RU2453765C2 - Узел форсунки сгорания и способ направления смешанного потока воздуха и топлива в камеру сгорания - Google Patents

Узел форсунки сгорания и способ направления смешанного потока воздуха и топлива в камеру сгорания Download PDF

Info

Publication number
RU2453765C2
RU2453765C2 RU2007134591/06A RU2007134591A RU2453765C2 RU 2453765 C2 RU2453765 C2 RU 2453765C2 RU 2007134591/06 A RU2007134591/06 A RU 2007134591/06A RU 2007134591 A RU2007134591 A RU 2007134591A RU 2453765 C2 RU2453765 C2 RU 2453765C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion chamber
fuel
air
nozzle
holes
Prior art date
Application number
RU2007134591/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2007134591A (ru
Inventor
Грегори Аллен БОАРДМЭН (US)
Грегори Аллен БОАРДМЭН
Томас Эдвард ДЖОНСОН (US)
Томас Эдвард ДЖОНСОН
Original Assignee
Дженерал Электрик Компани
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Дженерал Электрик Компани filed Critical Дженерал Электрик Компани
Publication of RU2007134591A publication Critical patent/RU2007134591A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2453765C2 publication Critical patent/RU2453765C2/ru

Links

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
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • 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
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • 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
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/343—Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous combustion
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Изобретение относится к топливной форсунке для использования в камере сгорания газотурбинного двигателя. Узел (100) форсунки сгорания, окруженный узлом (150) завихрителя, прикрепленным к камере (160) сгорания газовой турбины и выполненным с возможностью обеспечения смешанного потока топлива (170) и воздуха (180) для его транспортировки к камере сгорания, содержит центральный корпус (120) и коническую форсунку (130), продолжающуюся из центрального корпуса (120) и содержащую множество расположенных в ней отверстий (140), причем множество отверстий продолжается через коническую форсунку и разнесено по длине конической форсунки таким образом, что частичный поток смешанного потока проходит через множество отверстий в камеру сгорания, а остаточный поток (195) смешанного потока (185) обходит частичный поток смешанного потока через множество отверстий и протекает непосредственно из узла (150) завихрителя в камеру (160) сгорания. Изобретение позволяет снизить выбросы NOx при одновременном уменьшении или исключении динамической нестабильности. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

ОПИСАНИЕ
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение, в общем, относится к газотурбинным двигателям, а в частности к топливной форсунке для использования в камере сгорания газотурбинного двигателя.
Уровень техники
Сгорание бедной предварительно смешанной смеси в газотурбинных двигателях имеет тенденцию проявлять чувствительность к вызываемым сгоранием колебаниям, таким как динамическая нестабильность. Опасность такой нестабильности увеличивается, поскольку температура пламени в таких системах с бедной предварительной смешанной смесью постоянно снижается для уменьшения выброса NOx. Температуры пламени приближаются к пределу бедного выброса, по меньшей мере, при топливе, имеющем высокое содержание метана. При таких бедных смесях небольшие изменения локального отношения топлива к воздуху могут приводить к периодическим изменениям локального выделяемого тепла и скорости выделения тепла. Дискретные частоты колебаний или тона могут нарастать по амплитуде, когда флуктуации выделения тепла находятся в фазе с флуктуациями акустического давления, имеющимися в камере сгорания.
Поскольку современные камеры сгорания с бедной предварительной смесью становятся все более бедными и более пространственно равномерными, то опасность возникновения недопустимо высоких уровней динамических нестабильностей может возрастать. Динамическую нестабильность сгорания обычно подавляют посредством смещения точек впрыска топлива для изменения времени транспортировки топлива от точки впрыска к фронту пламени, посредством изменения размеров отверстий впрыска для изменения падения давления и акустического полного сопротивления отверстий, или посредством модификации геометрических размеров камеры или форсунки для воздействия на вихреобразование, частоты и амплитуды или форму пламени. Эти попытки подавления направлены на обеспечение расхождений по фазе (или нахождения в фазе с целью разрушения) любых возмущений выделения тепла с возмущениями давления или акустическими возмущениями в камере сгорания. Добавление акустического демпфирования в системе сгорания также уменьшает динамические нестабильности сгорания. Однако эти способы обычно включают метод проб и ошибок и могут быть дорогостоящими и ненадежными.
Поэтому имеется необходимость в системе сгорания бедной предварительной смеси, которая соответствует существующему законодательству относительно выброса NOx, при одновременном уменьшении или исключении динамической нестабильности. Система предпочтительно сохраняет полную эффективность двигателя и обеспечивает толерантность относительно качества топлива.
Сущность изобретения
Таким образом, настоящее изобретение предлагает топливную форсунку для использования в турбине. Топливная форсунка может включать в себя центральный корпус и конус, выступающий из центрального корпуса. Конус может включать несколько отверстий, расположенных в нем.
Конус может быть выполнен из никелевых или кобальтовых сплавов. Конус может включать в себя угол относительно продольной центральной оси от около двадцати (20) до около семидесяти (70) градусов. Конус может иметь длину от около одного (1) дюйма до около двенадцати (12) дюймов (от около 25,4 мм до около 305 мм). Отверстия могут иметь диаметр от около 0,05 до около 0,5 дюйма (от около 1,27 до около 12,7 мм). Можно использовать от около десяти (10) до около двух тысяч (2000) отверстий.
Кроме того, настоящее изобретение предлагает способ направления потока воздуха и топлива через и вокруг конуса форсунки в камеру сгорания. Способ может включать в себя принудительное направление части потока воздуха и топлива через множество отверстий внутрь форсунки, сжигания части потока воздуха и топлива при его выходе из множества отверстий, направление остатка потока воздуха и топлива над форсункой и сжигание остатка потока воздуха и топлива в камере сгорания.
Часть составляет от около десяти (10) до около девяносто (90) процентов. Этап сжигания части потока воздуха и топлива при его выходе из множества отверстий может включать сжигание во множестве дискретных реакционных зон. Этап сжигания части потока воздуха и топлива при его выходе из множества отверстий может включать множество времен транспортировки топлива. Этап принудительного направления части потока воздуха и топлива через множество отверстий внутрь конуса форсунки может включать незавихренный поток, а этап пропускания остатка потока воздуха и топлива над форсункой может включать завихренный поток. Способ может дополнительно включать этап изменения отношения потока воздуха и топлива к части потока воздуха и топлива.
Кроме того, настоящее изобретение предлагает газотурбинный двигатель. Газотурбинный двигатель может включать в себя завихритель, узел топливной форсунки с распределенными каналами, расположенный внутри завихрителя, и камеру сгорания, расположенную около узла топливной форсунки с распределенными каналами.
Узел топливной форсунки с распределенными каналами может включать в себя конус с множеством расположенных в нем отверстий. Конус может включать в себя угол относительно продольной центральной оси от около двадцати (20) до около семидесяти (70) градусов и длину от около одного (1) дюйма до около двенадцати (12) дюймов (от около 25,4 мм до около 305 мм). Отверстия могут иметь диаметр от около 0,05 до около 0,5 дюйма (от около 1,27 до около 12,7 мм). Можно использовать от около десяти (10) до около двух тысяч (2000) отверстий.
Эти и другие особенности настоящего изобретения станут более очевидными для специалистов в данной области техники из последующего подробного описания со ссылками на прилагаемые чертежи и формулу изобретения.
Краткое описание чертежей
Фиг.1 представляет собой вид в перспективе конуса форсунки узла топливной форсунки с распределенными каналами согласно одному варианту настоящего изобретения.
Фиг.2 представляет собой частичный разрез узла топливной форсунки с распределенными каналами, показанного на фиг.1, расположенного относительно камеры сгорания газотурбинного двигателя.
Подробное описание изобретения
Со ссылкой на фиг.1 и 2, на которых одинаковые элементы обозначены одинаковыми позициями, показан узел 100 топливной форсунки с распределенными каналами согласно одному из вариантов настоящего изобретения. Как показано на фигурах, узел 100 форсунки включает в себя заднюю плиту 110 форсунки. Задняя плита 110 форсунки может иметь по существу круглую форму, хотя можно использовать другие формы. Основание 110 проходит к центральному корпусу 120. Центральный корпус 120 может быть выполнен в форме полой трубы. Центральный корпус 120 может быть соединен с задней плитой 110 или же выполнен заодно с ней.
Затем центральный корпус 120 расширяется в конический стабилизатор пламени или конус 130 форсунки. Угол и размер конуса 130 форсунки могут изменяться. Конус 130 форсунки может иметь угол относительно продольной центральной оси от около двадцати (20) до около семидесяти (70) градусов (сам конус 130 форсунки может иметь угол конуса от около сорока (40) до около ста сорока (140) градусов). Конус может иметь длину от около одного (1) дюйма до около двенадцати (12) дюймов (от около 25,4 мм до около 305 мм), хотя можно использовать любые размеры.
Конус 130 форсунки имеет множество каналов или отверстий 140, расположенных в нем. Отверстия 140 являются перфорациями, которые проходят через конус 130 форсунки. Конус 130 форсунки может иметь от около десяти (10) до около двух тысяч (2000) отверстий 140, хотя можно использовать любое количество отверстий 140. Отверстия 140 могут иметь любые необходимые размер, форму или угол. В данном примере отверстия могут иметь диаметр от около 0,05 до около 0,5 дюйма (от около 1,27 до около 12,7 мм). Конус 130 форсунки может быть в целом выполнен из никелевых или кобальтовых сплавов с покрытиями, создающими тепловой барьер, или без них, керамики, керамических композитов или материалов аналогичного типа с хорошей термостойкостью.
Как показано на фиг.2, узел 100 форсунки может быть расположен внутри или около узла 150 завихрителя смесителя топлива с воздухом и камеры 160 сгорания. Завихритель 150 и камера 160 сгорания могут иметь известную конструкцию. Поток топлива 170 можно подавать в форсунку 100 и около нее через множество топливных инжекторов 175 или другим образом. Аналогичным образом, поток воздуха 180 сгорания подается вокруг форсунки 100 и завихрителя 150. Поток топлива 170 и поток воздуха 180 затем проходят вокруг завихрителя 150 и в направлении центрального корпуса 120 узла 100 форсунки в виде смешанного потока 185 топлива и воздуха.
Часть смешанного потока 185 проходит через отверстия 140 конуса 130 форсунки в виде частичного потока 190. Частичный поток 190 проходит под действием давления через отверстия 140 конуса 130 форсунки и затем воспламеняется. Таким образом, частичный поток 190 целиком сгорает через перфорированный конус 130 форсунки. Величина частичного потока 190, который проходит через конус 130 форсунки, является частично функцией размера и формы самого конуса 130 форсунки. Часть может изменяться между 10 и 90% в зависимости от размера, формы и эффективной площади потока конуса 130 форсунки относительно остального узла 100 форсунки.
Остаток смешанного потока 185 охлаждает заднюю сторону конуса 130 форсунки в виде остаточного потока 195. Остаточный поток 195 затем расширяется и рециркулирует через вихревой обтекатель по потоку за конусом 130 форсунки и затем сгорает внутри камеры 160 сгорания. На сгорание внутри центральной зоны рециркуляции могут влиять различные параметры, включая угол конуса 130 форсунки.
Таким образом, уменьшается вероятность взаимодействия узла 100 форсунки с вызываемыми сгоранием дискретными частотами колебаний, при условии, что частичный поток 190 перенаправляется через отверстия 140 в конусе 130 форсунки и сгорает в виде ряда дискретных небольших струй. А именно, отверстия 140 разделяют выделяемое тепло на множество дискретных реакционных зон и пространства, так что каждая зона реагирует в пространственном масштабе, который намного меньше масштаба всей камеры 160 сгорания. Это эффективно ограничивает количество выделяемой энергии, которая может конструктивно соединяться на конкретной акустической резонансной частоте внутри камеры 160 сгорания. Таким образом, использование ряда отверстий 140 в конусе 130 форсунки подавляет дискретные динамические нестабильности и улучшает эмиссию.
Кроме того, ряд отверстий 140 обеспечивает также множество времен транспортировки топлива. Это множество распределяет или смазывает выделение тепла во времени. А именно, каждое отверстие 140 имеет свое собственное, связанное с ним время транспортировки, т.е. время между впрыском топлива и временем сгорания. Это эффективно ограничивает количество выделяемой тепловой энергии, которая может конструктивно соединяться на конкретной акустической резонансной частоте камеры сгорания. Относительно большой конус 130 оказывает также пассивное демпфирующее действие на акустические волны в камере 160 сгорания, поскольку конус 130 форсунки рассеивает побочную акустическую энергию.
Использование узла 100 форсунки также обеспечивает «вентилирование» центральной зоны рециркуляции по потоку за вихревым обтекателем в камере 160 сгорания. Более конкретно, расширяющийся ряд отверстий 140 инжектирует незавихренные потоки непосредственно в центральную зону рециркуляции. Это уменьшает размер и основное время пребывания внутри центральной зоны рециркуляции. Это, в свою очередь, уменьшает образование NOx за счет уменьшения среднего времени пребывания реактантов при температуре первичной зоны (пламени). Концепция «времени и температуры» для образования NOx становится все более важной при температуре пламени свыше 2900 градусов по Фаренгейту (около 1593°С). При этой температуре тепловой механизм образования NOx начинает ускоряться и его вклад в общую систему уровней NOx может значительно увеличиваться.
Зона распределенного горения через отверстия 140 обеспечивает также область перемещения топлива вблизи узла 100 форсунки. Изменение соотношения топлива и воздуха вблизи центрального корпуса 120 обеспечивает прохождение частичного потока 190 через отверстия 130 для сгорания при более высоком эквивалентном соотношении относительно остаточного потока 195. Это может быть предпочтительным для зажигания, ускорения машины, работы при низких нагрузках или внезапных передачах нагрузки. Единственный большой узел 100 форсунки может заменять множество форсунок внутри камеры сгорания. Эта замена может привести к значительному сокращению числа частей и уменьшению стоимости системы сгорания и, в целом, двигателя.
Для специалистов в данной области техники очевидно, что описанное выше относится лишь к предпочтительным вариантам осуществления настоящего изобретения и что возможны различные изменения и модификации не отступая от сущности и объема изобретения, как определено в нижеприведенной формуле изобретения и ее эквивалентах.

Claims (9)

1. Узел (100) форсунки сгорания, окруженный узлом (150) завихрителя, прикрепленным к камере (160) сгорания газовой турбины и выполненным с возможностью обеспечения смешанного потока топлива (170) и воздуха (180) для его транспортировки к камере сгорания, содержащий:
центральный корпус (120); и
коническую форсунку (130), продолжающуюся из центрального корпуса (120) и содержащую множество расположенных в ней отверстий (140),
причем множество отверстий продолжается через коническую форсунку и разнесено по длине конической форсунки таким образом, что частичный поток смешанного потока проходит через множество отверстий в камеру сгорания, а остаточный поток (195) смешанного потока (185) обходит частичный поток смешанного потока через множество отверстий и протекает непосредственно из узла (150) завихрителя в камеру (160) сгорания.
2. Узел по п.1, в котором коническая форсунка (130) содержит сплавы никеля или кобальта.
3. Узел по п.1, в котором коническая форсунка (130) содержит угол с продольной центральной осью (135) от около двадцати (20) до около семидесяти (70) градусов.
4. Узел по п.1, в котором коническая форсунка (130) имеет длину от около одного (1) дюйма до около двенадцати (12) дюймов (от около 25,4 мм до около 305 мм).
5. Узел по п.1, в котором множество отверстий (140) имеет диаметр от около 0,05 дюйма до около 0,5 дюйма (от около 1,27 мм до около 12,7 мм).
6. Узел по п.1, в котором множество отверстий (140) составляет от около десяти (10) до около двух тысяч (2000) отверстий.
7. Способ направления смешанного потока (185) воздуха и топлива через и около конической форсунки (130) в камеру (160) сгорания, включающий:
принудительное направление части (190) потока (185) воздуха и топлива через множество отверстий (140) по длине конической форсунки (130) в камеру сгорания;
сжигание части (190) потока (185) воздуха и топлива при его выходе из множества отверстий (140) в камеру сгорания;
направление остатка (195) потока (185) воздуха и топлива над конической форсункой (130); и
сжигание остатка (195) потока (185) воздуха и топлива в камере (160) сгорания.
8. Способ по п.7, в котором часть (190) составляет от около десяти (10) до около девяноста (90) процентов.
9. Способ по п.7, в котором множество отверстий составляет от около десяти (10) до около двух тысяч (2000) отверстий.
RU2007134591/06A 2006-09-18 2007-09-17 Узел форсунки сгорания и способ направления смешанного потока воздуха и топлива в камеру сгорания RU2453765C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/532,546 2006-09-18
US11/532,546 US8393891B2 (en) 2006-09-18 2006-09-18 Distributed-jet combustion nozzle

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007134591A RU2007134591A (ru) 2009-03-27
RU2453765C2 true RU2453765C2 (ru) 2012-06-20

Family

ID=39105381

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007134591/06A RU2453765C2 (ru) 2006-09-18 2007-09-17 Узел форсунки сгорания и способ направления смешанного потока воздуха и топлива в камеру сгорания

Country Status (6)

Country Link
US (1) US8393891B2 (ru)
JP (1) JP5314262B2 (ru)
KR (1) KR20080025647A (ru)
AU (1) AU2007203445B2 (ru)
DE (1) DE102007043383A1 (ru)
RU (1) RU2453765C2 (ru)

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2397764A1 (de) * 2010-06-18 2011-12-21 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenbrenner
US8312724B2 (en) * 2011-01-26 2012-11-20 United Technologies Corporation Mixer assembly for a gas turbine engine having a pilot mixer with a corner flame stabilizing recirculation zone
US9920932B2 (en) 2011-01-26 2018-03-20 United Technologies Corporation Mixer assembly for a gas turbine engine
US9228498B2 (en) * 2012-03-01 2016-01-05 Solar Turbines Incorporated Laser clad fuel injector premix barrel
RU2494020C1 (ru) * 2012-05-05 2013-09-27 Александр Абрамович Часовской Летательный аппарат
US20150052905A1 (en) * 2013-08-20 2015-02-26 General Electric Company Pulse Width Modulation for Control of Late Lean Liquid Injection Velocity
US20160195271A1 (en) * 2013-09-23 2016-07-07 Siemens Aktiengesellschaft Burner for a gas turbine and method for reducing thermoacoustic oscillations in a gas turbine
CN104764042B (zh) * 2015-03-31 2022-10-21 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 一种燃烧室冷却气稳焰装置
CN104764043B (zh) * 2015-03-31 2022-10-21 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 一种燃气轮机燃烧室冷却气稳焰装置
US11313560B2 (en) 2018-07-18 2022-04-26 General Electric Company Combustor assembly for a heat engine
CN109188419B (zh) 2018-09-07 2021-06-15 百度在线网络技术（北京）有限公司 障碍物速度的检测方法、装置、计算机设备及存储介质
RU2704639C1 (ru) * 2019-02-04 2019-10-30 Александр Абрамович Часовской Летательный аппарат

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU237320A1 (ru) * В. Б. Модылевский , И. И. Нестеренко Газовая горелка
US4431403A (en) * 1981-04-23 1984-02-14 Hauck Manufacturing Company Burner and method
US5049066A (en) * 1989-10-25 1991-09-17 Tokyo Gas Company Limited Burner for reducing NOx emissions
US7029272B2 (en) * 2001-08-09 2006-04-18 Siemens Aktiengesellschaft Premix burner and method for operation thereof

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3570763A (en) * 1968-11-22 1971-03-16 Energy Sciences Inc Streaming
JPS5628415Y2 (ru) * 1976-10-25 1981-07-07
JPH01117432U (ru) * 1988-02-03 1989-08-08
US5109806A (en) * 1990-10-15 1992-05-05 The Marley Company Premix boiler construction
US5203689A (en) * 1990-10-15 1993-04-20 The Marley Company Premix boiler construction
DE4440558A1 (de) * 1994-11-12 1996-05-15 Abb Research Ltd Vormischbrenner
JPH09296913A (ja) * 1996-05-02 1997-11-18 Osaka Gas Co Ltd 低圧浸管バーナ
JPH10213311A (ja) * 1997-01-29 1998-08-11 Yazaki Corp 低ＮＯｘガスバーナ
DE59907942D1 (de) * 1999-07-22 2004-01-15 Alstom Switzerland Ltd Vormischbrenner
JP3820446B2 (ja) * 2002-07-16 2006-09-13 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 希薄予混合燃焼器
DE10247955A1 (de) * 2002-10-12 2004-05-13 Alstom (Switzerland) Ltd. Brenner
DE10326720A1 (de) * 2003-06-06 2004-12-23 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brenner für eine Gasturbinenbrennkammer
JP2005147459A (ja) * 2003-11-13 2005-06-09 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器及びガスタービン燃焼器の燃料供給方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU237320A1 (ru) * В. Б. Модылевский , И. И. Нестеренко Газовая горелка
US4431403A (en) * 1981-04-23 1984-02-14 Hauck Manufacturing Company Burner and method
US5049066A (en) * 1989-10-25 1991-09-17 Tokyo Gas Company Limited Burner for reducing NOx emissions
US7029272B2 (en) * 2001-08-09 2006-04-18 Siemens Aktiengesellschaft Premix burner and method for operation thereof

Also Published As

Publication number Publication date
JP2008076042A (ja) 2008-04-03
KR20080025647A (ko) 2008-03-21
AU2007203445A1 (en) 2008-04-03
DE102007043383A1 (de) 2008-03-27
US20100313569A1 (en) 2010-12-16
US8393891B2 (en) 2013-03-12
JP5314262B2 (ja) 2013-10-16
AU2007203445B2 (en) 2011-10-20
RU2007134591A (ru) 2009-03-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2453765C2 (ru) Узел форсунки сгорания и способ направления смешанного потока воздуха и топлива в камеру сгорания
US9212823B2 (en) Systems and methods for suppressing combustion driven pressure fluctuations with a premix combustor having multiple premix times
CA2603567C (en) Methods and apparatus to facilitate decreasing combustor acoustics
JP4205199B2 (ja) 燃焼火炎を動的に安定化させた低ＮＯｘ燃焼器
JP6631999B2 (ja) 燃焼器ドームダンパシステム
US20090111063A1 (en) Lean premixed, radial inflow, multi-annular staged nozzle, can-annular, dual-fuel combustor
CN105716116B (zh) 喷射稀释空气的轴向分级混合器
JP5528756B2 (ja) 二次燃料ノズル用の管状燃料噴射器
US8113000B2 (en) Flashback resistant pre-mixer assembly
JP4930921B2 (ja) ガスタービンエンジンの燃焼室のための燃料インジェクタ
JP5520283B2 (ja) 火炎温度不均一部を利用したガスタービンエンジン燃焼器円周方向音響低減
JP5546432B2 (ja) ガスタービン燃焼器及び燃料供給方法
US8869533B2 (en) Combustion system for a gas turbine comprising a resonator
JP4812701B2 (ja) ガスタービン燃焼器及びガスタービン燃焼器の燃料供給方法
JP6679274B2 (ja) 噴射装置、燃焼器、ロケットエンジン
JPH07248118A (ja) 予混合燃焼器
JPH11257663A (ja) ガスタービン燃焼器
JP2012149642A (ja) 低ダイナミックスのためのガスタービン燃料システム
GB2348484A (en) Premixer for a combustion chamber
RU2757313C9 (ru) Камера сгорания газовой турбины
JPH0886407A (ja) ガスタービン燃焼器
JP2001012740A (ja) ガスタービン燃焼装置
JPH08178288A (ja) 燃料ノズル

Legal Events

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

Effective date: 20140918