RU2121113C1 - Gas turbine combustion chamber - Google Patents
Gas turbine combustion chamber Download PDFInfo
- Publication number
- RU2121113C1 RU2121113C1 RU96110608A RU96110608A RU2121113C1 RU 2121113 C1 RU2121113 C1 RU 2121113C1 RU 96110608 A RU96110608 A RU 96110608A RU 96110608 A RU96110608 A RU 96110608A RU 2121113 C1 RU2121113 C1 RU 2121113C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- prechamber
- fuel gas
- air
- mixing
- chamber
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к камерам сгорания газовых турбин энергетических установок, работающих преимущественно на сжатом природном газе с малой концентрацией оксидов азота в отработавших газах турбины. The invention relates to combustion chambers of gas turbines of power plants operating mainly on compressed natural gas with a low concentration of nitrogen oxides in the exhaust gases of the turbine.
Известна камера сгорания газовой турбины, содержащая горелку и проходящую в направлении течения полость сгорания, а на входной стороне камера сгорания A снабжена несколькими горелками B, C предварительного смешения, расположенными одна рядом с другой и имеющими различный размер. Между двумя большими горелками B размещена одна малая горелка C предварительного смешения. В горелках C за наибольшим выходным отверстием расположена форкамера [1]. A combustion chamber of a gas turbine is known, comprising a burner and a combustion cavity extending in the flow direction, and on the inlet side, the combustion chamber A is provided with several pre-mixing burners B, C located one next to the other and having different sizes. Between the two large burners B, there is one small premix burner C. In burners C, a prechamber [1] is located behind the largest outlet.
Недостатком данной конструкции является малый диапазон устойчивого горения на переходных режимах силовой установки. Кроме того, большие тепловые потоки от камеры к горелкам приводят к нагарообразованию и коксованию горелок, что снижает надежность работы камеры сгорания. The disadvantage of this design is the small range of sustainable combustion in transient power plant. In addition, large heat fluxes from the chamber to the burners lead to carbon formation and coking of the burners, which reduces the reliability of the combustion chamber.
Известна также камера сгорания газовой турбины, содержащая по меньшей мере одну жаровую трубу, состоящую из основной камеры и предкамеры с полостями подвода топливного газа и смешения топливного газа и воздуха, а также форсунок с втулками смешения топливного газа и воздуха [2]. Also known is a combustion chamber of a gas turbine containing at least one flame tube consisting of a main chamber and a pre-chamber with cavities for supplying fuel gas and mixing fuel gas and air, as well as nozzles with bushings for mixing fuel gas and air [2].
Недостатками известной камеры сгорания являются увеличенные осевые габариты жаровой трубы, повышающие время пребывания при высокой температуре потока продуктов горения, что приводит к повышенным выбросам токсичных продуктов сгорания, преимущественно оксидов азота NOx. Не исключается возможность прогара жаровых труб вследствие противоточной схемы течения охлаждающего воздуха в камере сгорания и вероятности образования застойных зон.The disadvantages of the known combustion chamber are the increased axial dimensions of the flame tube, increasing the residence time at a high temperature of the flow of combustion products, which leads to increased emissions of toxic combustion products, mainly nitrogen oxides NO x . The possibility of burnout of the flame tubes is not ruled out due to the countercurrent flow pattern of the cooling air in the combustion chamber and the likelihood of stagnant zones.
Наиболее близкой к заявляемой является малоэмиссионная камера сгорания для газовой турбины М1А - 13А мощностью 1,5 МВт, содержащая по меньшей мере одну жаровую трубу, состоящую из основной камеры и предкамеры с полостями подвода топливного газа и смешения топливного газа и воздуха, а также форсунок с втулками смешения топливного газа и воздуха [3]. Closest to the claimed is a low-emission combustion chamber for a gas turbine M1A - 13A with a capacity of 1.5 MW, containing at least one flame tube, consisting of a main chamber and a pre-chamber with cavities for supplying fuel gas and mixing fuel gas and air, as well as nozzles with bushings for mixing fuel gas and air [3].
Недостатками известной конструкции являются низкая надежность подачи сжатого газа в камеру сгорания и малый ресурс ее работы. Это объясняется отсутствием расходных полостей в предкамере, а следовательно, ограничениями в стабильности расхода топливного газа и устойчивости горения в широком диапазоне режимов работы. В известной конструкции сжатый природный газ подается в основную камеру и предкамеру через трубопроводы и каналы в стенках предкамеры и скрепленной с ней передней стенкой камеры сгорания, что усложняет также систему регулирования давлением сжатого природного газа и снижает ее надежность из-за большого числа соединений. Не исключена также возможность проскока пламени в пневматической форсунке и основной предкамере вследствие появления зон пониженного давления в центре вихря из-за закрутки потоков газа лопатки завихрителей. Кроме того, в известной конструкции предкамера недостаточно защищена от потока высокотемпературных продуктов сгорания, например, в пилотной форсунке. Известная конструкция затрудняет также ее сборку, разборку и использование в кольцевых камерах сгорания с наклонной относительно оси камеры осью жаровых труб вследствие жесткого соединения предкамеры с передней стенкой камеры сгорания. На переходных режимах и неполной загрузке возможны повышенные выбросы токсичных продуктов сгорания, в основном оксидов азота NOx, вследствие неравномерной подачи топливно-воздушной смеси относительно поперечного сечения основной камеры.The disadvantages of the known design are the low reliability of the supply of compressed gas to the combustion chamber and the small resource of its operation. This is explained by the absence of discharge cavities in the prechamber, and, consequently, by limitations in the stability of the fuel gas flow and combustion stability in a wide range of operating modes. In the known construction, compressed natural gas is supplied to the main chamber and the pre-chamber through pipelines and channels in the walls of the pre-chamber and the front wall of the combustion chamber attached to it, which also complicates the pressure control system of the compressed natural gas and reduces its reliability due to the large number of connections. The possibility of flame penetration in the pneumatic nozzle and in the main antechamber due to the appearance of low pressure zones in the center of the vortex due to swirling gas flows of the swirl blades is also possible. In addition, in the known construction, the pre-chamber is not sufficiently protected from the flow of high-temperature combustion products, for example, in a pilot nozzle. The known design also makes it difficult to assemble, disassemble and use in annular combustion chambers with the axis of the flame tubes inclined relative to the chamber axis due to the rigid connection of the prechamber to the front wall of the combustion chamber. At transient conditions and possible incomplete loading increased emissions of toxic combustion products, mainly NO x nitrogen oxides due to nonuniform flow of the fuel-air mixture relative to the cross-section of the main chamber.
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении ресурса камеры сгорания за счет снижения температурных градиентов в стенках предкамеры и снижение токсичности продуктов сгорания за счет более высокой степени смешения с воздухом смеси природного газа, повышения полноты его сгорания, а также повышения устойчивости горения в широком диапазоне режимов работы газотурбинной установки. The technical problem to be solved by the claimed invention is aimed at increasing the resource of the combustion chamber by reducing temperature gradients in the walls of the prechamber and reducing the toxicity of combustion products due to a higher degree of mixing of natural gas mixture with air, increasing the completeness of its combustion, as well as increasing stability combustion in a wide range of operating modes of a gas turbine installation.
Сущность технического решения заключается в том, что в камере сгорания газовой турбины, содержащей по меньшей мере одну жаровую трубу, состоящую из основной камеры и предкамеры с полостями подвода топливного газа и смешения топливного газа и воздуха, а также форсунок с втулками смешения топливного газа и воздуха, согласно изобретению, передняя и задняя стенки предкамеры выполнены двухслойными с полостями подвода топливного газа, при этом задняя стенка предкамеры содержит экран, обращенный к основной камере и образующей со смежной стенкой проточную воздушную полость, а на выходе предкамеры поперечное сечение полости подвода топливного газа превышает поперечное сечение предкамеры, в стенках втулок и предкамеры выполнены щелевые каналы, имеющие тангенциальное пересечение с осью втулок и предкамеры, а между каналами выполнены отверстия, сообщающиеся с полостями подвода топливного газа и имеющие ряд более мелких отверстий, выход которых расположен на поверхности щелевых каналов перед их поперечным сечением. Втулки смешения выполнены с уменьшенным относительно средней части втулки диаметром лобового и выходного торцев и с конусным телом внутри, соосным с втулкой, причем вершина конуса направлена по потоку, основание скреплено с лобовым торцем втулки, а в теле конуса выполнено отверстие соосно с осью втулки. The essence of the technical solution lies in the fact that in the combustion chamber of a gas turbine containing at least one flame tube, consisting of a main chamber and a pre-chamber with cavities for supplying fuel gas and mixing fuel gas and air, as well as nozzles with bushings for mixing fuel gas and air according to the invention, the front and rear walls of the prechamber are made two-layer with cavities for supplying fuel gas, while the rear wall of the prechamber contains a screen facing the main chamber and forming from an adjacent wall th flowing air cavity, and at the exit of the prechamber the cross section of the cavity for supplying fuel gas exceeds the cross section of the prechamber, slotted channels are made in the walls of the bushings and the prechamber having tangential intersection with the axis of the bushes and the prechamber, and openings are made between the channels communicating with the cavities of the fuel gas supply and having a number of smaller holes, the outlet of which is located on the surface of the slotted channels in front of their cross section. Mixing sleeves are made with a diameter of the frontal and output ends reduced with respect to the middle part of the sleeve and with a conical body inside, coaxial with the sleeve, the top of the cone being directed downstream, the base fastened to the frontal end of the sleeve, and a hole made coaxially with the axis of the sleeve in the body of the cone.
Выполнение в камере сгорания передней и задней стенок предкамеры двухслойными, с полостями подвода топливного газа позволяет уменьшить потери давления и инерционность системы регулирования давлением сжатого природного газа, а также упростить размещение расходных полостей топливного газа непосредственно в стенках предкамеры. Это упрощает также и соединения с трубопроводами подвода топливного газа, снижает их количество, повышает надежность соединений с стабильность расхода топливного газа через форсунки, а следовательно, повышает устойчивость горения. Кроме того, это повышает "быстродействие" системы, упрощает систему регулирования подачи топливного газа в камеру сгорания в широком диапазоне режимов работы газотурбинной установки. The implementation of the front and rear walls of the prechamber in the combustion chamber with two layers, with cavities for supplying fuel gas, allows reducing pressure losses and the inertia of the pressure control system of compressed natural gas, as well as simplifying the placement of fuel gas consumables directly in the walls of the prechamber. This also simplifies the connection with the fuel gas supply pipelines, reduces their number, increases the reliability of the connections with the stability of the fuel gas flow through the nozzles, and therefore increases the stability of combustion. In addition, this improves the "speed" of the system, simplifies the system for regulating the supply of fuel gas to the combustion chamber in a wide range of operating modes of a gas turbine installation.
Наличие на задней стенке предкамеры экрана, обращенного к основной камере и образующего со смежной стенкой проточную воздушную полость, обеспечивает теплоизоляцию полости топливного газа в задней стенке предкамеры от воздействия высоких температур, создаваемых в зоне горения. The presence on the rear wall of the prechamber of the screen facing the main chamber and forming a flowing air cavity with the adjacent wall provides thermal insulation of the fuel gas cavity in the rear wall of the prechamber from the effects of high temperatures created in the combustion zone.
Выполнение на выходе предкамеры, т.е. на задних стенках, поперечного сечения полости подвода топливного газа, превышающего поперечное сечение предкамеры, позволяет дополнительно снизить потери давления, упростить размещение расходных полостей топливного газа и соединить их непосредственно с втулками смешения топливного газа, например, при помощи сварки. Это повышает надежность соединений, снижает вероятность утечек топливного газа, повышает ресурс и надежность камеры сгорания, а также обеспечивает стабильность расхода топливного газа через форсунки и упрощает систему регулирования подачи газа в камеру сгорания. Execution of the pre-chamber output, i.e. on the rear walls, a cross-section of the fuel gas supply cavity exceeding the cross-section of the prechamber, can further reduce pressure losses, simplify the placement of the fuel gas supply cavities and connect them directly to the fuel gas mixing bushings, for example, by welding. This increases the reliability of the connections, reduces the likelihood of fuel gas leaks, increases the life and reliability of the combustion chamber, and also ensures the stability of the flow of fuel gas through the nozzles and simplifies the system for controlling the gas supply to the combustion chamber.
Выполнение в стенках втулок и предкамеры щелевых каналов, имеющих тангенциальное пересечение с осью втулок и предкамеры, позволяет увеличить степень смешения, закручивая газовые потоки и увеличивая их траекторию. The execution in the walls of the bushings and the prechamber of the slotted channels having a tangential intersection with the axis of the bushings and the precamera, allows to increase the degree of mixing by twisting the gas flows and increasing their trajectory.
Выполнение между каналами отверстий, сообщающихся с полостями подвода топливного газа и имеющих ряд более мелких отверстий, выход которых расположен на поверхности щелевых каналов перед их поперечным сечением, обеспечивает дополнительную турбулизацию топливно-воздушного потока перед входом в тангенциальный канал и повышает степень смешения топливовоздушных струй. The opening between the channels of the holes communicating with the cavities of the fuel gas supply and having a number of smaller holes, the outlet of which is located on the surface of the slotted channels in front of their cross section, provides additional turbulization of the fuel-air flow before entering the tangential channel and increases the degree of mixing of the fuel-air jets.
Выполнение втулок смешения с уменьшенным относительно средней части втулки диаметром лобового и выходного торцев и с конусным телом внутри, соосным с втулкой, причем с вершиной конуса, направленной по потоку, а основанием - скрепленным с лобовым торцем втулки, позволяет уменьшить потери давления при смешивании топливного газа с уже перемешанной топливовоздушной смесью в предкамере за счет близкого к ламинарному течению потока турбулентных струй внутри втулок смешения. Глухой лобовой торец втулки обеспечивает торможение потока топливовоздушной смеси внутри предкамеры. Уменьшенный диаметр лобового и выходного торцев позволяет разместить внутри втулки конусное тело, что обеспечивает потоку внутри втулки равенство скоростей вдоль ее оси. The execution of the mixing sleeves with a diameter of the frontal and output ends reduced relative to the middle part of the sleeve and with a conical body inside, coaxial with the sleeve, and with the top of the cone directed downstream, and the base fastened to the frontal face of the sleeve, allows to reduce pressure losses when mixing fuel gas with the already mixed air-fuel mixture in the pre-chamber due to the flow of turbulent jets close to the laminar flow inside the mixing bushings. The deaf frontal end face of the sleeve provides braking of the flow of the air-fuel mixture inside the chamber. The reduced diameter of the frontal and output ends allows you to place a conical body inside the sleeve, which ensures equal flow speeds along the axis inside the sleeve.
Выполнение внутри конуса отверстия позволяет сдувать поток газов в центре закрученного тангенциальными каналами потока, имеющего пониженное статистическое давление, что исключает проскок пламени в центре тангенциального вихря. The execution inside the cone of the hole allows you to blow off the gas flow in the center of the flow swirling with tangential channels, which has a reduced statistical pressure, which eliminates the breakthrough of the flame in the center of the tangential vortex.
На фиг. 1 изображена верхняя часть продольного сечения камеры сгорания вдоль оси жаровой трубы; на фиг. 2 - разрез A-A на фиг.1 (поперек входной части предкамеры); на фиг.3 - разрез Б-Б на фиг.1 (поперек втулки смешения топливного газа с топливовоздушной смесью); на фиг.4 - разрез В-В на фиг.2 (отверстия для подачи топливного газа из полости в передней стенке предкамеры); на фиг.5 - разрез Г-Г на фиг.3 (отверстия для подачи топливного газа во втулки смешения из полости в задней стенке предкамеры); на фиг.6 - вид Д на фиг.1 (со стороны полости горения на две смежные предкамеры). In FIG. 1 shows the upper part of a longitudinal section of the combustion chamber along the axis of the flame tube; in FIG. 2 is a section A-A in FIG. 1 (across the inlet of the prechamber); figure 3 is a section bB in figure 1 (across the sleeve of mixing the fuel gas with the air-fuel mixture); figure 4 is a section bb in figure 2 (holes for supplying fuel gas from the cavity in the front wall of the chamber); figure 5 - section GG in figure 3 (holes for supplying fuel gas to the mixing sleeve from the cavity in the rear wall of the chamber); in Fig.6 is a view of D in Fig.1 (from the side of the combustion cavity into two adjacent precameras).
Камера сгорания газовой турбины содержит по меньшей мере одну жаровую трубу 1, образованную кольцевыми наружной 2 и внутренней 3 оболочками и ряд предкамер 4, расположенных в кольцевом пространстве 5, образованном внутренней оболочкой 6 и наружными оболочками 7, 8, 9 камеры сгорания. Ось 10 предкамеры 4 расположена под острым углом к оси 11 камеры сгорания. В предкамере 4 содержатся форсунки 12 с втулками 13 смешения топливного газа 14 и воздуха 15, а поз.16 - показан поток перемешанной топливовоздушной смеси в полости 17 предкамеры 4. Передняя стенка 18 и задняя стенка 19 предкамеры 4 выполнены двухслойными из стенок 20, 21 и стенок 22, 23, соответственно на передней 18 и задней 19 стенках предкамеры 4 с полостями 24 и 25 подвода топливного газа 14. При этом задняя стенка 19 предкамеры 4 содержит экран 26, обращенный к основной камере 27, т.е. к жаровой трубе 1, образующий со смежной стенкой 23 проточную воздушную полость 28. Проточной полость 28 становится благодаря ряду отверстий 29 в кольцевом пояске 30 и зазору между втулками 13 и отверстиями 31 в экране 26. На выходе предкамеры 4, т.е. в зоне ее задней стенки 19 поперечное сечение 32 полости подвода 25 топливного газа 14 превышает поперечное сечение 33 предкамеры 4. В стенках втулок 13 и предкамеры 4 выполнены щелевые каналы 34 и соответственно 35, имеющие тангенциальное пересечение с осью 36 втулок 13 и осью 10 предкамеры 4. Между каналами 34, 35 выполнены отверстия 37, 38, сообщающиеся соответственно с полостями 25 и 24 подвода топливного газа 14 и имеющие ряд более мелких отверстий, соответственно 39 и 40, выход которых расположен на поверхности 41 и соответственно 42 щелевых каналов 34 и 35 перед их поперечным сечением 43 и 44, на расстоянии X1 и X2. Втулки смешения 13 выполнены с глухим лобовым торцем 45 и с уменьшенным относительно средней части 46 втулки диаметром лобового торца 45 и выходного торца 47, а также с конусным телом 48 внутри втулки 13, соосным с этой втулкой. Вершина 49 конуса 48 направлена по потоку 16 во втулке 13, основание 50 скреплено с лобовым торцем 45 втулки, а в теле конуса 48 выполнено отверстие 51, соосно с осью 36 втулки 13. Кроме того, на фиг. 1 показаны штуцеры 52, 53 и 54 подвода топливного газа 14 со сферотелескопическими соединениями в предкамере 4, форсунка 55 малого газа, диффузор 56 с внезапным расширением, поперечная обтекаемая стойка 57, скрепляющая внутреннюю 6 и наружную 9 оболочки камеры сгорания, 58 - первая ступень соплового аппарата турбины, а на фиг.6 - 59 - дополнительные форсунки малого газа между предкамерами 4. The combustion chamber of a gas turbine contains at least one
Камера сгорания газовой турбины работает следующим образом. При запуске энергетической установки и работе на режиме холостого хода сжатый природный газ 14 подается через пусковые штуцеры 52 и форсунки 55, 59, смешиваясь с потоком воздуха 15, и воспламеняется в основной камере 27 от свечи зажигания, образуя факел диффузионного горения. С увеличением режима сжатый природный газ через штуцеры 54 подается в полость 25 в задней стенке 19 предкамеры 4, поступает в отверстия 37 во втулках 13, далее через ряды более мелких отверстий 39 распыливается с поверхности 41 в щелевых каналах 34, тангенциально расположенных к оси 36 втулок, где смешивается с воздухом 15. Интенсивно закручиваясь и перемешиваясь в тангенциальных каналах 34, газовоздушная смесь 16 поступает в основную камеру 27, где закрученные потоки газовоздушных струй образуют циркуляционные зоны горения для сжигания природного газа в гомогенной, обедненной газовоздушной смеси ( αг = 1,8-2,2, где αг - коэффициент избытка окислителя, равный отношению действительного количества воздуха к теоретически необходимому для полного сгорания топлива. На высоких режимах сжатый природный газ 14 подается через штуцеры 53 в полости 24 в передней стенке 18 предкамеры 4, через отверстия 38 распыливается через ряды более мелких отверстий 40 с поверхности 42 в щелевых каналах 35, интенсивно перемешивается с воздухом 15 и, тангенциально закручиваясь в щелевых каналах 35 и далее в полости 17 предкамер 4, газовоздушная смесь 16 поступает в тангенциальные каналы 34 втулок смешения 13, где дополнительно перемешивается, достигая высокой степени однородности. При этом подача сжатого газа через штуцеры 53 снижается или полностью прекращается, а коэффициент избытка окислителя газовоздушной смеси в сечении выходного торца 47 втулок 13 составляет 1,8 - 2,2. Горение бедной гомогенной смеси протекает при невысоких температурах (Тг = 750 - 1050 K), и количество образующихся оксидов азота при этом незначительно.The combustion chamber of a gas turbine operates as follows. When starting the power plant and operating at idle, compressed
Таким образом, предлагаемая конструкция камеры сгорания защищена от потока высокотемпературных продуктов сгорания воздушной полостью и тепловым экраном, а размещение полостей подвода сжатого природного газа непосредственно в предкамере повышает ее ресурс и надежность за счет повышения устойчивости горения в широком диапазоне режимов работы газотурбинной установки, токсичность продуктов сгорания при этом снижается более чем в 5 раз. Thus, the proposed design of the combustion chamber is protected from the flow of high-temperature combustion products by an air cavity and a heat shield, and the placement of compressed natural gas supply cavities directly in the pre-chamber increases its resource and reliability by increasing combustion stability in a wide range of operating modes of a gas turbine installation, toxicity of combustion products it decreases by more than 5 times.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU96110608A RU2121113C1 (en) | 1996-05-28 | 1996-05-28 | Gas turbine combustion chamber |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU96110608A RU2121113C1 (en) | 1996-05-28 | 1996-05-28 | Gas turbine combustion chamber |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU96110608A RU96110608A (en) | 1998-08-20 |
| RU2121113C1 true RU2121113C1 (en) | 1998-10-27 |
Family
ID=20181114
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU96110608A RU2121113C1 (en) | 1996-05-28 | 1996-05-28 | Gas turbine combustion chamber |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2121113C1 (en) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2462664C2 (en) * | 2008-04-01 | 2012-09-27 | Сименс Акциенгезелльшафт | Auxiliary combustion chamber in burner |
| RU2470229C2 (en) * | 2008-04-01 | 2012-12-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Burner |
| RU2624682C1 (en) * | 2016-07-05 | 2017-07-05 | Новиков Илья Николаевич | Annular combustion chamber of gas turbine engine and method of working process implementation |
| CN108375081A (en) * | 2018-03-06 | 2018-08-07 | 哈尔滨广瀚燃气轮机有限公司 | It is a kind of to fire double fuel ring-pipe type combustion chamber of the oil and gas as fuel |
| RU2686652C2 (en) * | 2013-12-24 | 2019-04-29 | Ансалдо Энерджиа Свитзерлэнд Аг | Method for operation of combustion device for gas turbine and combustion device for gas turbine |
| RU2714387C2 (en) * | 2015-06-11 | 2020-02-14 | Сафран Хеликоптер Энджинз | Turbine engine cvc combustion chamber module comprising precombustion chamber |
-
1996
- 1996-05-28 RU RU96110608A patent/RU2121113C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 3. Доклад N 95-GT-255 "Разработка малоэмиссионной К.С. 2 поколения для ГТУ мощностью 1,5 MW". Д. Китояма и др. Хьюстон, Техас, 1995 г., с. 2, фиг. 1. * |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2462664C2 (en) * | 2008-04-01 | 2012-09-27 | Сименс Акциенгезелльшафт | Auxiliary combustion chamber in burner |
| RU2470229C2 (en) * | 2008-04-01 | 2012-12-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Burner |
| RU2686652C2 (en) * | 2013-12-24 | 2019-04-29 | Ансалдо Энерджиа Свитзерлэнд Аг | Method for operation of combustion device for gas turbine and combustion device for gas turbine |
| RU2714387C2 (en) * | 2015-06-11 | 2020-02-14 | Сафран Хеликоптер Энджинз | Turbine engine cvc combustion chamber module comprising precombustion chamber |
| RU2624682C1 (en) * | 2016-07-05 | 2017-07-05 | Новиков Илья Николаевич | Annular combustion chamber of gas turbine engine and method of working process implementation |
| CN108375081A (en) * | 2018-03-06 | 2018-08-07 | 哈尔滨广瀚燃气轮机有限公司 | It is a kind of to fire double fuel ring-pipe type combustion chamber of the oil and gas as fuel |
| CN108375081B (en) * | 2018-03-06 | 2023-08-08 | 哈尔滨广瀚燃气轮机有限公司 | Dual-fuel annular combustion chamber using fuel oil and natural gas as fuel |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6418725B1 (en) | Gas turbine staged control method | |
| EP0791160B1 (en) | Dual fuel gas turbine combustor | |
| US5408825A (en) | Dual fuel gas turbine combustor | |
| US5836164A (en) | Gas turbine combustor | |
| US5816049A (en) | Dual fuel mixer for gas turbine combustor | |
| US5590529A (en) | Air fuel mixer for gas turbine combustor | |
| US4160640A (en) | Method of fuel burning in combustion chambers and annular combustion chamber for carrying same into effect | |
| US5613363A (en) | Air fuel mixer for gas turbine combustor | |
| CA2155374C (en) | Dual fuel mixer for gas turbine combuster | |
| US6178752B1 (en) | Durability flame stabilizing fuel injector with impingement and transpiration cooled tip | |
| EP0620402B1 (en) | Premix combustor with concentric annular passages | |
| JP5468812B2 (en) | Combustor assembly and fuel nozzle for gas turbine engine | |
| US8959921B2 (en) | Flame tolerant secondary fuel nozzle | |
| US6374615B1 (en) | Low cost, low emissions natural gas combustor | |
| US7908863B2 (en) | Fuel nozzle for a gas turbine engine and method for fabricating the same | |
| KR19990067344A (en) | Gas Turbine Combustor With Improved Mixed Fuel Injector | |
| CA2161810A1 (en) | A gas turbine engine combustion chamber | |
| JPH09501486A (en) | Fuel injection device and method of operating the fuel injection device | |
| JP2002106845A (en) | Multiple injection port combustor | |
| EP0488556B1 (en) | Premixed secondary fuel nozzle with integral swirler | |
| US20040055307A1 (en) | Premix burner and method of operation | |
| KR100679596B1 (en) | Radial inflow dual fuel injector | |
| RU2121113C1 (en) | Gas turbine combustion chamber | |
| GB2107448A (en) | Gas turbine engine combustion chambers | |
| JPH08261465A (en) | Gas turbine |