RU2064634C1 - Method for gaseous fuel combustion in air flow - Google Patents

Method for gaseous fuel combustion in air flow Download PDF

Info

Publication number
RU2064634C1
RU2064634C1 RU94024226A RU94024226A RU2064634C1 RU 2064634 C1 RU2064634 C1 RU 2064634C1 RU 94024226 A RU94024226 A RU 94024226A RU 94024226 A RU94024226 A RU 94024226A RU 2064634 C1 RU2064634 C1 RU 2064634C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas
jets
combustion
air
fuel
Prior art date
Application number
RU94024226A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU94024226A (en
Inventor
В.Н. Груздев
Original Assignee
Казанский государственный технический университет им.А.Н.Туполева
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 Казанский государственный технический университет им.А.Н.Туполева filed Critical Казанский государственный технический университет им.А.Н.Туполева
Priority to RU94024226A priority Critical patent/RU2064634C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU94024226A publication Critical patent/RU94024226A/en
Publication of RU2064634C1 publication Critical patent/RU2064634C1/en

Links

Images

Abstract

FIELD: combustion chambers for gas-turbine engines and gas generators. SUBSTANCE: desired flow of combustible gas is admitted in small jets distributed within combustion chamber sectional area. Gas feed rate is always higher than air inflow speed and correlation between these speeds is set depending on degree of gas heating determined by air excess coefficient Φ. Desired combustible gas flow is determined by relationship between gas feed rate and inflow air speed m, diameter of jets at which reliable flame transfer between separate diffusion torches should be ensured. EFFECT: improved combustion of gas. 4 dwg

Description

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, теплоэнергетики, в частности, к камерам сгорания, предназначенным для установки в газотурбинных двигателях, а также в различных теплогазогенераторах, обеспечивающих подачу горячих продуктов сгорания в рабочий объем, и в газотурбинных двигателях наземного применения, используемых в системе газоперекачки или пиковых электростанциях. The invention relates to the field of aircraft engine building, power engineering, in particular, to combustion chambers intended for installation in gas turbine engines, as well as in various heat and gas generators supplying hot combustion products to the working volume, and in gas turbine engines of ground application used in a gas pumping system or peak power plants.

Известен способ сжигания газового топлива в потоке воздуха в диффузионном факеле и устройство для осуществления способа (см. заявка ЕПВ N 0488556, F 23 R 3/34, 1992), в котором диффузионная вспомогательная форсунка с предварительным смешиванием имеет диффузионное направляющее устройство, снабженное топливоподающей трубкой с входным концом, выходным концом и несколькими топливонаправляющими трубками, а также воздухоподводящей трубой и камеру предварительного смешивания с входным и выходным концами. A known method of burning gas fuel in an air stream in a diffusion flame and a device for implementing the method (see application EPO N 0488556, F 23 R 3/34, 1992), in which the diffusion auxiliary nozzle with preliminary mixing has a diffusion guide device equipped with a fuel supply tube with an inlet end, an outlet end and several fuel guide tubes, as well as an air supply pipe and a premixing chamber with inlet and outlet ends.

Известен способ регулирования воздуха и топлива к большому числу горелок (см. заявка ФРГ N OS 3638410, опубл. 06.01.88 кл. F 23 N 1/02, 5/00), ближайший по технической сущности и принятый за прототип, в котором для воспламенения горелок подводят определенное количество воздуха и определенное количество топлива. После воспламенения горелки подводят воздух, объем которого согласован с подаваемым количеством топлива. A known method of regulating air and fuel to a large number of burners (see application Germany N OS 3638410, publ. 06.01.88 class. F 23 N 1/02, 5/00), the closest in technical essence and adopted as a prototype, in which for burner ignitions bring a certain amount of air and a certain amount of fuel. After ignition of the burner, air is supplied, the volume of which is consistent with the supplied amount of fuel.

В известном способе процесс сгорания топлива происходит в диффузионном факеле довольно значительных размеров и, следовательно, имеет следующие недостатки:
большие размеры горелочного пространства или большая длина камеры сгорания для завершения горения,
низкая полнота сгорания, повышенное содержание окиси углерода и несгоревших углеводородов в продуктах сгорания, из-за контакта пламени с твердыми поверхностями элементов топочного устройства или камеры сгорания, что приводит к "замораживанию" химических реакций,
излучение от диффузионного факела больших размеров достигает большой доли от всего выделенного тепла, что вызывает сильный нагрев стенок камеры сгорания,
большое количество окислов азота в продуктах сгорания, из-за большого времени пребывания в условиях высоких температур.In the known method, the process of fuel combustion occurs in a diffusion flame of a rather significant size and, therefore, has the following disadvantages:
large dimensions of the burner space or a large length of the combustion chamber to complete combustion,
low completeness of combustion, increased content of carbon monoxide and unburned hydrocarbons in the combustion products, due to the contact of the flame with the solid surfaces of the elements of the combustion device or combustion chamber, which leads to a "freezing" of chemical reactions,
radiation from a large diffusion torch reaches a large fraction of all the heat generated, which causes strong heating of the walls of the combustion chamber,
a large amount of nitrogen oxides in the products of combustion, due to the long residence time at high temperatures.

Задачей, решаемой данным изобретением является уменьшение длины факела горения, путем интенсификации процесса сжигания топлива, повышение полноты сгорания, а также снижение концентрации окислов азота в продуктах сгорания. The problem solved by this invention is to reduce the length of the flame, by intensifying the process of burning fuel, increasing the completeness of combustion, and also reducing the concentration of nitrogen oxides in the combustion products.

Поставленная задача решается тем, что способ сжигания газообразного топлива в набегающем потоке воздуха, включает подачу топлива в поток воздуха в виде множества струй по всему сечению горелочного объема, воспламенение топлива в потоке воздуха, сжигание топлива и выхлоп продуктов сгорания. Новым является то, что газ подают со скоростью превышающей скорость набегающего потока воздуха, а соотношение этих скоростей m задают в зависимости от степени подогрева газа, которую определяют коэффициентом избытка воздуха α, при горении с малой степенью подогрева при

Figure 00000002
, при горении с большой степенью подогрева при
Figure 00000003
, при этом относительный шаг между осями струй газа задают из условия
Figure 00000004
, где S шаг между осями струй газа, dг диаметр струй газа на выходе из сопла.The problem is solved in that the method of burning gaseous fuel in the oncoming air stream includes feeding fuel into the air stream in the form of multiple jets over the entire cross section of the burner volume, igniting the fuel in the air stream, burning fuel and exhausting combustion products. What is new is that gas is supplied at a speed exceeding the speed of the incoming air flow, and the ratio of these velocities m is set depending on the degree of gas heating, which is determined by the coefficient of excess air α, when burning with a small degree of heating at
Figure 00000002
when burning with a high degree of heating at
Figure 00000003
, the relative step between the axes of the gas jets is set from the condition
Figure 00000004
where S is the step between the axes of the gas jets, d g is the diameter of the gas jets at the exit of the nozzle.

На фиг. 1 представлена зависимость длины камеры сгорания, отнесенной к шагу между осями газовых струй, потребной для выгорания топлива на 99% в зависимости от соотношения начальных скоростей струй газа и потока воздуха m. In FIG. Figure 1 shows the dependence of the length of the combustion chamber, related to the step between the axes of the gas jets, required for fuel combustion by 99%, depending on the ratio of the initial velocities of the gas jets and the air flow m.

На фиг. 2 представлен продольный разрез камеры сгорания для реализации данного способа. In FIG. 2 shows a longitudinal section through a combustion chamber for implementing this method.

На фиг.3 разрез А-А фиг.2 для квадратного сечения камеры сгорания. Figure 3 is a section aa of figure 2 for the square section of the combustion chamber.

На фиг.4 разрез А-А фиг.2 для квадратного сечения камеры сгорания. Figure 4 is a section aa of figure 2 for the square section of the combustion chamber.

Сущность способа заключается в следующем. Необходимый расход горючего газа подводится мелкими струями, распределенными в поперечном сечении камеры сгорания по заданному закону. Плотность расположения газовых струй в потоке воздуха (местная концентрация газа) может быть или равномерной, или отвечать заданному полю температуры продуктов сгорания на выходе из камеры сгорания. При этом скорость подачи газа всегда превышает скорость набегающего потока воздуха, а соотношение этих скоростей задают в зависимости от степени подогрева газа, которая определяется коэффициентом избытка воздуха α. По отношению скоростей подачи газа и набегающего потока воздуха m, а также по диаметру струй газа на выходе из сопла, определяют шаг между осями газовых струй, при котором должен обеспечиваться надежный пламяпереброс между отдельными диффузионными факелами. The essence of the method is as follows. The required flow rate of combustible gas is supplied by small jets distributed in the cross section of the combustion chamber according to a given law. The density of the gas jets in the air stream (local gas concentration) can be either uniform or correspond to a given temperature field of the combustion products at the outlet of the combustion chamber. In this case, the gas supply rate always exceeds the speed of the incoming air flow, and the ratio of these speeds is set depending on the degree of gas heating, which is determined by the coefficient of excess air α. Based on the ratio of the gas supply rates and the oncoming air flow m, as well as the diameter of the gas jets at the exit of the nozzle, the step between the axes of the gas jets is determined, at which a reliable flame transmission between individual diffusion flames must be ensured.

Расчеты горения струй газообразного топлива в спутном потоке воздуха показали, что полнота сгорания топлива в некотором диапазоне соотношения скоростей топлива и воздуха очень сильно зависит от этого соотношения. Зависимость длины камеры сгорания, отнесенной к шагу между осями газовых струй, потребной для выгорания топлива на 99% в зависимости от соотношения начальных скоростей струй топлива и потока воздуха представлена на фиг.1. Расчеты проведены для воздуха и природного газа при коэффициенте избытка воздуха равном a = 3,0.. Из графика (фиг. 1) видно, что при скоростях струй газа, превышающих скорость потока воздуха, потребная относительная длина камеры в 2. 3 раза короче, чем при обратном соотношении скоростей. Поэтому, с целью обеспечения высокоинтенсивного сжигания струй газа в потоке воздуха следует организовывать подачу газа со скоростью, превышающей скорость потока воздуха. Calculations of the combustion of gaseous fuel jets in a satellite air stream showed that the completeness of fuel combustion in a certain range of the ratio of fuel and air velocities very much depends on this ratio. The dependence of the length of the combustion chamber, related to the step between the axes of the gas jets, required for fuel combustion by 99%, depending on the ratio of the initial speeds of the fuel jets and air flow is shown in Fig. 1. The calculations were carried out for air and natural gas with an excess air coefficient of a = 3.0 .. From the graph (Fig. 1) it can be seen that at gas jet velocities exceeding the air flow rate, the required relative chamber length is 2. 3 times shorter, than with the inverse ratio of speeds. Therefore, in order to ensure high-intensity combustion of gas jets in the air stream, a gas supply should be organized at a speed exceeding the air flow rate.

Результаты показывают также, что по мере роста скорости струй газа относительно скорости потока воздуха потребная относительная длина камеры сгорания уменьшается, т. е. процесс горения становится более интенсивным. Соотношение скоростей Wг/Wв= 5 можно принять критическим, т.е. ниже этого значения начинается довольно крутой рост потребной длины камеры сгорания. Поэтому, с целью обеспечения высокой полноты сгорания в камере наименьшей длины необходимо, чтобы скорость истечения газовых топливных струй превышала скорость спутного воздуха, по возможности, более чем в пять раз.The results also show that as the speed of the gas jets grows relative to the air flow rate, the required relative length of the combustion chamber decreases, i.e., the combustion process becomes more intense. The ratio of speeds W g / W in = 5 can be taken critical, i.e. below this value, a rather steep increase in the required length of the combustion chamber begins. Therefore, in order to ensure high completeness of combustion in the chamber of the smallest length, it is necessary that the flow rate of the gas fuel jets exceed the speed of the satellite air, if possible, by more than five times.

Ограничения на величину m накладываются условиями надежного пламяпереброса между отдельными диффузионными факелами. Предельный шаг, выше которого пламяпереброс становится ненадежным, зависит от размера сопла струи по соотношению
Sпред= Adг,
где A≈ 15 получено из экспериментальных данных.Limitations on the value of m are imposed by the conditions of reliable flashing between individual diffusion flares. The maximum step above which the flameproof becomes unreliable depends on the size of the jet nozzle in relation
S pre = Ad g ,
where A≈ 15 is obtained from experimental data.

Figure 00000005

В соответствии с выводами, сделанными ниже (для природного газа в потоке воздуха при нормальных условиях)
Figure 00000006
откуда
Figure 00000007

При a≥ 6 назначают соотношение скоростей m mпред.
Figure 00000005

In accordance with the conclusions made below (for natural gas in an air stream under normal conditions)
Figure 00000006
where from
Figure 00000007

For a≥ 6, the speed ratio mm pre is assigned.

При α< 6 назначают соотношение скоростей в диапазоне
5≅m≅mпред
Коэффициенту α=6 соответствует подогрев всего на

Figure 00000008
. То есть этот подогрев можно принять близким к минимальному. Поэтому наиболее распространенный случай будет, когда α<6, а 5≅m≅mпред.For α <6, a speed ratio in the range
5≅m≅m before
Coefficient α = 6 corresponds to heating only
Figure 00000008
. That is, this heating can be taken close to minimal. Therefore, the most common case will be when α <6, and 5≅m≅m before .

Если в некоторых случаях требуется малый подогрев ΔΤ< 400°C и α>6, то назначение m= mпред<5 не приведет к существенному росту длины камеры сгорания, т. к. влияние роста α на уменьшение длины камеры сгорания проявляется всегда сильнее, чем влияние соотношения скоростей m.If in some cases a small heating is required ΔΤ <400 ° C and α> 6, then the appointment of m = m before <5 will not lead to a significant increase in the length of the combustion chamber, since the influence of the growth of α on the decrease in the length of the combustion chamber is always stronger, than the influence of the ratio of speeds m.

Для определения расположения по сечению горелочного объема и количества необходимых факелов, а также диаметров струй газа на выходе из сопла, исходными является скорость воздуха Wв, расход воздуха Gв и плотность воздуха

Figure 00000009
, род горючего газа, его теплотворная способность, плотность ρг и коэффициент избытка воздуха для камеры сгорания α.To determine the location along the cross-section of the burner volume and the number of flares required, as well as the diameters of the gas jets at the exit of the nozzle, the initial speed is air speed W in , air flow rate G in and air density
Figure 00000009
, type of combustible gas, its calorific value, density ρ g and coefficient of excess air for the combustion chamber α.

Имея площадь поперечного сечения камеры

Figure 00000010
, а также потребный расход газа
Figure 00000011

(L0 стехиометрический коэффициент для газа), задаваясь определенным соотношением скоростей m=Wг/Wв, определяют скорость истечения газовых струй
Wг=Wв • m, а затем и суммарную площадь сопел газа
Figure 00000012

Задаваясь диаметром струи газа на выходе из сопла, можно определить количество необходимых струй газа, или количество сопел, или равное ему количество ячеек
Figure 00000013

Тогда относительный шаг между осями газовых струй и, следовательно шаг, например, отверстий при квадратной форме ячеек наводят из выражения
Figure 00000014

Для воздуха и природного газа (метана) при нормальных атмосферных условиях
Figure 00000015

На выбор величины m накладывают свое влияние также ограничения, связанные с выбором диаметра газовых струй и шага между осями газовых струй. Предельный шаг связан с необходимостью обеспечения устойчивого, надежного пламяпереброса между струями.Having a camera cross-sectional area
Figure 00000010
as well as the required gas flow
Figure 00000011

(L 0 stoichiometric coefficient for gas), given a certain ratio of velocities m = W g / W in , determine the rate of flow of gas jets
W g = W in • m, and then the total area of gas nozzles
Figure 00000012

Given the diameter of the gas jet at the exit of the nozzle, one can determine the number of required gas jets, or the number of nozzles, or an equal number of cells
Figure 00000013

Then the relative pitch between the axes of the gas jets and, consequently, the pitch, for example, of the holes in the square shape of the cells, is induced from the expression
Figure 00000014

For air and natural gas (methane) under normal atmospheric conditions
Figure 00000015

The choice of the quantity m is also influenced by the limitations associated with the choice of the diameter of the gas jets and the pitch between the axes of the gas jets. The ultimate step is related to the need to ensure a stable, reliable flame-flashing between the jets.

Предельный шаг определяется из соотношения
Sпред ≈ Adг
где A ≈ 15 (значение получено из экспериментальных данных), т.е. с увеличением диаметра сопла возрастает и предельное значение шага между осями газовых струй, т.е. возрастает шаг между осями сопел, выше которого пламяпереброс перестает быть надежным. В общем случае можно задать

Figure 00000016
,
то есть шаг между осями топливных струй при заданном α зависит от соотношения скоростей и диаметра сопел топливных струй. Последний выбирается исходя из допустимой длины камеры сгорания по соображениям технологического процесса, из соображений засоряемости сопел в зависимости от наличия пылевых включений в газе и отложения сажи на краях сопел, в диапазоне dг 0,5.3,0 мм.The limiting step is determined from the relation
S pre ≈ Ad g
where A ≈ 15 (value obtained from experimental data), i.e. as the nozzle diameter increases, the limiting value of the step between the axes of gas jets also increases, i.e. the step between the axes of the nozzles increases, above which the flamethrower ceases to be reliable. In general, you can set
Figure 00000016
,
that is, the step between the axes of the fuel jets for a given α depends on the ratio of speeds and the diameter of the nozzles of the fuel jets. The latter is selected on the basis of the permissible length of the combustion chamber for reasons of the process, for reasons of clogging of nozzles depending on the presence of dust inclusions in the gas and deposits of soot at the edges of the nozzles, in the range of d g 0.5.3.0 mm.

Устройство для реализации данного способа (фиг.2) представляет собой камеру сгорания 1, на входе которой расположено фронтовое устройство 2 для подвода горючего газа, его поджигания и обеспечения устойчивого горения. Камера сгорания 1 имеет наружный корпус 3 и жаровую трубу 4 с несколькими поясами 5 воздушного пристеночного охлаждения, распределенными по длине камеры сгорания 1. Фронтовое устройство 2 камеры сгорания 1 содержит, например, блок горелок 6, расположенных по всему сечению входа в камеру сгорания 1, каждая горелка 6 сообщена с коллектором 7 подвода газообразного топлива. Расположение горелок определяется заданным полем температуры на выходе из камеры сгорания. Форма поперечного сечения камеры сгорания 1 может быть любая, например, круглая (фиг. 3), прямоугольная (фиг.4). Диаметр сопел топливных струй выбирается по конструктивным и технологическим соображениям, при этом учитывается засоряемость сопел в зависимости от качества топлива. Длина камеры сгорания 1 определяется по зависимостям, предложенным в способе с учетом диаметра сопел и относительного шага между осями сопел подачи газа. A device for implementing this method (figure 2) is a combustion chamber 1, at the input of which there is a front-mounted device 2 for supplying combustible gas, igniting it and ensuring stable combustion. The combustion chamber 1 has an outer casing 3 and a flame tube 4 with several air-wall cooling belts 5 distributed along the length of the combustion chamber 1. The front device 2 of the combustion chamber 1 contains, for example, a block of burners 6 located along the entire cross section of the entrance to the combustion chamber 1, each burner 6 is in communication with a collector 7 for supplying gaseous fuel. The location of the burners is determined by the set temperature field at the outlet of the combustion chamber. The cross-sectional shape of the combustion chamber 1 can be any, for example, round (Fig. 3), rectangular (Fig. 4). The diameter of the nozzles of the fuel jets is selected for structural and technological reasons, while the clogging of the nozzles depending on the quality of the fuel is taken into account. The length of the combustion chamber 1 is determined by the dependences proposed in the method, taking into account the diameter of the nozzles and the relative pitch between the axes of the gas supply nozzles.

Работает устройство следующим образом. В набегающий поток воздуха, проходящий через камеру сгорания 1 подают струи газа из горелок 6. Поджигают топливо с помощью постороннего источника (на фиг. не показан). Устанавливают заданный расход воздуха и газа в соответствие с режимом работы установки при выдерживании соотношения скоростей топлива и воздуха m, при

Figure 00000017
, а при
Figure 00000018
.The device operates as follows. In an oncoming flow of air passing through the combustion chamber 1 serves a jet of gas from the burners 6. Ignite the fuel using an external source (not shown in Fig.). Set the desired flow rate of air and gas in accordance with the operating mode of the installation while maintaining the ratio of the speeds of fuel and air m, at
Figure 00000017
, and when
Figure 00000018
.

При этом обеспечивается короткая длина факела сжигания газа и, следовательно, короткая камера сгорания. This ensures a short length of the gas flare and, therefore, a short combustion chamber.

Таким образом преимуществами предлагаемого способа сжигания газообразного топлива в потоке воздуха по сравнению с известными является:
сжигание множества мелких струй топлива в набегающем потоке воздуха с заданным соотношением скоростей подачи газа и воздуха в зависимости от заданной степени подогрева, причем скорость подачи газа всегда превышает скорость набегающего потока воздуха, что приводит к интенсификации процесса сжигания на короткой длине и, следовательно, к сокращению длины камеры сгорания,
высокая полнота сгорания ( до 99%) и, следовательно, низкое содержание окиси углерода и несгоревших углеводородов в продуктах сгорания,
снижение концентрации оксидов азота в продуктах сгорания из-за малого времени пребывания в условиях высоких температур, т.к. интенсивное сжигание газа осуществляется на короткой длине.Thus, the advantages of the proposed method of burning gaseous fuels in an air stream in comparison with the known is:
burning a plurality of small jets of fuel in an oncoming air stream with a predetermined ratio of gas and air flow rates depending on a given degree of heating, and the gas supply rate always exceeds the speed of the incoming air flow, which leads to an intensification of the combustion process over a short length and, consequently, to a reduction combustion chamber lengths
high completeness of combustion (up to 99%) and, therefore, low content of carbon monoxide and unburned hydrocarbons in the products of combustion,
a decrease in the concentration of nitrogen oxides in the combustion products due to the short residence time at high temperatures, because intense burning of gas is carried out over a short length.

Claims (1)

Способ сжигания газообразного топлива в потоке воздуха путем подачи газа в набегающий поток воздуха в виде множества струй по всему сечению горелочного объема, воспламенения топлива в потоке воздуха, сжигания и выхлопа продуктов сгорания, отличающийся тем, что газ подают со скоростью, превышающей скорость набегающего потока, а соотношение этих скоростей m задают в зависимости от степени подогрева газа, которую определяют коэффициентом избытка воздуха α, причем при горении с малой степенью подогрева при
Figure 00000019
при гонении с большой степенью подогрева при
Figure 00000020
, при этом относительный шаг между осями струй газа задают из условия
Figure 00000021

где S шаг между осями струй газа;
dг диаметр струй газа на выходе из сопла.A method of burning gaseous fuel in an air stream by supplying gas to the incoming air stream in the form of multiple jets over the entire cross section of the burner volume, igniting the fuel in the air stream, burning and exhausting the combustion products, characterized in that the gas is supplied at a speed exceeding the speed of the incident stream, and the ratio of these speeds m is set depending on the degree of gas heating, which is determined by the coefficient of excess air α, and when burning with a small degree of heating at
Figure 00000019
when persecuted with a high degree of heating at
Figure 00000020
, the relative step between the axes of the gas jets is set from the condition
Figure 00000021

where S is the step between the axes of the gas jets;
d g the diameter of the gas jets at the exit of the nozzle.
RU94024226A 1994-06-29 1994-06-29 Method for gaseous fuel combustion in air flow RU2064634C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU94024226A RU2064634C1 (en) 1994-06-29 1994-06-29 Method for gaseous fuel combustion in air flow

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU94024226A RU2064634C1 (en) 1994-06-29 1994-06-29 Method for gaseous fuel combustion in air flow

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU94024226A RU94024226A (en) 1996-07-27
RU2064634C1 true RU2064634C1 (en) 1996-07-27

Family

ID=20157791

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU94024226A RU2064634C1 (en) 1994-06-29 1994-06-29 Method for gaseous fuel combustion in air flow

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2064634C1 (en)

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Европейский патент № 488556, кл. F 23 R 3/54, опублик. 1992. Заявка ФРГ № 3638410, кл. F 23 N 1/02, опублик. 1988. *

Also Published As

Publication number Publication date
RU94024226A (en) 1996-07-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7914280B2 (en) Combustion method and apparatus
US4706612A (en) Turbine exhaust fed low NOx staged combustor for TEOR power and steam generation with turbine exhaust bypass to the convection stage
CN102084182A (en) Low NOx burner
US2715436A (en) Resonant pulse jet combustion heating device
US4606720A (en) Pre-vaporizing liquid fuel burner
RU2064634C1 (en) Method for gaseous fuel combustion in air flow
CN110608433A (en) Venturi combustion nozzle for combusting biomass powder fuel
US5823759A (en) Apparatus and method for burning combustible gases
GB2102500A (en) Pulsating burner
RU2193139C1 (en) Method of burning fuel and device for realization of this method
CN210717525U (en) Venturi combustion nozzle for combusting biomass powder fuel
EP0913639A2 (en) Apparatus and method for burning combustible gases
RU2339878C2 (en) Method of plasma-coal lighting up of boiler and associated plant
RU2098717C1 (en) Method and device for burning fuel-air mixture
SU1101622A1 (en) Burner device
SU953372A1 (en) Fuel burning method /its version/
SU1239458A1 (en) Gas burner
RU2042881C1 (en) Method of decreasing formation of nitrogen oxides in burning liquid fuel
SU1726908A1 (en) Burner
SU1636630A1 (en) Air jet furnace
RU2277676C1 (en) Combustion chamber for gas-turbine engine
RU26108U1 (en) GAS-BURNER
RU2044956C1 (en) Burner
EP0651206A1 (en) Ignition device
RU2086856C1 (en) Combustion chamber