JP2000065355A - 燃焼室 - Google Patents
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Abstract
限にする燃焼室を提供すること。 【解決手段】 三段階のリーン燃焼室(28)は、一次
燃焼領域(36)と、二次燃焼領域(40)と、三次燃
焼領域(44)とを有する。一次燃料噴射器(64,6
6)は、第1と第2の渦巻き器(60,62)に燃料を
噴射する。一次燃料噴射器(44,66)及び第1及び
第2の渦巻き器(60,62)は、第1の渦巻き器(6
0)の通路から流れる燃料と空気の空燃比が、第2の渦
巻き器(62)の通路(65)から一次燃焼領域(3
6)に流れる空燃比と異なるように構成されている。こ
れにより、一次燃焼領域(36)の燃料を軸線方向に配
分し、燃焼室の有害な振動の発生を低減する。
Description
ービン・エンジンの燃焼室に関する。
において、排出水準の要求に答えるために、排出される
窒素酸化物(NOx)の量を最小限にする段階的な燃焼が
必要とされる。現在、排出水準の要求は、産業用ガスタ
ービンの排出において窒素酸化物は100万の25(容
量)以下である。窒素酸化物の排出を低減する基本的な
方法は、燃焼反応温度を低くすることであり、これは、
燃焼の前に燃料と大部分の燃焼空気との予備混合を必要
とする。窒素酸化物(NOx)の酸化物は、通常、二段階
の燃料噴射を用いる方法によって低減される。英国特許
GB1489339号は、二段階の燃料噴射を示している。ま
た、国際特許出願公開WO92/07221号は、二及び三段階の
燃料噴射を示している。段階的な燃焼において、燃焼の
全段階は、リーン燃焼を提供すること、すなわち、(NO
x)を最小限にするために低い燃焼温度を提供すること
を目的とする。この明細書で使用する「リーン」という
用語は、空燃比が低い、すなわち、化学式通りの比以下
の空気内での燃料の燃焼を意味する。NOx及びCOの必要
な低い排出を達成するために、燃料と空気を均一に混合
することが重要である。
産業用ガスタービン・エンジンは、軸が半径方向に配置
された複数の管状燃焼室を使用する。管状燃焼室の入り
口は、それらの半径方向の外側端部にあり、遷移ダクト
はガスタービンエンジンのタービン部分に軸線方向に高
温ガスを軸線方向に排出するために管状燃焼室の出口を
一列のノズル案内羽根に接続する。管状燃焼室の各々
は、2つの同軸の半径方向の流れ渦巻き器を有し、これ
は、燃料と空気の混合気を一次燃焼領域に送る。環状二
次空気燃料混合ダクトは、一次燃焼領域を包囲し、燃料
と空気の混合気を二次燃焼領域に送る。
と関連する1つの問題は、ガスタービン・エンジンを通
る空気またはガスの流れの圧力変動によって生じる。ガ
スタービン・エンジンを通る空気またはガスの流れの圧
力変化は、もし、圧力変化の振動数が1つまたは複数の
部品の振動モードの固有振動数と一致する場合に、部品
の大きな損傷、または故障に結びつく。これらの圧力変
動は、燃焼過程で増幅され、悪い条件の下では、共振振
動が大きな振幅を生じ、燃焼室及びガスタービンエンジ
ンに大きな損傷を与える。
ンジンはこの問題を生じる虞があることが分かった。さ
らに、リーン燃焼を有するガスタービンエンジンが燃料
と空気のさらに均一な混合を達成することによってNOx
の排出を低水準まで低下すると、共振周波数の大きさが
大きくなることが分かっている。燃焼室で圧力変動の増
幅が生じることが分かっている。なぜならば、燃料の燃
焼によって放出される熱が圧力変動を備えた位相にある
ときの燃焼室の所定の位置で生じるからである。
最小限にする燃焼室を提供することを目的とする。
くとも1つの周縁壁及び上流壁によって形成された少な
くとも1つの燃焼領域と、前記少なくとも1つの燃焼領
域に空気を送り前記少なくとも1つの領域に第1の再循
環流を形成するように配置された第1の燃料空気混合ダ
クトと、少なくとも1つの燃焼領域に空気を送り前記少
なくとも1つの領域に第2の再循環流を形成するように
配置されるとともに第1の燃焼領域と同軸に配置された
第2の燃料空気混合ダクトと、前記第1及び前記第2の
燃料空気混合ダクトに燃料を送るように配置された燃料
噴射装置とを備え、前記第1及び第2の燃料空気混合ダ
クト及び燃料噴射装置は、前記第1及び第2の燃料空気
混合ダクトに送られる空気または燃料の量において、若
しくは空気または燃料の比率において所定の差が生じる
ように配置され、前記第1の再循環流の放熱位置は、前
記第2の再循環流の放熱位置の下流である燃焼室を提供
する。
ダクト及び前記燃料噴射装置は、前記第1の燃料空気混
合ダクトから少なくとも1つの燃焼領域に流れる燃料と
空気の空燃比が、前記第2の燃料空気混合ダクトから少
なくとも1つの燃焼領域に流れる空燃比より大きくなる
ように配置される。
前記燃料装置の前記燃料射出開口は、前記第2の燃料空
気混合ダクトの燃料噴射装置の前記燃料噴射開口より大
きな断面積を有する。
噴射装置は、前記第2の燃料空気混合ダクトの燃料噴射
装置より大きな数の燃料噴射開口を有する。また、第1
の燃料空気混合ダクトの前記燃料噴射装置は、前記第2
の燃料空気混合ダクトの前記燃料噴射装置より多数の燃
料噴射器を有する。
は、前記第2の燃料空気混合ダクトの入り口より大きな
断面積を有する。さらに第1及び第2の燃料空気混合ダ
クト及び燃料噴射器は、前記第2の燃料空気混合ダクト
から少なくとも1つの燃焼領域に流れる燃料と空気の空
燃比が前記第1の燃料空気混合ダクトから少なくとも1
つの燃焼領域に流れる空燃比より大きくなるように配置
される。
の渦巻き器を有し、前記第2の燃料空気混合ダクトは、
第2の渦巻き器を有し、前記第1及び第2の渦巻き器
は、上流壁の開口を通って少なくとも1つの燃焼室に空
気を送るように配置され、前記第1の燃料空気混合ダク
トは、前記第1の渦巻き器の羽根の間に形成された通路
を備え、前記第2の燃料及び混合ダクトは、渦巻き器の
羽根の間に形成された通路を有する。
燃料空気混合ダクトは、第1の燃料空気混合ダクトの少
なくとも1つの通路から流れる燃料と空気の空燃比が、
前記第1の燃料空気混合ダクトの他方の通路から流れる
前記燃料と空気の空燃比と異なるように配置される。
き器の羽根より大きな断面積を有する。好ましくは、第
1の渦巻き器は、半径方向の流れ渦巻き器であり、第2
の渦巻き器は、半径方向の流れ渦巻き器であり、前記第
1の渦巻き器は、燃焼室の軸線に関して前記第2の渦巻
き器の軸線方向下流にある。
び第2の渦巻き器に関して軸線方向に延びる複数の中空
部材を有し、各中空部材は羽根の間に形成された1つの
通路に燃料を噴射するために中空部材に沿って軸線方向
に間隔を置いて離れた複数の開口を有する。
の渦巻き器の羽根に軸線方向に延びている通路を有し、
各羽根は、前記羽根の間に形成された通路の一方に燃料
を噴射するために羽根に沿って軸線方向に間隔を置いて
離れた複数の開口を有する。
一次燃焼領域の下流に二次燃焼領域と、を有する。好ま
しくは、燃焼室は、一次燃焼領域と、一次燃焼領域の下
流に二次燃焼領域と、前記二次燃焼領域の下流に三次燃
焼領域とを有する。
クトが燃料と空気を一次燃焼領域に送る。好ましくは、
少なくとも1つの二次燃料空気混合ダクトは、前記燃料
と空気を二次燃焼室領域に送る。
気混合ダクトは、前記三次燃焼領域に燃料と空気を送
る。好ましくは、少なくとも1つの二次燃料空気混合ダ
クトは、複数の二次燃料空気混合ダクトを有する。
ダクトは、1つの環状燃料空気混合ダクトを有する。燃
料噴射装置は、第1の燃料空気混合ダクトへ送る燃料噴
射装置へ燃料の52%、第2の燃料空気混合ダクトに送
る前記燃料噴射装置へ燃料の48%を送るようになって
いる。
燃料を送る燃料噴射装置は、第2の燃料空気混合ダクト
に燃料を送る燃料噴射装置よりさらに少なくとも10%
多く燃料を送るように配置されている。
燃料を送る燃料噴射装置は、第2の燃料空気混合ダクト
に燃料を送る燃料噴射装置よりさらに少なくとも20%
多く燃料を送るように配置されている。
空気混合ダクトより前記燃焼領域に空気をさらに5%多
く送るように配置されている。燃料噴射装置は、少なく
とも1つの燃焼領域にメタンを含む燃料を送るようにな
っている
を参照して詳細に説明する。図1に示す産業用ガスター
ビン・エンジンは、軸流方向に直列に入口12と、圧縮
機部分14と、燃焼室組立体16と、タービン部分18
と、動力タービン部分20と、排出口22とを有する。
タービン部分20は、1つまたは複数の軸を介して圧縮
部分14を駆動するように配置されている。動力タービ
ン20は、軸24を介して発電機26を駆動するように
配置されている。しかしながら、動力タービン20は、
他の目的のために駆動力を提供するように配置すること
ができる。ガスタービン・エンジン10の動作は、全く
従来のものと同様であり、さらに詳細な説明はしない。
示されている。燃焼室組立体16は、等間隔で円周方向
に間隔を置いた複数の例えば9つの燃焼室28を有す
る。管状燃焼室28は、ほぼ半径方向に延長するように
配置される。管状燃焼室28の軸線は、ほぼ半径方向に
延びるように配置される。管状燃焼室28の入り口は、
半径方向の最外端にあり、それらの出口は、半径方向の
最内端にある。
流端に固定された上流壁30を有する。環状壁32の第
1の上流部分34は、一次燃焼領域36を形成し、環状
壁32の第2の中間部分は、二次燃焼領域40を形成
し、環状壁32の第3の下流部分42は、第3の燃焼領
域44を形成する。環状壁32の第2の部分38は、環
状壁32の第1の部分34より大きな直径Lを有し、同
様に、環状壁32の第3の部分38は、環状壁32の第
2の部分より大きな直径を有する。第1の部分34の下
流端は、スロート48に直径が縮径する第1の円錐台部
分52を有する。第2の円錐台部分50は、スロート4
8と第2の部分38の上流端を相互に接続する。第2の
部分38の下流端は、スロート54に直径が縮径する第
3の円錐台部分52を有する。第4の円錐台部分56
は、スロート54と第3の部分42の上流端とを相互に
接続する。
トが設けられ、遷移ダクトの各々は、その上流端に円形
の断面を有する。遷移ダクトの各々の上流端は、管状燃
焼室28の対応する室の下流端に同軸に配置されてお
り、遷移ダクトの各々は、ノズルガイド羽根の角度形成
部分に接続して密封される。
気と燃料を一次燃焼室領域36へ送ることができる開口
58を有する。第1の半径方向流れ渦巻き器60が開口
58と同軸に配置され、第2の半径方向渦巻き器62が
上流壁30の開口58に同軸的に配置されている。第1
の半径方向流れ渦巻き器60は、第2の半径方向渦巻き
器62の管状燃焼室28の軸線に対して下流に軸線方向
に配置されている。第1の半径方向流れ渦巻き器60
は、複数の一次燃料噴射器64を有し、その各々は、半
径方向流れ渦巻き器60の2つの羽根59の間に形成さ
れた通路61に配置されている。第2の半径方向の流れ
渦巻き器62は、複数の一次燃料噴射器66を有し、そ
の各々は、半径方向の流れ渦巻き器62の2つの羽根6
3の間に形成された通路65に配置されている。この第
1及び第2の半径方向の流れ渦巻き器60及び62は、
それらが空気を反対方向に渦巻くように配置されてい
る。第1及び第2の半径方向の流れ渦巻き器60及び6
2は、共通のサイドプレート70を共有し、サイドプレ
ート70は、上流壁30の開口58と同軸に配置された
中央開口72を有する。サイドプレート70は、開口5
8へ下流方向に延びる成形環状リップ74を有する。
き器60から第1の燃焼領域36への燃料と空気の混合
気の流れの内側の一次燃料と空気の混合気用ダクト76
と、第2の半径方向の流れ羽渦巻き器62から一次燃焼
領域36へ燃料と空気の混合気の流れ用のダクト78と
を形成する。リップ74は、第1及び第2の半径方向の
流れ渦巻き器60及び62から流れる燃料と空気の混合
気を半径方向から軸線方向へ回転させる。一次燃料と空
気は、第1及び第2の変形方向の流れ渦巻き器60及び
62の羽根の間の通路で、また一次燃料空気混合ダクト
76および78で一緒に混合される。一次燃料噴射器6
4及び66には、一次燃料マニフォルド68からの燃料
が供給される。サイドプレート70及び環状リップ74
は、一次燃焼領域36の燃焼安定性を向上するように配
置されている。リップ74は、第1及び第2の半径方向
の流れ渦巻き器60及び62からの燃料と空気の流れが
一次燃焼領域36に排出されるまでそれぞれを分離して
維持する。
状燃焼室28の各々に設けられている。各二次燃料空気
混合ダクト80は、対応する管状燃焼室28の一次燃焼
領域36の周りに配置されている。二次燃料空気混合ダ
クト80の各々は、第2の環状壁82と第3の環状壁8
4との間に形成される。第2の環状壁82は、二次燃料
空気混合ダクト80の最内端を形成し、第3の環状壁8
4は、二次燃料空気混合ダクト80の最外端を形成す
る。第2の環状壁82の軸線方向の上流端86は、第1
の半径方向の流れ渦巻き器62のサイドプレートに固定
される。第2及び第3の環状壁82の軸線方向の上流端
は、管状燃焼室28の軸線に直角なほぼ同じ平面であ
る。二次燃料空気混合ダクト80は、第2の環状壁82
の上流端と、第3の環状壁84の上流端との間に半径方
向に形成された二次空気インテーク88を有する。
いて、第2及び第3の環状壁82と84は、第2の円錐
台部分50に固定され、第2の円錐台部分50には、複
数の開口90が設けられている。開口90は、管状燃焼
室28の軸線に向けて下流方向に二次燃焼領域40に燃
料と空気の混合気を向けるように配置される。開口90
は、円形か、溝形である。
流端のインテーク88から下流端の開口90に向かって
断面が小さくなる。二次燃料空気混合ダクト80の形状
は、循環流が生じる領域がなく、ダクト80を通して加
速流を生じる。
空気混合ダクト92が設けられている。各第3の燃料空
気混合ダクト92は、対応する管状燃焼室28の二次燃
焼領域40の周りに周縁方向に配置される。第3の燃料
空気混合ダクト92が第4の環状壁94と第5の環状壁
96との間に形成される。第3の環状壁94は、第3の
燃料空気混合ダクト92の内端を形成し、第5の環状壁
96は、第3の燃料空気混合ダクト92の外端を形成す
る。第3及び第5の環状壁の軸線方向の上流端は、管状
燃焼室28の軸線の直角な同じ平面にある。第3の燃料
空気混合ダクト92は、第4の環状壁94の上流端と第
5の環状壁96の上流端との間に半径方向に形成された
第3の空気インテーク98を有する。
おいて、第4と第5の環状壁94及び96のそれぞれ
は、第4の円錐台部分56に固定され、第4の円錐台部
分56は、複数の開口100を備えている。開口100
は、管状燃焼室28の軸線に向かって下流方向に第4の
燃焼領域44に燃料と空気の混合気を向けるように配置
されている。開口100は円形または溝である。
流端のインテーク98からその下流端の開口100に向
けて断面積が小さくなる。第3の燃料空気混合ダクト9
2の形状は、循環流が生じることなく、ダクト92を通
る加速流を生じる。
ダクト80に燃料を送るために複数の二次燃料装置10
2が設けられる。各管状燃焼室28の二次燃料装置10
2は、管状燃焼室28の上流端で管状燃焼室28と同軸
的に配置されている環状二次燃料マニフォルド104を
有する。各二次燃料マニフォルド104は、複数の例え
ば、32の等間隔の二次燃料噴射器106を有する。二
次燃料噴射器106の各々は、中空の部材108を有す
る。中空の部材108は、二次燃料マニフォルド104
から二次燃料空気混合ダクト80のインテーク88を通
って下流方向に二次燃料空気混合ダクト80に管状燃焼
室28に対して軸線方向に延びている。各中空の部材1
08は、インテーク88から十分に離れた所定の位置に
第2の燃料空気混合ダクト80に沿って下流に延び、こ
の位置は、ダクト80への空気による二次燃料空気混合
ダクトに再循環流がない。中空の部材108は、隣接す
る中空の部材108に向けて円周方向に燃料を向けるよ
うに複数の開口109を有する。二次燃料空気混合ダク
ト80及び二次燃料噴射器106は、ヨーロッパ特許出
願EP068786Aにさらに完全に示されている。
合ダクト92に燃料を送るために複数の第3の燃料装置
110が設けられている。各燃焼室28の第3の燃料装
置110は、ケーシング118の外側に配置された環状
の第3の燃料マニフォルド112を有するが、これはケ
ーシング118の内側に配置されてもよい。各第3の燃
料マニフォルド112は、複数の、例えば、32の等間
隔に配置された第3の燃料噴射器114を備えている。
第3の燃料噴射器114の各々は、中空部材116を有
し、中空の部材116は、下流の第3の燃料マニフォル
ド112から第3の燃料空気混合ダクト92のインテー
ク98を通って第3の燃料空気混合ダクト92に管状燃
焼室28に関して半径方向に軸線方向に延びている。各
中空の部材116は、インテーク98から十分に離れた
所定の位置に第3の燃料空気混合ダクト92に沿って下
流方向に延びており、この所定の場所においては、ダク
ト92への空気流による第3の燃料空気混合ダクト92
への循環流はない。中空部材116は、隣接した中空部
材117に向かって円周方向に燃料をを向ける複数の開
口117を有する。
流れ渦巻き器60及び62は、一次燃焼領域36に循環
領域をつくり、循環領域は、半径方向内側及び半径方向
外側の循環流を含む。リップ74は、第2の半径方向の
流れ渦巻き器62によって生じる内側の循環流を優勢な
流れにする。したがって、第2の半径方向の流れ渦巻き
器62は、一次燃焼領域36の燃焼過程の安定性を制御
する。内側の循環流を弱い消去温度以上の好ましい温度
で維持することが好ましい。外側の循環流が、一次燃焼
領域36の燃焼過程の安定性に小さい影響を与える。
と空気は予め混合され、燃焼領域の各々は、NOxを最小
限にするためにリーン燃焼を提供するように配置され
る。一次燃焼領域36からの燃焼生成物は、スロート4
8を通って二次燃焼領域40に流れ、二次燃焼領域40
からの燃焼生成物は、スロート54を通って第3の燃焼
領域44に流れる。管状燃焼室28への空気流の圧力変
化によって、燃焼過程は、前述した理由で圧力変動を増
幅させ、ガスタービン・エンジンの部品に損傷を与え
る。
0及び62及び第1の燃料噴射器64及び66は図3、
4、5にさらに明確に示される。第1の半径方向の流れ
渦巻き器60は、間に複数の通路61が形成される複数
の羽根59を有する。一次燃料噴射器64は、通路61
に配置される。第2の半径方向の流れ渦巻き器62は、
間に複数の通路65が形成される複数の羽根63を有す
る。一次燃料噴射器66は、通路65に配置される。
空の円筒形部材を有し、この中空の円筒形部材は、燃焼
室28の軸線に関して軸線方向に、燃焼室28の軸線に
関して平行に延びている。各一次燃料噴射器64及び6
6は、通路61及び65を取って流れる空気に燃料を噴
射するためにその長さに沿って軸線方向に間隔を置いた
複数の開口67及び69を有する。一次燃料噴射器64
の開口67は、図3の左手側にさらにはっきりと示すよ
うに、通路65におけるよりも通路61で大きな空燃比
をつくるために通路65よりも通路61にさらに多くの
燃料を供給するように一次燃料噴射器66の開口69よ
り大きな直径を有する。
燃料噴射器62の開口67は、残りの通路61における
よりもいくつかの通路61において大きな空燃比をつく
るために残りの通路61におけるよりもいくつかの通路
61に多い燃料を送るように、一次燃料噴射器62の開
口67より大きい直径を有するように構成される。
燃料噴射器64によって第1の半径方向の流れ渦巻き器
60へ一次燃料の約52%が送られ、一次燃料噴射器6
6によって第2の半径方向の流れ渦巻き器62に一次燃
料の約48%が送られる。さらに、一次燃料噴射器64
の50%より大きいか、または小さい所定の数字は、残
りの一次燃料噴射器64より、多い、または少ない適当
な量の所定の燃料量を噴射する。例えば、8つの一次燃
料噴射器64の内5つの燃料噴射器は、他の3つの一次
燃料噴射器64より30%多い燃料を噴射し、前記一次
燃料噴射器64の5つは、前記5つの燃料噴射器64の
他の4つから間隔を置いている。これは、例えば、10
10℃(1850°K)の一次燃焼領域の平均温度を生
じ、内側の再循環流は約971℃(1780°K)であ
り、外側の再循環流は、963℃(1765°K)と1
101℃(2015°K)との間である。
量を増大する。しかしながら、これは、直列段の燃焼室
28の燃料の約15%に影響を与えるのみであり、NOx
の排出の全体の増加は、現在の排出水準に対して約10
0万の約2(容量)小さい。しかしながら、これらの変
化は、一次燃焼領域36の軸線方向の外側の再循環流の
放熱領域を移動させ、一次燃焼領域36のノイズの増幅
は、第1の半径方向の流れ渦巻き器60により多くの燃
料を送ることによって一次燃焼領域36の内側の再循環
流の温度を低減し、これは一次燃焼領域36の外側再循
環流の燃焼の開始を遅らせる。
から二次燃焼領域40へ半径方向に横切る温度勾配があ
ることであり、この温度は、一次燃焼領域36の半径方
向の最外端領域で最も大きく、一次燃焼領域36の半径
方向の最内端領域で最も小さい。これは、二次燃料空気
混合ダクト80が二次燃焼領域40に二次燃料空気混合
気を二次燃焼領域40に噴射する点に接近する二次燃焼
領域40の予備加熱を生じる。これらの変化は、二次燃
焼領域40の放熱領域を移動させ、よって二次燃焼領域
のノイズの増幅が低減する。
射器64へ偏倚する燃料量を適当に選択することによっ
て、受け入れ可能な水準の二次燃焼領域40のノイズの
増幅を低減することができる。例えば、第2の半径方向
の流れ渦巻き器62の一次燃料噴射器64へよりも第1
の半径方向の流れ渦巻き器60の一次燃料噴射器64へ
さらに10%多い燃料を送ることによって、一次燃焼領
域36において作られるノイズは、許容可能な水準まで
減少し、好ましくは、ノイズをなくし、二次燃焼領域4
0で作られたノイズだけを低減することが好ましい。し
かしながら、第2の半径方向の流れ渦巻き器62の二次
燃料噴射器64へよりも第1の半径方向の流れ渦巻き器
60の一次燃料噴射器64へさらに20%多い燃料を送
ることによって、一次燃焼領域36において作られるノ
イズは、許容可能な水準まで減少し、好ましくは、ノイ
ズをなくし、二次燃焼領域40で作られたノイズを低減
することが好ましい。
である。別の例として、さらに、一次燃料噴射器64の
開口67及び一次燃料噴射器66の開口69が等しい直
径を有するように、また、図3の右手側でさらにハッキ
リと示すように一次燃料噴射器66の開口69の数より
多い数の一次燃料噴射器64の開口67を配置すること
ができる。
に示すように各通路66の一次燃料噴射器66の数より
多い数の一次燃料噴射器64を設けてもよい。また、羽
根59及び63は、一次燃料噴射器であり、羽根59及
び63において、開口67及び69を提供するように羽
根59及び63に開口を設けてもよい。
に、一次燃料噴射器64の開口67及び一次燃料噴射器
66の開口69を、等しい直径で等しい数になるように
配置するが、羽根63の断面積を羽根59の断面積より
大きくなるように配置することによって、第1の半径方
向の流れ渦巻き器60の通路61におけるよりも、第1
の半径方向の流れ渦巻き器60の通路61の断面積を第
2の半径方向の流れ渦巻き器62の通路65より大きく
なるように構成して第2の半径方向流れ渦巻き器62の
通路の空燃比を大きくすることも可能である。
ズを低減するために、一次燃焼領域36へ送られる空気
の量を増大させ、二次燃焼領域40に送られる空気の量
を低減するか、または二次及び三次燃焼領域40及び4
4に送られる空気の量を低減することが必要がある。例
えば、1つの可能性として、第2の半径方向渦巻き器6
2より第1の半径方向の流れ渦巻き器60への空気をさ
らに5%多く供給することである。よって、第1の半径
方向の流れ渦巻き器60から一次燃焼領域に送られる空
気の量を比例して増大することは、燃焼室の特定の配
置、例えば、一次、二次及び三次燃焼領域36,40及
び44の相対寸法によって決められる。
に多くの空気を送る利点は、第1の半径方向の流れ渦巻
き器60へ燃料をさらに送ることによって高温領域が生
じないことである。
半径方向の流れ渦巻き器60のサイドプレート70と他
のサイドプレートとの間の軸線方向の空隙は、第2の軸
線方向の半径方向の流れ渦巻き器62のサイドプレート
70と他のサイドプレートとの間の軸線方向の空隙より
大きい。これは、第2の渦巻き器62の隣接する羽根の
各々の間に固定部材を配置することによって達成され
る。
0および62を用いることによって、上述したような再
循環流をつくり、これらの再循環流の双方は、それ自身
の放熱領域を有する。第1の半径方向の流れ渦巻き器6
0からの再循環流の放熱位置が、第2の半径方向の流れ
渦巻き器62からの再循環流の放熱位置と軸線方向に同
一の場合には、圧力変動が増幅される。
62からの再循環流から、第1の半径方向の流れ渦巻き
器60からの再循環流に伝達される熱(熱量及び温度)
を制御することによって第1及び第2の半径方向の流れ
渦巻き器60及び62の再循環流の放熱相対位置を制御
する。第1の半径方向の流れ渦巻き器60からの再循環
流の放熱位置は、第2の半径方向の流れ渦巻き器62か
らの再循環流の空気流量及び温度に依存する。また本発
明は、第2の半径方向の流れ渦巻き器62よりも第1の
半径方向の流れ渦巻き器60へさらに燃料を多く送り、
同じ量の空気を送ることによって、第1の半径方向の流
れからの再循環流の放熱の位置を制御する。これは、第
2の半径方向の渦巻き器62からの再循環流が低温とな
り、第1の半径方向の流れ渦巻き器60からの再循環流
の燃焼は、第2の半径方向の流れ渦巻き器62の再循環
流の放熱位置の軸線方向下流になるまで生じない。別の
例として、本発明は、第2の半径方向の流れ渦巻き器6
2へよりも第1半径方向の流れ渦巻き器60にさらに多
くの空気を送り、同じ量の燃料を送ることによって放熱
位置を制御する。これは第1の半径方向の流れ渦巻き器
60からの再循環流がさらに多くの熱を必要とし、第1
の半径方向の流れ渦巻き器60からの再循環流の燃焼
は、第2の半径方向渦巻き器62からの再循環流の放熱
位置のさらに軸線方向下流になるまで生じない。
たはメタンを含む燃料である。プロパン、エタン、水素
のような他の燃料の使用によって、第1の再循環流の放
熱位置の移動に無視できない影響がある。なぜならば、
メタンの遅延時間は、さらに約二段階大きく、よって第
1の再循環流の予備加熱に小さい影響があるのみであ
る。
送られる燃料の量、または燃料に比例して所定の差が生
じるように第1の半径方向の流れ渦巻き器への燃料の永
久的に迂回路を使用する。燃料の送りを制御する弁の必
要性がなくなる。別の例として、本発明は、半径方向の
流れ渦巻き器に送られる量または量に比例して所定の差
が出るように第1の半径方向の流れ渦巻き器に永久的な
空気の迂回路を使用する。
一次燃料噴射器の開口を等しく維持し、残りの通路より
もいくつかの通路において大きな空燃比をつくるように
残りの通路に関していくつかの通路の断面積を小さくす
ることも可能である。また、残りの通路よりもいくつか
の通路において大きな空燃比をつくるように残りの通路
に関していくつかの通路にさらに多い一次燃料噴射器を
提供することができる。
す半径方向流れ渦巻き器に関するが、軸線方向の流れ渦
巻き器を使用すること、さらに渦巻き器のない半径方向
の流れ通路を使用することも可能であり、後者の場合、
再循環流及び燃焼の安定性を形成する燃料と空気の混合
気の突然の膨張に依存する。
ロートによっては接続されないが、断面積が次第に大き
くなる段階的な燃焼領域にも適用可能である。また、本
発明は、他の燃料空気混合ダクト、例えば、二次燃料空
気混合ダクト、または三次燃料空気混合ダクトにも適用
可能である。二次燃料混合ダクトまたは三次燃料混合ダ
クトの開口は、燃料空気混合ダクトのいくつかの部分の
大きな空燃比をつくるために残りの燃料噴射器の開口よ
り大きい。別の例として、二次燃料混合気ダクトの出口
開口面積、または三次燃料空気混合ダクトの出口開口の
面積を等しくないようにすることもできる。
ジンの図面である。
である。
燃焼室を通る長手方向の拡大断面図である。
A-Aの方向の断面図である。
B-Bの方向の断面図である。
A-Aの方向の断面図である。
A-Aの方向の断面図である。
室を通る長手方向の拡大断面図である。
Claims (25)
- 【請求項1】 少なくとも1つの周縁壁及び上流壁によ
って形成された少なくとも1つの燃焼領域と、前記少な
くとも1つの燃焼領域に空気を送り前記少なくとも1つ
の領域に第1の再循環流を形成するように配置された第
1の燃料空気混合ダクトと、少なくとも1つの燃焼領域
に空気を送り前記少なくとも1つの領域に第2の再循環
流を形成するとともに第1の燃焼領域と同軸に配置され
た第2の燃料空気混合ダクトと、前記第1及び前記第2
の燃料空気混合ダクトに燃料を送るように配置された燃
料噴射装置とを備え、前記第1及び第2の燃料空気混合
ダクト及び前記燃料噴射装置は、前記第1及び第2の燃
料空気混合ダクトに送られる空気及び/又は燃料の量、
若しくは空気及び/又は燃料の比率において所定の差が
生じるように配置され、前記第1の再循環流の放熱位置
は、前記第2の再循環流の放熱位置の下流である燃焼
室。 - 【請求項2】 前記第1及び第2の燃料空気混合ダクト
及び前記燃料噴射装置は、前記第1の燃料空気混合ダク
トから少なくとも1つの燃焼領域に流れる燃料と空気の
空燃比が、前記第2の燃料空気混合ダクトから少なくと
も1つの燃焼領域に流れる空燃比より大きくなるように
配置される請求項1に記載の燃焼室。 - 【請求項3】 前記第1の燃料空気混合ダクトの前記燃
料装置の前記燃料射出開口は、前記第2の燃料空気混合
ダクトの燃料噴射装置の前記燃料噴射開口より大きな断
面積を有する請求項1に記載の燃焼室。 - 【請求項4】 前記第1の燃料空気混合ダクトの燃料噴
射装置は、前記第2の燃料空気混合ダクトの燃料噴射装
置より大きな数の燃料噴射開口を有する請求項1に記載
の燃焼室。 - 【請求項5】 前記第1の燃料空気混合ダクトの前記燃
料噴射装置は、前記第2の燃料空気混合ダクトの前記燃
料噴射装置より多数の燃料噴射器を有する請求項1に記
載の燃焼室。 - 【請求項6】 前記第1及び前記第2の燃料空気混合ダ
クトは、前記第2の燃料空気混合ダクトの入り口より大
きな断面積を有する請求項1に記載の燃焼室。 - 【請求項7】 前記第1及び第2の燃料空気混合ダクト
及び燃料噴射器は、前記第2の燃料空気混合ダクトから
少なくとも1つの燃焼領域に流れる燃料と空気の空燃比
が前記第1の燃料空気混合ダクトから少なくとも1つの
燃焼領域に流れる空燃比より大きくなるように配置され
る請求項1に記載の燃焼室。 - 【請求項8】 前記第1の燃料空気混合ダクトは、第1
の渦巻き器を有し、前記第2の燃料空気混合ダクトは、
第2の渦巻き器を有し、前記第1及び第2の渦巻き器
は、上流壁の開口を通って少なくとも1つの燃焼室に空
気を送るように配置され、前記第1の燃料空気混合ダク
トは、前記第1の渦巻き器の羽根の間に形成された通路
を備え、前記第2の燃料及び混合ダクトは、渦巻き器の
羽根の間に形成された通路を有する請求項1に記載の燃
焼室。 - 【請求項9】 前記燃料噴射装置及び前記第1の燃料空
気混合ダクトは、第1の燃料空気混合ダクトの少なくと
も1つの通路から流れる燃料と空気の空燃比が、前記第
1の燃料空気混合ダクトの他方の通路から流れる前記燃
料と空気の空燃比と異なるように配置される請求項8に
記載の燃焼室。 - 【請求項10】 前記第2の渦巻き器の羽根は、前記第
1の渦巻き器の羽根より大きな断面積を有する請求項8
に記載の燃焼室。 - 【請求項11】 前記第1の渦巻き器は、半径方向の流
れ渦巻き器であり、前記第2の渦巻き器は、半径方向の
流れ渦巻き器であり、前記第1の渦巻き器は、前記燃焼
室の軸線に関して前記第2の渦巻き器の軸線方向下流に
ある請求項8に記載の燃焼室。 - 【請求項12】 前記燃料噴射装置は、前記第1及び第
2の渦巻き器に関して軸線方向に延びる複数の中空部材
を有し、各中空部材は羽根の間に形成された1つの通路
に燃料を噴射するために中空部材に沿って軸線方向に間
隔を置いて離れた複数の開口を有する請求項11に記載
の燃焼室。 - 【請求項13】 前記燃料噴射装置は、前記第1と第2
の渦巻き器の羽根に軸線方向に延びている通路を有し、
各羽根は、前記羽根の間に形成された通路の一方に燃料
を噴射するために羽根に沿って軸線方向に間隔を置いて
離れた複数の開口を有する請求項12に記載の燃焼室。 - 【請求項14】 前記燃焼室は、一次燃焼領域と、一次
燃焼領域の下流に二次燃焼領域と、を有する請求項1に
記載の燃焼室。 - 【請求項15】 前記燃焼室は、一次燃焼領域と、一次
燃焼領域の下流に二次燃焼領域と、前記二次燃焼領域の
下流に三次燃焼領域とを有する請求項14に記載の燃焼
室。 - 【請求項16】 前記第1と第2の燃料空気混合ダクト
が燃料と空気を一次燃焼領域に送る請求項15に記載の
燃焼室。 - 【請求項17】 少なくとも1つの二次燃料空気混合ダ
クトは、前記燃料と空気を二次燃焼室領域に送る請求項
14に記載の燃焼室。 - 【請求項18】 少なくとも1つの三次燃料空気混合ダ
クトは、前記三次燃焼領域に燃料と空気を送る請求項1
5に記載の燃焼室。 - 【請求項19】 前記少なくとも1つの二次燃料空気混
合ダクトは、複数の二次燃料空気混合ダクトを有する請
求項17に記載の燃焼室。 - 【請求項20】 前記燃料噴射装置は、前記第1の燃料
空気混合ダクトへ燃料を送る燃料噴射装置に燃料の52
%、第2の燃料空気混合ダクトに燃料を送る前記燃料噴
射装置に燃料の48%を送るようになっている請求項1
に記載の燃焼装置。 - 【請求項21】 前記第1の燃料空気混合ダクトへ燃料
を送る燃料噴射装置は、燃料を第2の燃料空気混合ダク
トに送る燃料噴射装置よりさらに少なくとも10%多く
燃料を送るように配置されている請求項1に記載の燃焼
室。 - 【請求項22】 前記第1の燃料空気混合ダクトへ燃料
を送る燃料噴射装置は、燃料を第2の燃料空気混合ダク
トに送る燃料噴射装置よりさらに少なくとも20%多く
燃料を送るように配置されている請求項21に記載の燃
焼室。 - 【請求項23】 前記第1の燃料空気混合ダクトは、前
記第2の燃料空気混合ダクトより前記燃焼領域に空気を
さらに5%多く送るようになっている請求項1に記載の
燃焼室。 - 【請求項24】 前記燃料噴射装置は、少なくとも1つ
の燃焼領域にメタンを含む燃料を送るようになっている
請求項1に記載の燃焼室。 - 【請求項25】 少なくとも1つの周縁壁及び上流壁に
よって形成された少なくとも1つの燃焼領域と、少なく
とも1つの燃焼領域に空気を送る第1の燃料空気混合ダ
クトと、少なくとも1つの燃焼領域に空気を送る第2の
燃料空気混合ダクトとを備え、前記第1及び前記第2の
燃料空気混合ダクトは、同軸的に配置され、燃料噴射装
置が燃料を前記第1の燃料空気混合ダクトに送るように
配置され、前記燃料噴射装置は燃料を前記第2の燃料空
気混合ダクトに送るように配置された燃焼室を作動する
方法であって、前記第1の燃料空気混合ダクトから空気
を送り、少なくとも1つの燃焼領域に第1の再循環流を
つくることと、前記第2の燃料空気混合ダクトから空気
を送り、前記燃焼領域に第2の再循環流をつくること
と、前記第1及び第2の燃料空気混合ダクトに送られる
空気の量において、若しくは空気の比率において所定の
差が生じるように空気を送ることと、前記第1及び第2
の燃料空気混合ダクトに燃料の量において、若しくは燃
料の比率において所定の差が生じるように燃料を送るこ
とと、を有し、前記第1の再循環流の放熱位置は、前記
第2の再循環流の放熱位置の下流である燃焼室の作動方
法。
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---|---|---|---|
GBGB9818160.5A GB9818160D0 (en) | 1998-08-21 | 1998-08-21 | A combustion chamber |
GB9818160.5 | 1998-08-21 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
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Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
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GB (1) | GB9818160D0 (ja) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2011169575A (ja) * | 2010-02-16 | 2011-09-01 | General Electric Co <Ge> | 軸方向多段予混合燃焼室 |
JP2013517440A (ja) * | 2009-12-15 | 2013-05-16 | マン・ディーゼル・アンド・ターボ・エスイー | タービン用バーナ |
JP2019516058A (ja) * | 2016-04-22 | 2019-06-13 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトSiemens Aktiengesellschaft | 燃焼機関において燃料を空気と混合するためのスワラ |
Families Citing this family (102)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB9915770D0 (en) * | 1999-07-07 | 1999-09-08 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber |
FR2824625B1 (fr) * | 2001-05-10 | 2003-08-15 | Inst Francais Du Petrole | Dispositif et procede d'injection d'un combustible liquide dans un flux d'air pour une chambre de combustion |
DE10211590B4 (de) * | 2002-03-15 | 2007-11-08 | J. Eberspächer GmbH & Co. KG | Zerstäuberdüse, insbesondere für ein Fahrzeugheizgerät |
US6935116B2 (en) * | 2003-04-28 | 2005-08-30 | Power Systems Mfg., Llc | Flamesheet combustor |
US6931862B2 (en) * | 2003-04-30 | 2005-08-23 | Hamilton Sundstrand Corporation | Combustor system for an expendable gas turbine engine |
US6986254B2 (en) * | 2003-05-14 | 2006-01-17 | Power Systems Mfg, Llc | Method of operating a flamesheet combustor |
US7137256B1 (en) | 2005-02-28 | 2006-11-21 | Peter Stuttaford | Method of operating a combustion system for increased turndown capability |
WO2007033306A2 (en) * | 2005-09-13 | 2007-03-22 | Rolls-Royce Corporation, Ltd. | Gas turbine engine combustion systems |
US8769960B2 (en) * | 2005-10-21 | 2014-07-08 | Rolls-Royce Canada, Ltd | Gas turbine engine mixing duct and method to start the engine |
JP2007113888A (ja) * | 2005-10-24 | 2007-05-10 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | ガスタービンエンジンの燃焼器構造 |
US20070089427A1 (en) | 2005-10-24 | 2007-04-26 | Thomas Scarinci | Two-branch mixing passage and method to control combustor pulsations |
GB2432655A (en) * | 2005-11-26 | 2007-05-30 | Siemens Ag | Combustion apparatus |
GB2435508B (en) * | 2006-02-22 | 2011-08-03 | Siemens Ag | A swirler for use in a burner of a gas turbine engine |
EP1867925A1 (en) | 2006-06-12 | 2007-12-19 | Siemens Aktiengesellschaft | Burner |
US8443583B2 (en) * | 2006-06-15 | 2013-05-21 | Indiana University Research And Technology Corp. | Pilot fuel injection for a wave rotor engine |
US8322142B2 (en) * | 2007-05-01 | 2012-12-04 | Flexenergy Energy Systems, Inc. | Trapped vortex combustion chamber |
EP2276559A4 (en) | 2008-03-28 | 2017-10-18 | Exxonmobil Upstream Research Company | Low emission power generation and hydrocarbon recovery systems and methods |
CA2934541C (en) | 2008-03-28 | 2018-11-06 | Exxonmobil Upstream Research Company | Low emission power generation and hydrocarbon recovery systems and methods |
WO2011059567A1 (en) | 2009-11-12 | 2011-05-19 | Exxonmobil Upstream Research Company | Low emission power generation and hydrocarbon recovery systems and methods |
EP2107312A1 (en) * | 2008-04-01 | 2009-10-07 | Siemens Aktiengesellschaft | Pilot combustor in a burner |
EP2107309A1 (en) * | 2008-04-01 | 2009-10-07 | Siemens Aktiengesellschaft | Quarls in a burner |
EP2107301B1 (en) * | 2008-04-01 | 2016-01-06 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas injection in a burner |
EP2107300A1 (en) * | 2008-04-01 | 2009-10-07 | Siemens Aktiengesellschaft | Swirler with gas injectors |
JP5172468B2 (ja) * | 2008-05-23 | 2013-03-27 | 川崎重工業株式会社 | 燃焼装置および燃焼装置の制御方法 |
JP5580320B2 (ja) | 2008-10-14 | 2014-08-27 | エクソンモービル アップストリーム リサーチ カンパニー | 燃焼生成物を制御するための方法およびシステム |
US8220270B2 (en) * | 2008-10-31 | 2012-07-17 | General Electric Company | Method and apparatus for affecting a recirculation zone in a cross flow |
EP2192347B1 (en) * | 2008-11-26 | 2014-01-01 | Siemens Aktiengesellschaft | Tubular swirling chamber |
US8042752B2 (en) * | 2009-02-20 | 2011-10-25 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Nozzle repair to reduce fretting |
US8308076B2 (en) * | 2009-02-20 | 2012-11-13 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Nozzle design to reduce fretting |
JP4797079B2 (ja) * | 2009-03-13 | 2011-10-19 | 川崎重工業株式会社 | ガスタービン燃焼器 |
EP2246617B1 (en) * | 2009-04-29 | 2017-04-19 | Siemens Aktiengesellschaft | A burner for a gas turbine engine |
DE102009045950A1 (de) * | 2009-10-23 | 2011-04-28 | Man Diesel & Turbo Se | Drallerzeuger |
US8850819B2 (en) | 2010-06-25 | 2014-10-07 | United Technologies Corporation | Swirler, fuel and air assembly and combustor |
EP2400222A1 (en) * | 2010-06-28 | 2011-12-28 | Siemens Aktiengesellschaft | A combustion apparatus |
EA029336B1 (ru) | 2010-07-02 | 2018-03-30 | Эксонмобил Апстрим Рисерч Компани | Системы и способ производства энергии путем стехиометрического сгорания с обогащенным воздухом и рециркуляцией отработавшего газа |
SG186158A1 (en) | 2010-07-02 | 2013-01-30 | Exxonmobil Upstream Res Co | Low emission power generation systems and methods |
CN107575308A (zh) | 2010-07-02 | 2018-01-12 | 埃克森美孚上游研究公司 | 低排放三循环动力产生***和方法 |
WO2012003078A1 (en) | 2010-07-02 | 2012-01-05 | Exxonmobil Upstream Research Company | Stoichiometric combustion with exhaust gas recirculation and direct contact cooler |
TWI563166B (en) | 2011-03-22 | 2016-12-21 | Exxonmobil Upstream Res Co | Integrated generation systems and methods for generating power |
TWI563165B (en) | 2011-03-22 | 2016-12-21 | Exxonmobil Upstream Res Co | Power generation system and method for generating power |
TWI593872B (zh) | 2011-03-22 | 2017-08-01 | 艾克頌美孚上游研究公司 | 整合系統及產生動力之方法 |
TWI564474B (zh) | 2011-03-22 | 2017-01-01 | 艾克頌美孚上游研究公司 | 於渦輪系統中控制化學計量燃燒的整合系統和使用彼之產生動力的方法 |
US20130081397A1 (en) * | 2011-10-04 | 2013-04-04 | Brandon Taylor Overby | Forward casing with a circumferential sloped surface and a combustor assembly including same |
WO2013095829A2 (en) | 2011-12-20 | 2013-06-27 | Exxonmobil Upstream Research Company | Enhanced coal-bed methane production |
EP2639505A1 (en) | 2012-03-13 | 2013-09-18 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas Turbine Combustion System and Method of Flame Stabilization in such a System |
US9353682B2 (en) | 2012-04-12 | 2016-05-31 | General Electric Company | Methods, systems and apparatus relating to combustion turbine power plants with exhaust gas recirculation |
US9784185B2 (en) | 2012-04-26 | 2017-10-10 | General Electric Company | System and method for cooling a gas turbine with an exhaust gas provided by the gas turbine |
US10273880B2 (en) | 2012-04-26 | 2019-04-30 | General Electric Company | System and method of recirculating exhaust gas for use in a plurality of flow paths in a gas turbine engine |
US9404657B2 (en) * | 2012-09-28 | 2016-08-02 | United Technologies Corporation | Combuster with radial fuel injection |
US9222673B2 (en) * | 2012-10-09 | 2015-12-29 | General Electric Company | Fuel nozzle and method of assembling the same |
US9631815B2 (en) | 2012-12-28 | 2017-04-25 | General Electric Company | System and method for a turbine combustor |
US9708977B2 (en) | 2012-12-28 | 2017-07-18 | General Electric Company | System and method for reheat in gas turbine with exhaust gas recirculation |
US9869279B2 (en) | 2012-11-02 | 2018-01-16 | General Electric Company | System and method for a multi-wall turbine combustor |
US9599070B2 (en) | 2012-11-02 | 2017-03-21 | General Electric Company | System and method for oxidant compression in a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system |
US10100741B2 (en) | 2012-11-02 | 2018-10-16 | General Electric Company | System and method for diffusion combustion with oxidant-diluent mixing in a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system |
US9803865B2 (en) | 2012-12-28 | 2017-10-31 | General Electric Company | System and method for a turbine combustor |
US9611756B2 (en) | 2012-11-02 | 2017-04-04 | General Electric Company | System and method for protecting components in a gas turbine engine with exhaust gas recirculation |
US10215412B2 (en) | 2012-11-02 | 2019-02-26 | General Electric Company | System and method for load control with diffusion combustion in a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system |
US10107495B2 (en) | 2012-11-02 | 2018-10-23 | General Electric Company | Gas turbine combustor control system for stoichiometric combustion in the presence of a diluent |
US9574496B2 (en) | 2012-12-28 | 2017-02-21 | General Electric Company | System and method for a turbine combustor |
US10208677B2 (en) | 2012-12-31 | 2019-02-19 | General Electric Company | Gas turbine load control system |
US9581081B2 (en) | 2013-01-13 | 2017-02-28 | General Electric Company | System and method for protecting components in a gas turbine engine with exhaust gas recirculation |
US9512759B2 (en) | 2013-02-06 | 2016-12-06 | General Electric Company | System and method for catalyst heat utilization for gas turbine with exhaust gas recirculation |
US9938861B2 (en) | 2013-02-21 | 2018-04-10 | Exxonmobil Upstream Research Company | Fuel combusting method |
TW201502356A (zh) | 2013-02-21 | 2015-01-16 | Exxonmobil Upstream Res Co | 氣渦輪機排氣中氧之減少 |
WO2014133406A1 (en) | 2013-02-28 | 2014-09-04 | General Electric Company | System and method for a turbine combustor |
CN105008499A (zh) | 2013-03-08 | 2015-10-28 | 埃克森美孚上游研究公司 | 发电和从甲烷水合物中回收甲烷 |
US9618261B2 (en) | 2013-03-08 | 2017-04-11 | Exxonmobil Upstream Research Company | Power generation and LNG production |
US20140250945A1 (en) | 2013-03-08 | 2014-09-11 | Richard A. Huntington | Carbon Dioxide Recovery |
TW201500635A (zh) | 2013-03-08 | 2015-01-01 | Exxonmobil Upstream Res Co | 處理廢氣以供用於提高油回收 |
US9631542B2 (en) | 2013-06-28 | 2017-04-25 | General Electric Company | System and method for exhausting combustion gases from gas turbine engines |
US9835089B2 (en) | 2013-06-28 | 2017-12-05 | General Electric Company | System and method for a fuel nozzle |
US9617914B2 (en) | 2013-06-28 | 2017-04-11 | General Electric Company | Systems and methods for monitoring gas turbine systems having exhaust gas recirculation |
TWI654368B (zh) | 2013-06-28 | 2019-03-21 | 美商艾克頌美孚上游研究公司 | 用於控制在廢氣再循環氣渦輪機系統中的廢氣流之系統、方法與媒體 |
US9587510B2 (en) | 2013-07-30 | 2017-03-07 | General Electric Company | System and method for a gas turbine engine sensor |
US9903588B2 (en) | 2013-07-30 | 2018-02-27 | General Electric Company | System and method for barrier in passage of combustor of gas turbine engine with exhaust gas recirculation |
US9951658B2 (en) | 2013-07-31 | 2018-04-24 | General Electric Company | System and method for an oxidant heating system |
US9752458B2 (en) | 2013-12-04 | 2017-09-05 | General Electric Company | System and method for a gas turbine engine |
US10030588B2 (en) | 2013-12-04 | 2018-07-24 | General Electric Company | Gas turbine combustor diagnostic system and method |
US10227920B2 (en) | 2014-01-15 | 2019-03-12 | General Electric Company | Gas turbine oxidant separation system |
US9863267B2 (en) | 2014-01-21 | 2018-01-09 | General Electric Company | System and method of control for a gas turbine engine |
US9915200B2 (en) | 2014-01-21 | 2018-03-13 | General Electric Company | System and method for controlling the combustion process in a gas turbine operating with exhaust gas recirculation |
US10079564B2 (en) | 2014-01-27 | 2018-09-18 | General Electric Company | System and method for a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system |
US10139111B2 (en) * | 2014-03-28 | 2018-11-27 | Siemens Energy, Inc. | Dual outlet nozzle for a secondary fuel stage of a combustor of a gas turbine engine |
US9803555B2 (en) * | 2014-04-23 | 2017-10-31 | General Electric Company | Fuel delivery system with moveably attached fuel tube |
US10047633B2 (en) | 2014-05-16 | 2018-08-14 | General Electric Company | Bearing housing |
US10060359B2 (en) | 2014-06-30 | 2018-08-28 | General Electric Company | Method and system for combustion control for gas turbine system with exhaust gas recirculation |
US10655542B2 (en) | 2014-06-30 | 2020-05-19 | General Electric Company | Method and system for startup of gas turbine system drive trains with exhaust gas recirculation |
US9885290B2 (en) | 2014-06-30 | 2018-02-06 | General Electric Company | Erosion suppression system and method in an exhaust gas recirculation gas turbine system |
US9819292B2 (en) | 2014-12-31 | 2017-11-14 | General Electric Company | Systems and methods to respond to grid overfrequency events for a stoichiometric exhaust recirculation gas turbine |
US9869247B2 (en) | 2014-12-31 | 2018-01-16 | General Electric Company | Systems and methods of estimating a combustion equivalence ratio in a gas turbine with exhaust gas recirculation |
US10788212B2 (en) | 2015-01-12 | 2020-09-29 | General Electric Company | System and method for an oxidant passageway in a gas turbine system with exhaust gas recirculation |
US10094566B2 (en) | 2015-02-04 | 2018-10-09 | General Electric Company | Systems and methods for high volumetric oxidant flow in gas turbine engine with exhaust gas recirculation |
US10253690B2 (en) | 2015-02-04 | 2019-04-09 | General Electric Company | Turbine system with exhaust gas recirculation, separation and extraction |
US10316746B2 (en) | 2015-02-04 | 2019-06-11 | General Electric Company | Turbine system with exhaust gas recirculation, separation and extraction |
US10267270B2 (en) | 2015-02-06 | 2019-04-23 | General Electric Company | Systems and methods for carbon black production with a gas turbine engine having exhaust gas recirculation |
US10145269B2 (en) | 2015-03-04 | 2018-12-04 | General Electric Company | System and method for cooling discharge flow |
US10480792B2 (en) | 2015-03-06 | 2019-11-19 | General Electric Company | Fuel staging in a gas turbine engine |
GB201802251D0 (en) | 2018-02-12 | 2018-03-28 | Rolls Royce Plc | An air swirler arrangement for a fuel injector of a combustion chamber |
US11045776B2 (en) | 2018-08-22 | 2021-06-29 | Ford Global Technologies, Llc | Methods and systems for a fuel injector |
US11149941B2 (en) * | 2018-12-14 | 2021-10-19 | Delavan Inc. | Multipoint fuel injection for radial in-flow swirl premix gas fuel injectors |
US20220307694A1 (en) * | 2021-03-26 | 2022-09-29 | Raytheon Technologies Corporation | Modular injector bolt for an engine |
Family Cites Families (17)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1489339A (en) | 1973-11-30 | 1977-10-19 | Rolls Royce | Gas turbine engine combustion chambers |
EP0148599A3 (en) | 1983-12-19 | 1985-12-04 | Parker Hannifin Corporation | Fuel nozzle |
US4735052A (en) * | 1985-09-30 | 1988-04-05 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Gas turbine apparatus |
US4854127A (en) | 1988-01-14 | 1989-08-08 | General Electric Company | Bimodal swirler injector for a gas turbine combustor |
JP2713627B2 (ja) * | 1989-03-20 | 1998-02-16 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン燃焼器、これを備えているガスタービン設備、及びこの燃焼方法 |
GB9023004D0 (en) * | 1990-10-23 | 1990-12-05 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine combustion chamber and a method of operating a gas turbine engine combustion chamber |
EP0554325B1 (en) | 1990-10-23 | 1995-07-26 | ROLLS-ROYCE plc | Gasturbine combustion chamber and method of operation thereof |
JPH0579631A (ja) | 1991-09-19 | 1993-03-30 | Hitachi Ltd | 燃焼器設備 |
JPH05203148A (ja) | 1992-01-13 | 1993-08-10 | Hitachi Ltd | ガスタービン燃焼装置及びその制御方法 |
US5361586A (en) * | 1993-04-15 | 1994-11-08 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine ultra low NOx combustor |
JP3335713B2 (ja) | 1993-06-28 | 2002-10-21 | 株式会社東芝 | ガスタービン燃焼器 |
GB2284884B (en) * | 1993-12-16 | 1997-12-10 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine combustion chamber |
US5351477A (en) * | 1993-12-21 | 1994-10-04 | General Electric Company | Dual fuel mixer for gas turbine combustor |
GB9410233D0 (en) | 1994-05-21 | 1994-07-06 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine combustion chamber |
US5613363A (en) * | 1994-09-26 | 1997-03-25 | General Electric Company | Air fuel mixer for gas turbine combustor |
US5836164A (en) * | 1995-01-30 | 1998-11-17 | Hitachi, Ltd. | Gas turbine combustor |
US5647215A (en) * | 1995-11-07 | 1997-07-15 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine combustor with turbulence enhanced mixing fuel injectors |
-
1998
- 1998-08-21 GB GBGB9818160.5A patent/GB9818160D0/en not_active Ceased
-
1999
- 1999-08-10 EP EP99306319A patent/EP0982545B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1999-08-13 US US09/373,748 patent/US6253555B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1999-08-20 JP JP11233972A patent/JP2000065355A/ja active Pending
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2013517440A (ja) * | 2009-12-15 | 2013-05-16 | マン・ディーゼル・アンド・ターボ・エスイー | タービン用バーナ |
JP2011169575A (ja) * | 2010-02-16 | 2011-09-01 | General Electric Co <Ge> | 軸方向多段予混合燃焼室 |
JP2019516058A (ja) * | 2016-04-22 | 2019-06-13 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトSiemens Aktiengesellschaft | 燃焼機関において燃料を空気と混合するためのスワラ |
US10876731B2 (en) | 2016-04-22 | 2020-12-29 | Siemens Aktiengesellschaft | Swirler for mixing fuel with air in a combustion engine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP0982545B1 (en) | 2012-01-04 |
EP0982545A3 (en) | 2002-01-16 |
US6253555B1 (en) | 2001-07-03 |
GB9818160D0 (en) | 1998-10-14 |
EP0982545A2 (en) | 2000-03-01 |
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