RU2015156419A - Узел топливной форсунки, выполненный со стабилизатором пламени предварительно перемешанной смеси - Google Patents

Узел топливной форсунки, выполненный со стабилизатором пламени предварительно перемешанной смеси Download PDF

Info

Publication number
RU2015156419A
RU2015156419A RU2015156419A RU2015156419A RU2015156419A RU 2015156419 A RU2015156419 A RU 2015156419A RU 2015156419 A RU2015156419 A RU 2015156419A RU 2015156419 A RU2015156419 A RU 2015156419A RU 2015156419 A RU2015156419 A RU 2015156419A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
guide vanes
walls
fuel
circumferential direction
side wall
Prior art date
Application number
RU2015156419A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2015156419A3 (ru
Inventor
Алмаз Камилевич ВАЛЕЕВ
Original Assignee
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 filed Critical Дженерал Электрик Компани
Priority to RU2015156419A priority Critical patent/RU2015156419A/ru
Priority to US15/359,686 priority patent/US9951956B2/en
Priority to JP2016241763A priority patent/JP6924019B2/ja
Priority to EP16205152.8A priority patent/EP3187783B1/en
Priority to CN201611235306.0A priority patent/CN106918054B/zh
Publication of RU2015156419A publication Critical patent/RU2015156419A/ru
Publication of RU2015156419A3 publication Critical patent/RU2015156419A3/ru

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
    • F23R3/286—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
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D14/00—Burners for combustion of a gas, e.g. of a gas stored under pressure as a liquid
    • F23D14/20—Non-premix gas burners, i.e. in which gaseous fuel is mixed with combustion air on arrival at the combustion zone
    • F23D14/22—Non-premix gas burners, i.e. in which gaseous fuel is mixed with combustion air on arrival at the combustion zone with separate air and gas feed ducts, e.g. with ducts running parallel or crossing each other
    • F23D14/24—Non-premix gas burners, i.e. in which gaseous fuel is mixed with combustion air on arrival at the combustion zone with separate air and gas feed ducts, e.g. with ducts running parallel or crossing each other at least one of the fluids being submitted to a swirling motion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D14/00—Burners for combustion of a gas, e.g. of a gas stored under pressure as a liquid
    • F23D14/46—Details, e.g. noise reduction means
    • F23D14/48—Nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/30—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply comprising fuel prevapourising devices
    • F23R3/32—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply comprising fuel prevapourising devices being tubular
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D2900/00—Special features of, or arrangements for burners using fluid fuels or solid fuels suspended in a carrier gas
    • F23D2900/14—Special features of gas burners
    • F23D2900/14021—Premixing burners with swirling or vortices creating means for fuel or air

Claims (34)

1. Узел топливной форсунки, содержащий:
камеру предварительного смешивания, образованную между внутренней дугообразной стенкой, наружной дугообразной стенкой, первой боковой стенкой и второй боковой стенкой, противолежащей в окружном направлении указанной первой боковой стенке,
разделитель воздушного потока, проходящий в радиальном направлении между внутренней и наружной стенками и в осевом направлении внутри камеры предварительного смешивания, причем разделитель воздушного потока образует внутренний топливный контур,
направляющие лопатки, которые расположены внутри камеры предварительного смешивания и по меньшей мере одна из которых проходит в окружном направлении между разделителем воздушного потока и одной из первой или второй боковых стенок, при этом одна или несколько направляющих лопаток имеют топливное отверстие, проточно сообщающееся с топливным контуром, и
пластину для предварительного смешивания, проходящую в радиальном направлении между внутренней и наружной стенками и в окружном направлении между первой и второй боковыми стенками за топливными отверстиями, причем указанная пластина имеет переднюю по потоку боковую поверхность, отстоящую в осевом направлении от задней по потоку боковой поверхности, а также множество проходов, которые обеспечивают вытекание текучей среды из камеры предварительного смешивания через пластину для предварительного смешивания.
2. Узел по п. 1, в котором передняя по потоку боковая поверхность указанной пластины включает концентрические кольцевые стенки и отстоящие в окружном направлении радиальные стенки, проходящие в радиальном направлении между смежными в радиальном направлении кольцевыми стенками, причем кольцевые и радиальные стенки по меньшей мере частично образуют впуски в каждый проход.
3. Узел по п. 2, в котором проходы плавно сопряжены с кольцевыми и радиальными стенками вблизи впуска каждого прохода.
4. Узел по п. 1, в котором в одной или нескольких направляющих лопатках по меньшей мере частично образован топливный проход.
5. Узел по п. 1, в котором разделитель потока соединен с частью основания узла топливной форсунки.
6. Узел по п. 1, в котором передняя по потоку часть по меньшей мере одной из направляющих лопаток искривлена в радиальном направлении по направлению к наружной стенке.
7. Узел по п. 1, в котором направляющие лопатки содержат первый набор направляющих лопаток, проходящих в окружном направлении между разделителем потока и первой боковой стенкой, и второй набор направляющих лопаток, которые проходят в окружном направлении между разделителем потока и второй боковой стенкой.
8. Узел по п. 1, в котором направляющие лопатки проходят в осевом направлении на разные расстояния вдоль разделителя воздушного потока.
9. Узел по п. 1, в котором топливные отверстия двух или более направляющих лопаток смещены в осевом направлении.
10. Камера сгорания газовой турбины, содержащая:
пространство горения, образованное внутри камеры сгорания, и
узел топливной форсунки, содержащий:
камеру предварительного смешивания, образованную между внутренней дугообразной стенкой, наружной дугообразной стенкой, первой боковой стенкой и второй боковой стенкой, противолежащей в окружном направлении указанной первой боковой стенке,
разделитель воздушного потока, проходящий в радиальном направлении между внутренней и наружной стенками и в осевом направлении внутри камеры предварительного смешивания, причем разделитель воздушного потока образует внутренний топливный контур,
направляющие лопатки, которые расположены внутри камеры предварительного смешивания и по меньшей мере одна из которых проходит в окружном направлении между разделителем воздушного потока и одной из первой или второй боковых стенок, при этом одна или несколько направляющих лопаток имеют топливное отверстие, проточно сообщающееся с топливным контуром, и
пластину для предварительного смешивания, расположенную в радиальном направлении между внутренней и наружной стенками и в окружном направлении между первой и второй боковыми стенками за топливными отверстиями и перед пространством горения, причем указанная пластина имеет переднюю по потоку боковую поверхность, отстоящую в осевом направлении от задней по потоку боковой поверхности, а также множество проходов, которые обеспечивают вытекание текучей среды из камеры предварительного смешивания через пластину для предварительного смешивания и далее в пространство горения.
11. Камера сгорания по п. 10, в которой передняя по потоку боковая поверхность указанной пластины включает концентрические кольцевые стенки и отстоящие в окружном направлении радиальные стенки, проходящие в радиальном направлении между смежными в радиальном направлении кольцевыми стенками, причем кольцевые и радиальные стенки по меньшей мере частично образуют впуски в каждый проход.
12. Камера сгорания по п. 11, в которой проходы плавно сопряжены с кольцевыми и радиальными стенками вблизи впуска каждого прохода.
13. Камера сгорания по п. 10, в которой в одной или нескольких направляющих лопатках по меньшей мере частично образован топливный проход.
14. Камера сгорания по п. 10, в которой разделитель потока соединен с частью основания узла топливной форсунки.
15. Камера сгорания по п. 10, в которой передняя по потоку часть по меньшей мере одной из направляющих лопаток искривлена в радиальном направлении по направлению к наружной стенке.
16. Камера сгорания по п. 10, в которой направляющие лопатки содержат первый набор направляющих лопаток, проходящих в окружном направлении между разделителем потока и первой боковой стенкой, и второй набор направляющих лопаток, которые проходят в окружном направлении между разделителем потока и второй боковой стенкой.
17. Камера сгорания по п. 10, в которой направляющие лопатки проходят в осевом направлении на разные расстояния вдоль разделителя воздушного потока.
18. Камера сгорания по п. 10, в которой топливные отверстия двух или более направляющих лопаток смещены в осевом направлении.
19. Газовая турбина, содержащая компрессор, камеру сгорания, расположенную за компрессором, и турбину, расположенную за камерой сгорания, причем камера сгорания включает торцевую крышку, соединенную с наружным корпусом указанной камеры, пространство горения, образованное внутри указанного корпуса, и узел топливной форсунки, который проходит вниз по потоку от торцевой крышки и оканчивается перед пространством горения; причем узел топливной форсунки содержит:
камеру предварительного смешивания, образованную между внутренней дугообразной стенкой, наружной дугообразной стенкой, первой боковой стенкой и второй боковой стенкой, противолежащей в окружном направлении указанной первой боковой стенке,
разделитель воздушного потока, проходящий в радиальном направлении между внутренней и наружной стенками и в осевом направлении внутри камеры предварительного смешивания, причем разделитель воздушного потока образует внутренний топливный контур,
направляющие лопатки, которые расположены внутри камеры предварительного смешивания и по меньшей мере одна из которых проходит в окружном направлении между разделителем воздушного потока и одной из первой или второй боковых стенок, при этом одна или несколько направляющих лопаток имеет топливное отверстие, проточно сообщающееся с топливным контуром, и
пластину для предварительного смешивания, которая проходит в радиальном направлении между внутренней и наружной стенками и в окружном направлении между первой и второй боковыми стенками за топливными отверстиями и перед пространством горения, причем указанная пластина имеет переднюю по потоку боковую поверхность, отстоящую в осевом направлении от задней по потоку боковой поверхности, а также множество проходов, при этом передняя по потоку боковая поверхность узла топливной форсунки включает концентрические кольцевые стенки и отстоящие в окружном направлении радиальные стенки, проходящие в радиальном направлении между смежными в радиальном направлении кольцевыми стенками, при этом кольцевые и радиальные стенки по меньшей мере частично образуют впуск в один или несколько проходов, которые обеспечивают вытекание текучей среды от камеры предварительного смешивания через пластину для предварительного смешивания и далее в пространство горения.
20. Газовая турбина по п. 19, в которой направляющие лопатки содержат первый набор направляющих лопаток, проходящих в окружном направлении между разделителем потока и первой боковой стенкой, и второй набор направляющих лопаток, которые проходят в окружном направлении между разделителем потока и второй боковой стенкой, причем топливные отверстия двух или более направляющих лопаток из первого или второго указанных наборов смещены в осевом направлении.
RU2015156419A 2015-12-28 2015-12-28 Узел топливной форсунки, выполненный со стабилизатором пламени предварительно перемешанной смеси RU2015156419A (ru)

Priority Applications (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015156419A RU2015156419A (ru) 2015-12-28 2015-12-28 Узел топливной форсунки, выполненный со стабилизатором пламени предварительно перемешанной смеси
US15/359,686 US9951956B2 (en) 2015-12-28 2016-11-23 Fuel nozzle assembly having a premix fuel stabilizer
JP2016241763A JP6924019B2 (ja) 2015-12-28 2016-12-14 予混合火炎スタビライザを有する燃料ノズルアセンブリ
EP16205152.8A EP3187783B1 (en) 2015-12-28 2016-12-19 Fuel nozzle assembly having a premix flame stabilizer
CN201611235306.0A CN106918054B (zh) 2015-12-28 2016-12-28 具有预混合火焰稳定器的燃料喷嘴组件

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015156419A RU2015156419A (ru) 2015-12-28 2015-12-28 Узел топливной форсунки, выполненный со стабилизатором пламени предварительно перемешанной смеси

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015156419A true RU2015156419A (ru) 2017-07-04
RU2015156419A3 RU2015156419A3 (ru) 2019-05-14

Family

ID=57570732

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015156419A RU2015156419A (ru) 2015-12-28 2015-12-28 Узел топливной форсунки, выполненный со стабилизатором пламени предварительно перемешанной смеси

Country Status (5)

Country Link
US (1) US9951956B2 (ru)
EP (1) EP3187783B1 (ru)
JP (1) JP6924019B2 (ru)
CN (1) CN106918054B (ru)
RU (1) RU2015156419A (ru)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3059499B1 (en) 2013-10-18 2019-04-10 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Fuel injector
JP6228434B2 (ja) * 2013-11-15 2017-11-08 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン燃焼器
US10094566B2 (en) * 2015-02-04 2018-10-09 General Electric Company Systems and methods for high volumetric oxidant flow in gas turbine engine with exhaust gas recirculation
KR101872801B1 (ko) * 2017-04-18 2018-06-29 두산중공업 주식회사 연료노즐 조립체 및 이를 포함하는 가스터빈
KR102046455B1 (ko) * 2017-10-30 2019-11-19 두산중공업 주식회사 연료 노즐, 이를 포함하는 연소기 및 가스 터빈
CN113091093A (zh) * 2021-05-13 2021-07-09 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 燃气轮机的空气整流罩及喷嘴
CN113483324B (zh) * 2021-07-16 2022-12-20 中国科学院上海高等研究院 尾气燃烧器

Family Cites Families (55)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4100733A (en) 1976-10-04 1978-07-18 United Technologies Corporation Premix combustor
GB1581050A (en) 1976-12-23 1980-12-10 Rolls Royce Combustion equipment for gas turbine engines
US4292801A (en) 1979-07-11 1981-10-06 General Electric Company Dual stage-dual mode low nox combustor
DE2950535A1 (de) 1979-11-23 1981-06-11 BBC AG Brown, Boveri & Cie., Baden, Aargau Brennkammer einer gasturbine mit vormisch/vorverdampf-elementen
EP0095788B1 (de) 1982-05-28 1985-12-18 BBC Aktiengesellschaft Brown, Boveri & Cie. Brennkammer einer Gasturbine und Verfahren zu deren Betrieb
US4982570A (en) 1986-11-25 1991-01-08 General Electric Company Premixed pilot nozzle for dry low Nox combustor
US5199265A (en) 1991-04-03 1993-04-06 General Electric Company Two stage (premixed/diffusion) gas only secondary fuel nozzle
JPH0579631A (ja) 1991-09-19 1993-03-30 Hitachi Ltd 燃焼器設備
JPH0579629A (ja) 1991-09-19 1993-03-30 Hitachi Ltd 燃焼器およびその運転方法
US5259184A (en) 1992-03-30 1993-11-09 General Electric Company Dry low NOx single stage dual mode combustor construction for a gas turbine
US5359847B1 (en) 1993-06-01 1996-04-09 Westinghouse Electric Corp Dual fuel ultra-flow nox combustor
FR2706534B1 (fr) 1993-06-10 1995-07-21 Snecma Diffuseur-séparateur multiflux avec redresseur intégré pour turboréacteur.
US5394688A (en) 1993-10-27 1995-03-07 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine combustor swirl vane arrangement
GB9325708D0 (en) 1993-12-16 1994-02-16 Rolls Royce Plc A gas turbine engine combustion chamber
IT1273369B (it) 1994-03-04 1997-07-08 Nuovo Pignone Spa Sistema perfezionato combustione a basse emissioni inquinanti per turbine a gas
JP2954480B2 (ja) 1994-04-08 1999-09-27 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器
US5619855A (en) 1995-06-07 1997-04-15 General Electric Company High inlet mach combustor for gas turbine engine
DE19549143A1 (de) 1995-12-29 1997-07-03 Abb Research Ltd Gasturbinenringbrennkammer
FR2751054B1 (fr) 1996-07-11 1998-09-18 Snecma Chambre de combustion anti-nox a injection de carburant de type annulaire
US6038861A (en) 1998-06-10 2000-03-21 Siemens Westinghouse Power Corporation Main stage fuel mixer with premixing transition for dry low Nox (DLN) combustors
US6286298B1 (en) 1998-12-18 2001-09-11 General Electric Company Apparatus and method for rich-quench-lean (RQL) concept in a gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity
US6295801B1 (en) 1998-12-18 2001-10-02 General Electric Company Fuel injector bar for gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity
US6282904B1 (en) 1999-11-19 2001-09-04 Power Systems Mfg., Llc Full ring fuel distribution system for a gas turbine combustor
US6564555B2 (en) 2001-05-24 2003-05-20 Allison Advanced Development Company Apparatus for forming a combustion mixture in a gas turbine engine
WO2003006887A1 (fr) * 2001-07-10 2003-01-23 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Buse de premelange, bruleur et turbine a gaz
US6813889B2 (en) 2001-08-29 2004-11-09 Hitachi, Ltd. Gas turbine combustor and operating method thereof
US6928823B2 (en) 2001-08-29 2005-08-16 Hitachi, Ltd. Gas turbine combustor and operating method thereof
US6675581B1 (en) * 2002-07-15 2004-01-13 Power Systems Mfg, Llc Fully premixed secondary fuel nozzle
US7143583B2 (en) 2002-08-22 2006-12-05 Hitachi, Ltd. Gas turbine combustor, combustion method of the gas turbine combustor, and method of remodeling a gas turbine combustor
DE112005001695A5 (de) * 2004-08-27 2007-11-22 Alstom Technology Ltd. Mischeranordnung
DE102006004840A1 (de) * 2006-02-02 2007-08-23 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammer mit Kraftstoffeinspritzung über den gesamten Brennkammerring
US20080276622A1 (en) * 2007-05-07 2008-11-13 Thomas Edward Johnson Fuel nozzle and method of fabricating the same
US20090056336A1 (en) * 2007-08-28 2009-03-05 General Electric Company Gas turbine premixer with radially staged flow passages and method for mixing air and gas in a gas turbine
US8281595B2 (en) * 2008-05-28 2012-10-09 General Electric Company Fuse for flame holding abatement in premixer of combustion chamber of gas turbine and associated method
US8539773B2 (en) 2009-02-04 2013-09-24 General Electric Company Premixed direct injection nozzle for highly reactive fuels
US8424311B2 (en) 2009-02-27 2013-04-23 General Electric Company Premixed direct injection disk
US20100293956A1 (en) * 2009-05-21 2010-11-25 General Electric Company Turbine fuel nozzle having premixer with auxiliary vane
US8276385B2 (en) 2009-10-08 2012-10-02 General Electric Company Staged multi-tube premixing injector
US8322143B2 (en) 2011-01-18 2012-12-04 General Electric Company System and method for injecting fuel
FR2976105B1 (fr) * 2011-06-03 2013-05-17 St Microelectronics Rousset Securisation d'une communication par un transpondeur electromagnetique
US9046262B2 (en) * 2011-06-27 2015-06-02 General Electric Company Premixer fuel nozzle for gas turbine engine
US8904797B2 (en) * 2011-07-29 2014-12-09 General Electric Company Sector nozzle mounting systems
US20130025285A1 (en) * 2011-07-29 2013-01-31 General Electric Company System for conditioning air flow into a multi-nozzle assembly
US20130219899A1 (en) 2012-02-27 2013-08-29 General Electric Company Annular premixed pilot in fuel nozzle
US9353950B2 (en) * 2012-12-10 2016-05-31 General Electric Company System for reducing combustion dynamics and NOx in a combustor
US9587562B2 (en) * 2013-02-06 2017-03-07 General Electric Company Variable volume combustor with aerodynamic support struts
US20140238025A1 (en) * 2013-02-25 2014-08-28 General Electric Company Fuel/air mixing system for fuel nozzle
US9297535B2 (en) 2013-02-25 2016-03-29 General Electric Company Fuel/air mixing system for fuel nozzle
US9322559B2 (en) 2013-04-17 2016-04-26 General Electric Company Fuel nozzle having swirler vane and fuel injection peg arrangement
US9664392B2 (en) 2013-12-13 2017-05-30 General Electric Company Bundled tube fuel injector with outer shroud and outer band connection
CN204006118U (zh) * 2014-07-09 2014-12-10 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 一种燃气轮机燃烧室的预混合喷嘴
CN204665352U (zh) * 2015-03-25 2015-09-23 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 一种燃气轮机预混合喷嘴
US20160281978A1 (en) * 2015-03-26 2016-09-29 Luiz Claudio FERNANDES Fuel Nozzle With Multiple Flow Divider Air Inlet
CN204880218U (zh) * 2015-05-26 2015-12-16 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 一种燃气轮机预混合喷嘴及燃气轮机
WO2016209101A1 (en) 2015-06-24 2016-12-29 General Electric Company Fuel nozzle assembly having a premix flame stabilizer

Also Published As

Publication number Publication date
CN106918054B (zh) 2021-03-12
CN106918054A (zh) 2017-07-04
JP2017129348A (ja) 2017-07-27
JP6924019B2 (ja) 2021-08-25
US20170184308A1 (en) 2017-06-29
EP3187783A1 (en) 2017-07-05
RU2015156419A3 (ru) 2019-05-14
EP3187783B1 (en) 2020-05-13
US9951956B2 (en) 2018-04-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2015156419A (ru) Узел топливной форсунки, выполненный со стабилизатором пламени предварительно перемешанной смеси
JP5947515B2 (ja) 渦発生装置を有する混合管要素を備えたターボ機械
KR101493256B1 (ko) 가스 터빈 버너
RU2632073C2 (ru) Узел впрыска топлива и установка, содержащая узел впрыска топлива
JP7098283B2 (ja) パイロット予混合ノズルおよび燃料ノズル組立体
RU2017125550A (ru) Улучшенная вихревая горелка с впрыском топлива до и после завихрителя
RU2013126205A (ru) Камера сгорания газовой турбины со сверхнизкими выбросами
RU2013108313A (ru) Топливовоздушная форсунка (варианты), камера сгорания для газотурбинного двигателя (варианты) и способ работы топливовоздушной форсунки (варианты)
RU2012158395A (ru) Переходная форсунка и узел турбины
JP5657794B2 (ja) ガスタービン燃焼室
JP6907035B2 (ja) 予混合パイロットノズルおよび燃料ノズルアセンブリ
CN105423341B (zh) 有值班火焰的预混式低排放燃气轮机燃烧室
JP6900198B2 (ja) 予混合燃料ノズル用のガス専用カートリッジ
JP6849306B2 (ja) 予混合燃料ノズル組立体
JP6723768B2 (ja) バーナアセンブリ、燃焼器、及びガスタービン
JP2011196681A (ja) 予混合一次燃料ノズルアセンブリを有する燃焼器
JP2014077627A5 (ru)
JP6940393B2 (ja) ノズル
JP2016061506A5 (ru)
RU2018126668A (ru) Топливный инжектор с двойным впрыском основного топлива
RU2012158344A (ru) Проточный патрубок компонента турбомашины и компонент турбомашины (варианты)
US11747017B2 (en) Combustor and gas turbine including the combustor
JP2015183960A (ja) 噴射ノズル、ガスタービン燃焼器及びガスタービン
JP2016023916A (ja) ガスタービン燃焼器
KR101898403B1 (ko) 연소기, 가스 터빈

Legal Events

Date Code Title Description
FA94 Acknowledgement of application withdrawn (non-payment of fees)

Effective date: 20200715