RU2062408C1 - Кольцевая камера сгорания газовой турбины и способ ее эксплуатации - Google Patents
Кольцевая камера сгорания газовой турбины и способ ее эксплуатации Download PDFInfo
- Publication number
- RU2062408C1 RU2062408C1 RU9292004465A RU92004465A RU2062408C1 RU 2062408 C1 RU2062408 C1 RU 2062408C1 RU 9292004465 A RU9292004465 A RU 9292004465A RU 92004465 A RU92004465 A RU 92004465A RU 2062408 C1 RU2062408 C1 RU 2062408C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- burners
- fuel
- load
- combustion chamber
- ring
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 37
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 11
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 49
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims description 8
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 5
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims description 4
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims description 4
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 4
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 4
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 10
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 7
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 3
- 239000011796 hollow space material Substances 0.000 description 3
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 2
- 230000001154 acute effect Effects 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 238000010410 dusting Methods 0.000 description 1
- KEUKAQNPUBYCIC-UHFFFAOYSA-N ethaneperoxoic acid;hydrogen peroxide Chemical compound OO.CC(=O)OO KEUKAQNPUBYCIC-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 description 1
- 230000008020 evaporation Effects 0.000 description 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 1
- 230000000750 progressive effect Effects 0.000 description 1
- 230000003134 recirculating effect Effects 0.000 description 1
- 239000007921 spray Substances 0.000 description 1
- 230000001629 suppression Effects 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
- F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
-
- 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
- F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
-
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN A CARRIER GAS OR AIR
- F23C2900/00—Special features of, or arrangements for combustion apparatus using fluid fuels or solid fuels suspended in air; Combustion processes therefor
- F23C2900/07002—Premix burners with air inlet slots obtained between offset curved wall surfaces, e.g. double cone burners
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Gas Burners (AREA)
Abstract
Использование: в камерах сгорания газовых турбин и способ их эксплуатации. Сущность изобретения: камера сгорания имеет форму кольца. Передняя стенка камеры сгорания оснащена группой горелок, расположенных концами в одной плоскости. Эти горелки образуют на передней стенке двойное кольцо. В каждом кольце горелки имеют одинаковые направления закрутки потока, противоположные направлению закрутки в соседнем кольце. В каждом кольце каждые две горелки поочередно смещены наружу или к центру для обеспечения благоприятного для сгорания поля потока. Группа горелок на передней стенке включает большее число пилотирующих и меньшее число пилотируемых горелок. При 40-55% нагрузки головные ступени выводят из нагрузки, а топливо подают через главные ступени пилотирующих горелок, а в интервале между 40-55% и 65-80% нагрузки расход топлива не меняют. При увеличении нагрузки выше 65-80% вводят в действие пилотируемые горелки. 2 с. и 3 з.п. ф-лы, 7 ил.
Description
Изобретение касается кольцевой камеры сгорания газовой турбины и способа ее эксплуатации. Переход от обычных чашеобразных камер сгорания к кольцевым, приносящий с собой несомненные преимущества по крайней мере в отношении занимаемого места, поскольку они равномерно в виде кольца окружают среднюю часть ротора турбины, не являются при нынешнем состоянии техники в желательной мере оптимальным в отношении процедуры прохождения цикла. Не удается подобрать эффективную процедуру прохождения цикла для газообразного топлива, количество которого находилось бы в распоряжении в зависимости от конкретной рабочей точки, особенно когда ставится требование достигнуть минимального выброса вредных веществ. Иными словами, преимущества в отношении занимаемого места, которые бесспорно дает кольцевая камера сгорания, не должны в то же время приводить к увеличению выброса вредных веществ.
Из патента EP N 0378505 известна кольцевая камера сгорания газовой турбины, содержащая совокупность горелок, расположенных в одной плоскости, на передней стенке камеры сгорания, по меньшей мере, двумя кольцами, причем горелки в пределах одного кольца имеют одинаковое направление закрутки потока, противоположное направлению закрутки для горелок соседнего кольца.
Для достижения поставленной задачи горелки в пределах одного кольца поочередно смещены к центру и периферии, а вся совокупность состоит из пилотирующих и пилотируемых горелок.
Предпочтительным является также то, что пилотирующие горелки составляют 5/6 всей совокупности горелок.
Целесообразным является то, что каждая из горелок выполнена, по меньшей мере, из двух расположенных друг на друге с образованием внутренней полости полых конусообразных тел со смешенными продольными осями для образования тангенциальных щелей ввода воздуха для сжигания топлива, в которых расположены главные ступени для впрыска газообразного топлива, а во внутренней полости предусмотрена, по меньшей мере, одна головная ступень для впрыска жидкого топлива.
Из патента EP N 0401529 известен способ эксплуатации кольцевой камеры сгорания газовой турбины с совокупностью горелок, расположенных на передней стенке камеры, включающий подачу топлива при запуске и увеличении нагрузки до заданной величины через главные ступени, расположенные вдоль тангенциальных щелей входа воздуха, и через головные ступени пилотирующих горелок и подвод топлива при последующем увеличении нагрузки через пилотируемые горелки.
Для достижения поставленной в способе задачи при 40-55% нагрузки головные ступени выводят из работы, а топливо продолжают подавать через главные ступени пилотирующих горелок, причем в интервале между 40-55% и 65-80% нагрузки расход топлива не меняют, а при увеличении нагрузки свыше 65-80% вводят в действие пилотируемые горелки.
Предпочтительным в способе является также то, что в случае впрыска воды или пара в пламя увеличивают расход топлива через головную ступень горелки.
Существенно важным преимуществом изобретения следует считать то, что независимо о величины кольцевой камеры сгорания и количества установленных в ней горелок можно осуществлять оптимизированную процедуру прохождения цикла.
Другим существенно важным преимуществом изобретения следует считать то, что для увеличения мощности газовой турбины часто в пламя впрыскивают воду или пар. Это при применении горелок с чисто предварительным смешением часто приводит к гашению пламени или к вибрационным проблемам. При выбранной конструкции по мере роста расхода воды или пара в горелку через головочную ступень впрыскивается возрастающее количество топлива таким образом, что устраняется гашение пламени или появление вибрационных проблем.
Другое важное преимущество изобретения заключается в благоприятных общих свойствах горелок как при зажигании, так и во время эксплуатации. Сами горелки находятся в головке кольцевой камеры сгорания, образуя в принципе двойное кольцо на передней стенке. Каждый раз две горелки поочередно смещены наружу или к центру, чтобы получить благоприятное для сгорания поле потоков. В каждом кольце горелки имеют одинаковое направление закрутки потока, противоположное направлению закрутки в горелках другого кольца для того, чтобы достигнуть интенсивного поперечного потока вдоль стенок камеры сгорания и в центре. Что же касается самих горелок, то они разделяются на пилотирующие и пилотируемые, причем последних меньше чем первых. Положение пилотируемых горелок следует предпочтительно выбирать так, чтобы они хорошо окружались пилотирующим; это приводит к хорошему сгоранию смеси в том этапе эксплуатации, когда пилотируемые горелки не могут создать собственное пламя и вместо этого вдувают очень тощую смесь в горячие выходные газы пилотирующих горелок.
Сущность изобретения поясняется ниже чертежами, на которых показано: на фиг. 1 схематический частичный разрез по передней стенке кольцевой камеры сгорания; на фиг. 2 оснащенная горелками передняя стенка кольцевой камеры сгорания, причем схематическое изображение горелок соответствует варианту исполнения согласно фиг. 4-7; на фиг. 3 имитированное изображение линий потока на передней стенке; на фиг. 4 горелка в аксонометрической проекции; на фиг. 5-7 соответствующие разрезы по плоскостям (соответствует фиг. 5), VI-VI (соответствует фиг. 6), VII-VII (соответствует фиг. 7), причем на этих разрезах даны лишь схематизированные изображения горелки согласно фиг. 4.
На фиг. 1 показан частичный разрез по передней стенке 10 кольцевой камеры сгорания. Для лучшего понимания других подробностей конструкции кольцевой камеры сгорания следует обратиться к патенту EP-AI-0401529. Кольцевая камера сгорания содержит ряд горелок, число которых зависит от величины турбины и горелок. Головные ступени всех горелок, предпочтительная конструкция которых схематически представлена на фиг. 4, подключены к единому органу подвода топлива. Главные ступени сведены в 2 группы, в каждой из которых число горелок в принципе согласовывается с конкретной турбиной. Группы различаются между собой тем, что одна группа содержит пилотирующие горелки А1, А2, а вторая - пилотируемые горелки В1, В2. В принципе соблюдается правило, что число пилотирующих горелок А1, А2 заметно превышает число пилотируемых горелок В1, В2. Процедура включения рассматриваемой кольцевой камеры сгорания исходит из того, что компрессор газотурбинной установки оснащен регулируемыми входными направляющими аппаратами, благодаря чему можно уменьшить расход воздуха по сравнению с расходом при полной нагрузке по крайней мере на 15% При пуске и разгоне газовой турбины топливо распределяется на головные ступени пилотирующих горелок А1, А2, что иллюстрируется на фиг. 4-7. При этом положение входного направляющего аппарата может быть любым. Позднее, как только произойдет синхронизация с сетью, входной направляющий аппарат необходимо закрыть. Вплоть до нагрузки около 65-80% входной направляющий аппарат сначала остается закрытым. Затем его непрерывно открывают. По мере роста нагрузки топливо подводят в пилотирующие горелки А1, А2 во все увеличивающейся части главной ступени. При нагрузке около 40-55% головные ступени постепенно выводятся из работ, а пилотирующие горелки А1, А2 работают в режиме чисто предварительного смещения. Между 40-55% и 65-80% мощности турбины расход топлива в пилотирующих горелках А1, А2 остается в основном неизменным. Мощность повышают путем увеличения расхода топлива к главным ступеням пилотируемых горелок В1, В2. Как только расход топлива во всех горелках станет одинаковым, достигается та рабочая точка, начиная с которой все горелки кольцевой камеры сгорания работают в режиме предварительного смешения. Затем расход топлива и воздуха увеличивают в основном пропорционально для того, чтобы поддерживать оптимальное значение коэффициента воздуха. Как пилотирующие, так пилотируемые горелки образуют в принципе двойное кольцо 10а, 10с на передней стенке 10 кольцевой камеры сгорания, как это ясно из линии симметрии 10а. Каждые две горелки смещены поочередно наружу или к центру для того, чтобы получать благоприятное для сгорания поле потоков. В каждом кольце горелки имеют одинаковое направление закрутки потока, противоположное направлению закрутки в соседнем кольце, как для наглядности отмечено знаками "плюс" и "минус" в изображениях горелок. Благодаря такой конфигурации достигается интенсивный поток вдоль стенок камеры сгорания и в центре. При этом важное значение имеет положение пилотируемых горелок В1, В2; их надо по возможности хорошо окружить другими горелками, т.е. пилотирующими горелками А1, А2. Это приводит к хорошему сгоранию на том этапе эксплуатации, когда пилотируемые горелки В1, В2 не могут создавать своего собственного пламени, что имеет место на этапе эксплуатации от 40-55% до 65-80% нагрузки, и вместо этого только вдувается очень тощая смесь в горячие отходящие газы пилотирующих горелок А1, А2.
На фиг. 2 показана вся передняя стенка 10 кольцевой камеры сгорания, причем доля пилотируемых горелок В1, В2 составляет лишь 1/6 от общего числа. Соответственно доля пилотирующих горелок А1, А2 составляет 5/6. Такое распределение является предпочтительным вариантом. Разумеется, в зависимости от типа кольцевой камеры сгорания можно представить себе и другие распределения.
На фиг. 3 на передней стенке 10 показаны линии потока 10d, образующиеся согласно экспериментам во время эксплуатации. Конфигурация линий потока 10d оказывает большое влияние на общие свойства камеры сгорания, особенно во время зажигания; взаимная плотность линий потока 10d указывает на высокую скорость, которая особенно хорошо устанавливается в зоне линии симметрии (см. фиг. 1) и приводит в к тому, что зажигание пилотирующих горелок может переноситься на пилотируемые.
Для того, чтобы лучше понять конструкцию горелки, целесообразно воспользоваться одновременно с фиг. 4 отдельными отмеченными на нем разрезами, помещенными на фиг. 5-7. Кроме того, чтобы придать фиг. 4 наибольшую наглядность, на нем направляющие щитки 21а, 21б, изображенные схематически на фиг. 5-7, показаны лишь условно. В дальнейшем при описании фиг. 4 в случае надобности будет делаться ссылка на фиг. 5-7.
На фиг. 4 показана в аксонометрической проекции горелка, которая имеет встроенную зону предварительного смешения. Сама горелка состоит из двух полых полуконусов 1,2, расположенных рядом так, что их продольные оси симметрии радиально смещены одна относительно другой. Это взаимное смещение продольных осей симметрии 1б, 2б (см. фиг. 5-7) создает на обеих сторонах полуконусов 1,2 свободные тангенциальные входные щели 19, 20 с противоположным направлением втекания (см. фиг. 5-7), через которые во внутреннее пространство горелки, т.е. в образованное обоими полуконусами 1, 2 коническое полое пространство 14, втекает воздух для сжигания топлива. Коническая форма изображенных полуконусов 1,2 имеет в направлении потока определенный постоянный угол расхождения. Разумеется, полуконусы 1, 2 могут иметь в направлении потока прогрессивный или дегрессивный наклон конуса. Оба последние формы исполнения на чертеже не показаны, вследствие чего они без сомнений могут стать предметом последующих изобретения. Какая форма окажется в конце концов предпочтительной, зависит в основном от конкретных заданных параметров сгорания. Оба полуконуса тела 1, 2 имеют цилиндрическую начальную часть 1а, 2а, которая образует продолжение полуконусов 1, 2, что относится и к тангенциальной входной щели 19, 20, которая поэтому простирается по всей длине горелки. Разумеется, горелка может быть выполнена и чисто конической, т.е. без цилиндрической начальной части; кроме того, эта начальная часть может быть выполнена и не цилиндрической. В этой начальной части 1а, 2а, которая в данном случае является цилиндрической, размещается насадка 3, так называемая головная ступень, подвод топлива в которую осуществляется при помощи центрального сопла 4, через которое поступает жидкое топливо, предпочтительно нефть, и в основном соосной системы подачи газообразного топлива 13. Газообразное топливо 13 поступает через ряд сопл 13а, которые окружают в виде венца центральное сопло 4. Упомянутые сопла для поступления топлива могут представлять собой сопла с воздушной примесью или сопла для распыления под давлением. Таким образом, топливо поступает примерно на участке наиболее узкого поперечного сечения полого конического пространства 14, образованного двумя полуконусами 1, 2. Оба полуконуса 1, 2 имеют в зоне тангенциальной щели 19, 20 для ввода воздуха трубопроводы 8, 9 для топлива, снабженные сбоку рядом отверстий 17, через которые впрыскивается газообразное и (или) жидкое топливо 13, причем предпочтительнее применять газ; топливо смешивается с воздухом 15, втекающим в коническое полое пространство 14 через тангенциальные щели 19, 20, как показывают стрелки 16. Топливные трубопроводы 8, 9, образующие так называемую главную ступень горелки, целесообразно размещать в конце тангенциального ввода перед входом в полое коническое пространство 14, чтобы получить оптимальную топливо-воздушную топливную смесь прежде, чем она проникает в полое коническое пространство 14. Само собой разумеется, что применение смешанной струи возможно и с использованием обоих видов подвода топлива, т. е. как через центральную насадку 3, так и через топливные трубопроводы 8, 9. Со стороны камеры сгорания 22 выходное отверстие горелки переходит в переднюю стенку 10, в которой имеется ряд отверстий 11. Они служат для охлаждения торца горелки. Возможны и другие способы охлаждения. Протекающее через насадку 3 жидкое топливо 12 впрыскивается в коническое полое пространство 14 под острым углом таким образом, чтобы в выходной плоскости горелки создавалось возможно более однородная коническая зона распыления, что возможно только в том случае, если внутренние стенки полуконусов 1, 2 не орошаются впрыском из сопла 4. Для этого коническую струю 5, состоящую из жидкого топлива, окружают тангенциально вдуваемым воздухом 15 для сжигания топлива или другим не показанном на рисунке потоком воздуха, подводимым вдоль оси. В осевом направлении концентрация жидкого топлива 12 постепенно разбавляется подмешиваемыми потоками воздуха для сжигания. Если например, через топливные трубопроводы 8, 9 вводится газообразное топливо 13, то образование смеси с воздухом 15 происходит прямо в щели 19, 20 для ввода воздуха. При применении жидкого топлива сопло соответствующим образом смещают. Минимальное выделение вредных веществ может быть достигнуто тогда, когда перед входом в зону сгорания происходит полное испарение. То же происходит и при работе в режиме, близком к стохиометрическому, когда избыточный воздух заменяется рециркулирующим отходящим газом. При выборе формы полуконусов 1, 2 с точки зрения угла при вершине конуса и ширины тангенциальных входных щелей 19, 20 надо выдерживать узкие допустимые пределы для того, чтобы получилось желательное поле потоков воздуха с зоной 6 обратного потока на участке выхода из горелки. Вообще можно сказать, что уменьшение щелей 19, 20 сдвигает зону 6 обратного потока дальше по ходу потока, что приводит к более раннему зажиганию топливовоздушной смеси. Однако следует отметить, что однажды установленная зона 6 обратного потока сама по себе занимает стабильное положение, ибо степень закрутки потока возрастает в направлении потока на участке конической струи в горелке. На осевую скорость смеси можно к тому же повлиять путем упомянутого ранее осевого подвода потока воздуха для сжигания топлива. Конструкция горелки вполне пригодна для того, чтобы при заданной габаритной длине изменять величину тангенциальных щелей 19, 20 для подвода воздуха, сближая или раздвигая полуконусы 1, 2, в результате чего уменьшается или увеличивается расстояние между обеими центральными осями 1б, 2б и соответственно изменяется ширина щелей 19, 20, как видно из фиг. 5-7. Разумеется, полуконусы 1, 2 можно смещать и в другой плоскости, причем можно задать и их перекрытие. Можно даже смещать полуконусы 1, 2 спиралеобразно путем взаимного противоположного поворота или передвигать их продольном направлении один относительного другого. Тем самым имеется возможность простейшими средствами варьировать по желанию форму и величину тангенциальных щелей 19, 20 для ввода воздуха, благодаря чему можно индивидуально приспосабливать горелку без изменения ее габаритной длины в определенном рабочем диапазоне.
Из фиг. 5-7 вытекает геометрическая конфигурация направляющих щитков 21а, 21б. Они выполняют функцию ввода потока, удлиняя в соответствии с их длиной соответствующий конец полуконусов 1, 2 в направлении притекания воздуха 15 для сжигания топлива. Упорядоченное направление воздуха 15 в полое коническое пространство 14 можно оптимизировать путем открывания или закрывания направляющих щитков 21а, 21б вокруг оси поворота 23, расположенной на участке входа в полое коническое пространство 14; это может оказаться особенно целесообразным, когда требуется изменить первоначальную ширину тангенциальных щелей 19, 20 или ввода воздуха. Разумеется, горелка может работать и без направляющих щитков или для этого могут быть использованы иные вспомогательные средства. ЫЫЫ2 ЫЫЫ4 ЫЫЫ6
Claims (5)
1. Кольцевая камера сгорания газовой турбины, содержащая группу горелок, расположенных в одной плоскости на передней стенке камеры по меньшей мере двумя кольцами и выполненных в пределах одного кольца с одинаковым направлением закрутки, противоположным направлению закрутки горелок соседнего кольца, отличающаяся тем, что горелки одного кольца расположены с поочередным смещением к центру и периферии, а вся группа образована пилотируемыми и пилотирующими горелками.
2. Камера по п.1, отличающаяся тем, что пилотирующие горелки составляют 5/6 всей группы.
3. Камера по п.1, отличающаяся тем, что каждая горелка выполнена по меньшей мере из двух расположенных друг на друге с образованием внутренней полости конусообразных тел со смещенными продольными осями для образования тангенциальных щелей ввода воздуха на сжигание, в которых установлены главные ступени впрыска газообразного топлива, а в упомянутой полости размещена по меньшей мере одна головная ступень впрыска жидкого топлива.
4. Способ эксплуатации кольцевой камеры сгорания газовой турбины с группой горелок на передней стенке камеры, заключающийся в том, что подачу топлива при запуске и увеличении нагрузки до заданной величины осуществляют через главные ступени вдоль тангенциальных щелей входа воздуха и головные ступени пилотирующих горелок, а подвод топлива при последующем увеличении нагрузки через пилотируемые горелки, отличающийся тем, что при 40-55% нагрузке головные ступени выводят из работы, а топливо продолжают подавать через главные ступени пилотирующих горелок, причем в интервале между 40-55% нагрузки расход топлива не меняют, а при увеличении нагрузки выше 65-80% вводят в действие пилотируемые горелки.
5. Способ по п.4, отличающийся тем, что при работе с впрыском воды или пара в зону горения увеличивают расход топлива через головные ступени горелок.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CH3308/91A CH684963A5 (de) | 1991-11-13 | 1991-11-13 | Ringbrennkammer. |
CH3308/91 | 1991-11-13 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2062408C1 true RU2062408C1 (ru) | 1996-06-20 |
RU92004465A RU92004465A (ru) | 1996-07-27 |
Family
ID=4253183
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU9292004465A RU2062408C1 (ru) | 1991-11-13 | 1992-11-12 | Кольцевая камера сгорания газовой турбины и способ ее эксплуатации |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5400587A (ru) |
EP (1) | EP0542044B1 (ru) |
JP (1) | JP3308610B2 (ru) |
KR (1) | KR930010360A (ru) |
CA (1) | CA2082862A1 (ru) |
CH (1) | CH684963A5 (ru) |
DE (1) | DE59204754D1 (ru) |
PL (1) | PL169967B1 (ru) |
RU (1) | RU2062408C1 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2015122797A1 (en) | 2014-02-12 | 2015-08-20 | Otkrytoe Aktsionernoe Obshchestvo "Gazprom" | Annular combustion chamber in a gas turbine engine and its operation method |
RU2581267C2 (ru) * | 2013-11-12 | 2016-04-20 | Федеральное государственное бюджетное научное учреждение "Всероссийский научно-исследовательский институт электрификации сельского хозяйства" (ФГБНУ ВИЭСХ) | Устройство камеры сгорания с регулируемым завихрителем для микро газотурбинного двигателя, где турбиной и компрессором является турбокомпрессор от двс |
RU2624682C1 (ru) * | 2016-07-05 | 2017-07-05 | Новиков Илья Николаевич | Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя и способ осуществления рабочего процесса |
Families Citing this family (26)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE4318405C2 (de) * | 1993-06-03 | 1995-11-02 | Mtu Muenchen Gmbh | Brennkammeranordnung für eine Gasturbine |
US5671597A (en) * | 1994-12-22 | 1997-09-30 | United Technologies Corporation | Low nox fuel nozzle assembly |
DE19549143A1 (de) * | 1995-12-29 | 1997-07-03 | Abb Research Ltd | Gasturbinenringbrennkammer |
GB2319078B (en) * | 1996-11-08 | 1999-11-03 | Europ Gas Turbines Ltd | Combustor arrangement |
EP0976982B1 (de) * | 1998-07-27 | 2003-12-03 | ALSTOM (Switzerland) Ltd | Verfahren zum Betrieb einer Gasturbinenbrennkammer mit gasförmigem Brennstoff |
SE9802707L (sv) * | 1998-08-11 | 2000-02-12 | Abb Ab | Brännkammaranordning och förfarande för att reducera inverkan av akustiska trycksvängningar i en brännkammaranordning |
WO2000049337A1 (de) * | 1999-02-16 | 2000-08-24 | Siemens Aktiengesellschaft | Brenneranordnung und verfahren zum betrieb einer brenneranordnung |
EP1065346A1 (de) | 1999-07-02 | 2001-01-03 | Asea Brown Boveri AG | Gasturbinenbrennkammer |
US6474071B1 (en) * | 2000-09-29 | 2002-11-05 | General Electric Company | Multiple injector combustor |
US6772583B2 (en) | 2002-09-11 | 2004-08-10 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Can combustor for a gas turbine engine |
US6931853B2 (en) | 2002-11-19 | 2005-08-23 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Gas turbine combustor having staged burners with dissimilar mixing passage geometries |
US7080515B2 (en) * | 2002-12-23 | 2006-07-25 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Gas turbine can annular combustor |
US20060156734A1 (en) * | 2005-01-15 | 2006-07-20 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Gas turbine combustor |
GB2455289B (en) * | 2007-12-03 | 2010-04-07 | Siemens Ag | Improvements in or relating to burners for a gas-turbine engine |
US20090301054A1 (en) * | 2008-06-04 | 2009-12-10 | Simpson Stanley F | Turbine system having exhaust gas recirculation and reheat |
US9297306B2 (en) * | 2008-09-11 | 2016-03-29 | General Electric Company | Exhaust gas recirculation system, turbomachine system having the exhaust gas recirculation system and exhaust gas recirculation control method |
RU2506499C2 (ru) * | 2009-11-09 | 2014-02-10 | Дженерал Электрик Компани | Топливные форсунки газовой турбины с противоположными направлениями завихрения |
US8205455B2 (en) | 2011-08-25 | 2012-06-26 | General Electric Company | Power plant and method of operation |
US8266883B2 (en) | 2011-08-25 | 2012-09-18 | General Electric Company | Power plant start-up method and method of venting the power plant |
US9127598B2 (en) | 2011-08-25 | 2015-09-08 | General Electric Company | Control method for stoichiometric exhaust gas recirculation power plant |
US8245492B2 (en) | 2011-08-25 | 2012-08-21 | General Electric Company | Power plant and method of operation |
US8453461B2 (en) | 2011-08-25 | 2013-06-04 | General Electric Company | Power plant and method of operation |
US8347600B2 (en) | 2011-08-25 | 2013-01-08 | General Electric Company | Power plant and method of operation |
US8713947B2 (en) | 2011-08-25 | 2014-05-06 | General Electric Company | Power plant with gas separation system |
US8453462B2 (en) | 2011-08-25 | 2013-06-04 | General Electric Company | Method of operating a stoichiometric exhaust gas recirculation power plant |
US8266913B2 (en) | 2011-08-25 | 2012-09-18 | General Electric Company | Power plant and method of use |
Family Cites Families (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3714778A (en) * | 1970-01-02 | 1973-02-06 | Angelica Corp | Annular combustor systems |
US4100733A (en) * | 1976-10-04 | 1978-07-18 | United Technologies Corporation | Premix combustor |
US4271675A (en) * | 1977-10-21 | 1981-06-09 | Rolls-Royce Limited | Combustion apparatus for gas turbine engines |
US4236378A (en) * | 1978-03-01 | 1980-12-02 | General Electric Company | Sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas |
EP0059490B1 (de) * | 1981-03-04 | 1984-12-12 | BBC Aktiengesellschaft Brown, Boveri & Cie. | Ringbrennkammer mit Ringbrenner für Gasturbinen |
DE3837635A1 (de) * | 1988-11-05 | 1990-05-10 | Proizv Ob Nevskij Z Im V I | Verfahren zum verbrennen von brennstoff in einer brennkammer |
US4991398A (en) * | 1989-01-12 | 1991-02-12 | United Technologies Corporation | Combustor fuel nozzle arrangement |
CH678757A5 (ru) * | 1989-03-15 | 1991-10-31 | Asea Brown Boveri | |
CH680084A5 (ru) * | 1989-06-06 | 1992-06-15 | Asea Brown Boveri |
-
1991
- 1991-11-13 CH CH3308/91A patent/CH684963A5/de not_active IP Right Cessation
-
1992
- 1992-10-29 DE DE59204754T patent/DE59204754D1/de not_active Expired - Lifetime
- 1992-10-29 EP EP92118461A patent/EP0542044B1/de not_active Expired - Lifetime
- 1992-11-12 KR KR1019920021249A patent/KR930010360A/ko active IP Right Grant
- 1992-11-12 RU RU9292004465A patent/RU2062408C1/ru active
- 1992-11-12 PL PL92296573A patent/PL169967B1/pl unknown
- 1992-11-13 JP JP30346192A patent/JP3308610B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1992-11-13 CA CA002082862A patent/CA2082862A1/en not_active Abandoned
-
1994
- 1994-02-25 US US08/202,687 patent/US5400587A/en not_active Expired - Lifetime
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
1. Патент EПВ N 0401529, кл. F23R 3/46, опублик. 1990. 2. Патент EПВ 0378505, кл. F23R 3/14, опублик. 1979 (прототип). * |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2581267C2 (ru) * | 2013-11-12 | 2016-04-20 | Федеральное государственное бюджетное научное учреждение "Всероссийский научно-исследовательский институт электрификации сельского хозяйства" (ФГБНУ ВИЭСХ) | Устройство камеры сгорания с регулируемым завихрителем для микро газотурбинного двигателя, где турбиной и компрессором является турбокомпрессор от двс |
WO2015122797A1 (en) | 2014-02-12 | 2015-08-20 | Otkrytoe Aktsionernoe Obshchestvo "Gazprom" | Annular combustion chamber in a gas turbine engine and its operation method |
RU2624682C1 (ru) * | 2016-07-05 | 2017-07-05 | Новиков Илья Николаевич | Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя и способ осуществления рабочего процесса |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US5400587A (en) | 1995-03-28 |
JPH05223254A (ja) | 1993-08-31 |
KR930010360A (ko) | 1993-06-22 |
CA2082862A1 (en) | 1993-05-14 |
PL169967B1 (pl) | 1996-09-30 |
EP0542044A1 (de) | 1993-05-19 |
DE59204754D1 (de) | 1996-02-01 |
PL296573A1 (en) | 1993-07-12 |
EP0542044B1 (de) | 1995-12-20 |
CH684963A5 (de) | 1995-02-15 |
JP3308610B2 (ja) | 2002-07-29 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2062408C1 (ru) | Кольцевая камера сгорания газовой турбины и способ ее эксплуатации | |
EP0627596B1 (en) | Dual fuel ultra-low NOx combustor | |
EP0700499B1 (en) | A gas turbine engine combustion chamber | |
EP0627062B1 (en) | Premix gas nozzle | |
US6016658A (en) | Low emissions combustion system for a gas turbine engine | |
US5829967A (en) | Combustion chamber with two-stage combustion | |
US8590311B2 (en) | Pocketed air and fuel mixing tube | |
US7836677B2 (en) | At least one combustion apparatus and duct structure for a gas turbine engine | |
EP0722065B1 (en) | Fuel injector arrangement for gas-or liquid-fuelled turbine | |
US5274993A (en) | Combustion chamber of a gas turbine including pilot burners having precombustion chambers | |
US7013648B2 (en) | Premix burner | |
KR20010024477A (ko) | 독립적으로 제어 가능한 서로 다른 스테이지로의 연료유동을 가진 연소기 | |
US5249955A (en) | Burner and ignitor arrangement | |
JPH08240129A (ja) | ガスタービンエンジン用燃焼器 | |
RU2193686C2 (ru) | Форсунка с двухпоточным тангенциальным входом и с отделенным факелом | |
EP2993404A1 (en) | Dilution gas or air mixer for a combustor of a gas turbine | |
US5127821A (en) | Premixing burner for producing hot gas | |
CN107466354A (zh) | 用于燃气涡轮发动机的旋流器、燃烧器和燃烧装置 | |
JP3192055B2 (ja) | ガスタービン燃焼器 | |
EP0773410B1 (en) | Fuel and air mixing tubes | |
US5832732A (en) | Combustion chamber with air injector systems formed as a continuation of the combustor cooling passages | |
RU2197684C2 (ru) | Способ отделения факела от форсунки с двухпоточным тангенциальным входом | |
JPH09166326A (ja) | ガスタービン燃焼器 | |
JP4106098B2 (ja) | ガスタービンの燃焼室の運転法及びガスタービンの燃焼室 | |
RU2750176C1 (ru) | Противоточный горелочный модуль предварительного смешивания |