US9671112B2 (en) 2013-03-12 2017-06-06 General Electric Company Air diffuser for a head end of a combustor
EP2796789B1 (en) 2013-04-26 2017-03-01 General Electric Technology GmbH Can combustor for a can-annular combustor arrangement in a gas turbine
WO2019012559A1 (en) * 2017-07-12 2019-01-17 Bharat Forge Limited An additive manufacturing process for combustion chamber

Family Cites Families (51)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3788065A (en) * 1970-10-26 1974-01-29 United Aircraft Corp Annular combustion chamber for dissimilar fluids in swirling flow relationship
FR2221621B1 (en) * 1973-03-13 1976-09-10 Snecma
US3919840A (en) * 1973-04-18 1975-11-18 United Technologies Corp Combustion chamber for dissimilar fluids in swirling flow relationship
US3872664A (en) * 1973-10-15 1975-03-25 United Aircraft Corp Swirl combustor with vortex burning and mixing
US4058977A (en) * 1974-12-18 1977-11-22 United Technologies Corporation Low emission combustion chamber
US4052844A (en) * 1975-06-02 1977-10-11 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation Gas turbine combustion chambers
US4112676A (en) * 1977-04-05 1978-09-12 Westinghouse Electric Corp. Hybrid combustor with staged injection of pre-mixed fuel
JPS5414028A (en) * 1977-07-01 1979-02-01 Chugai Ro Kogyo Kaisha Ltd Low nox burner
US4257763A (en) * 1978-06-19 1981-03-24 John Zink Company Low NOx burner
US4498288A (en) * 1978-10-13 1985-02-12 General Electric Company Fuel injection staged sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas
US4253301A (en) * 1978-10-13 1981-03-03 General Electric Company Fuel injection staged sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas
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
US4292801A (en) * 1979-07-11 1981-10-06 General Electric Company Dual stage-dual mode low nox combustor
DE2937631A1 (en) * 1979-09-18 1981-04-02 Daimler-Benz Ag, 7000 Stuttgart COMBUSTION CHAMBER FOR GAS TURBINES
US4505666A (en) * 1981-09-28 1985-03-19 John Zink Company Staged fuel and air for low NOx burner
DE3276191D1 (en) * 1981-09-28 1987-06-04 Zink Co John Method and apparatus for burning fuel in stages
JPS61195214A (en) * 1985-02-22 1986-08-29 Hitachi Ltd Air flow part adjusting device for gas turbine combustor
US4784600A (en) * 1986-10-08 1988-11-15 Prutech Ii Low NOx staged combustor with swirl suppression
CH672366A5 (en) * 1986-12-09 1989-11-15 Bbc Brown Boveri & Cie
JP2644745B2 (en) * 1987-03-06 1997-08-25 株式会社日立製作所 Gas turbine combustor
JPH0684817B2 (en) * 1988-08-08 1994-10-26 株式会社日立製作所 Gas turbine combustor and operating method thereof
JPH03144216A (en) * 1989-10-30 1991-06-19 Mitsui Eng & Shipbuild Co Ltd Gas-turbine combustor
US5749219A (en) * 1989-11-30 1998-05-12 United Technologies Corporation Combustor with first and second zones
JPH04203808A (en) * 1990-11-30 1992-07-24 Hitachi Ltd Method and apparatus for controlling gas turbine combustion device
JP2894861B2 (en) * 1991-04-18 1999-05-24 株式会社日立製作所 Control device for gas turbine combustor
EP0564181B1 (en) * 1992-03-30 1996-11-20 General Electric Company Combustor dome construction
JP3581372B2 (en) * 1992-06-03 2004-10-27 三菱重工業株式会社 Gas turbine combustor
US5406799A (en) * 1992-06-12 1995-04-18 United Technologies Corporation Combustion chamber
US5237812A (en) * 1992-10-07 1993-08-24 Westinghouse Electric Corp. Auto-ignition system for premixed gas turbine combustors
RU2062405C1 (en) * 1992-10-23 1996-06-20 Владимир Алексеевич Маев Combustion chamber
JPH06249442A (en) * 1993-02-26 1994-09-06 Toshiba Corp Burner for gas turbine
EP0626543A1 (en) * 1993-05-24 1994-11-30 Westinghouse Electric Corporation Low emission, fixed geometry gas turbine combustor
JP3335713B2 (en) * 1993-06-28 2002-10-21 株式会社東芝 Gas turbine combustor
JP3435833B2 (en) * 1993-09-17 2003-08-11 株式会社日立製作所 Combustor
US5394688A (en) * 1993-10-27 1995-03-07 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine combustor swirl vane arrangement
GB2284884B (en) * 1993-12-16 1997-12-10 Rolls Royce Plc A gas turbine engine combustion chamber
GB9325708D0 (en) * 1993-12-16 1994-02-16 Rolls Royce Plc A gas turbine engine combustion chamber
JP2950720B2 (en) * 1994-02-24 1999-09-20 株式会社東芝 Gas turbine combustion device and combustion control method therefor
JPH07248117A (en) * 1994-03-10 1995-09-26 Hitachi Ltd Combustion method for gas turbine premixing combustor
US5491970A (en) * 1994-06-10 1996-02-20 General Electric Co. Method for staging fuel in a turbine between diffusion and premixed operations
US5836164A (en) * 1995-01-30 1998-11-17 Hitachi, Ltd. Gas turbine combustor
CA2216115A1 (en) * 1995-03-08 1996-09-12 Bmw Rolls-Royce Gmbh Axially stepped double-ring combustion chamber for a gas turbine
DE69916911T2 (en) * 1998-02-10 2005-04-21 Gen Electric Burner with uniform fuel / air premix for low-emission combustion
GB9818160D0 (en) * 1998-08-21 1998-10-14 Rolls Royce Plc A combustion chamber
US6598383B1 (en) * 1999-12-08 2003-07-29 General Electric Co. Fuel system configuration and method for staging fuel for gas turbines utilizing both gaseous and liquid fuels
US7284378B2 (en) * 2004-06-04 2007-10-23 General Electric Company Methods and apparatus for low emission gas turbine energy generation
US7185494B2 (en) * 2004-04-12 2007-03-06 General Electric Company Reduced center burner in multi-burner combustor and method for operating the combustor
US7631499B2 (en) * 2006-08-03 2009-12-15 Siemens Energy, Inc. Axially staged combustion system for a gas turbine engine
US7827797B2 (en) * 2006-09-05 2010-11-09 General Electric Company Injection assembly for a combustor
US7578130B1 (en) * 2008-05-20 2009-08-25 General Electric Company Methods and systems for combustion dynamics reduction

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2614894C2 (en) * 2012-01-20 2017-03-30 Дженерал Электрик Компани Manufacturing method of fuel injection nozzle unit, manufacturing method of fuel injection nozzle ring and fuel injection nozzle ring

Also Published As

Publication number Publication date
CH702737B1 (en) 2016-02-15
RU2534189C2 (en) 2014-11-27
JP5775319B2 (en) 2015-09-09
US20110197591A1 (en) 2011-08-18
CN102192508A (en) 2011-09-21
CN102192508B (en) 2015-11-25
CH702737A2 (en) 2011-08-31
JP2011169575A (en) 2011-09-01
DE102011000589A1 (en) 2011-08-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2010105138A (en) COMBUSTION CAMERA FOR A GAS TURBINE (OPTIONS) AND METHOD FOR OPERATING A GAS TURBINE
JP5674336B2 (en) Combustor can flow control device
RU2632073C2 (en) Fuel injection unit and device, containing fuel injection unit
JP6359843B2 (en) Micro mixing cap assembly
JP5759185B2 (en) Bleed diffuser feeding the gas turbine secondary combustion system
US8113000B2 (en) Flashback resistant pre-mixer assembly
JP6769714B2 (en) Fuel supply system for gas turbine combustors
JP2006112776A (en) Low-cost dual-fuel combustor and related method
JP5584586B2 (en) Combustor headend guide vanes to reduce unbalanced flow distribution in multiple nozzle configurations
JP2016118201A (en) System and method for utilizing cooling air within combustor
JP2014196899A (en) Multi-injector micromixing system
GB2539536A (en) Fuel nozzle assembly including a pilot nozzle
JP2008286199A (en) Turbine engine cooling method and device
EP2407720A3 (en) Flame tolerant secondary fuel nozzle
JP2011141113A (en) Fuel nozzle with integrated passages and method of operation
JP2015209842A (en) Gas turbine combustion device, gas turbine, control device and control method
CN103017199A (en) Combustor and method for supplying fuel to a combustor
JP2011141109A (en) Combustor assembly for turbine engine that mixes combustion products with purge air
CN102777932A (en) A combustor nozzle and method for supplying fuel to a combustor
JP2014077627A (en) Fuel nozzle and method of assembling the same
JP6849306B2 (en) Premixed fuel nozzle assembly
JP2010025543A (en) Gas turbine transition piece having dilution hole
RU97479U1 (en) LOW EMISSION COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE
JP5653774B2 (en) Gas turbine combustor
CN106133446A (en) Gas turbine combustor and gas turbine

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20160217