JP3207353B2 - ガスタービンエンジン用ドライ低エミッション燃焼器 - Google Patents
ガスタービンエンジン用ドライ低エミッション燃焼器Info
- Publication number
- JP3207353B2 JP3207353B2 JP14311796A JP14311796A JP3207353B2 JP 3207353 B2 JP3207353 B2 JP 3207353B2 JP 14311796 A JP14311796 A JP 14311796A JP 14311796 A JP14311796 A JP 14311796A JP 3207353 B2 JP3207353 B2 JP 3207353B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- fuel
- dome
- premix
- central body
- combustion
- Prior art date
- Legal status (The legal status 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 status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
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
- F23R3/34—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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23D—BURNERS
- F23D14/00—Burners for combustion of a gas, e.g. of a gas stored under pressure as a liquid
- F23D14/02—Premix gas burners, i.e. in which gaseous fuel is mixed with combustion air upstream of the combustion zone
-
- 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
- F23R3/286—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
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN A CARRIER GAS OR AIR
- F23C2900/00—Special features of, or arrangements for combustion apparatus using fluid fuels or solid fuels suspended in air; Combustion processes therefor
- F23C2900/07001—Air swirling vanes incorporating fuel injectors
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23D—BURNERS
- F23D2206/00—Burners for specific applications
- F23D2206/10—Turbines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23D—BURNERS
- F23D2900/00—Special features of, or arrangements for burners using fluid fuels or solid fuels suspended in a carrier gas
- F23D2900/00008—Burner assemblies with diffusion and premix modes, i.e. dual mode burners
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23D—BURNERS
- F23D2900/00—Special features of, or arrangements for burners using fluid fuels or solid fuels suspended in a carrier gas
- F23D2900/00015—Pilot burners specially adapted for low load or transient conditions, e.g. for increasing stability
-
- 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
- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/03041—Effusion cooled combustion chamber walls or domes
-
- 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)
Description
ジンの燃焼器に関し、更に詳細には、本発明の一つの形
態において、産業用ガスタービンエンジンで使用するた
めのドライ低エミッション燃焼器に関する。
料を燃焼するガスタービンエンジンの作動による望まし
からぬ副生物である。化石燃料の燃焼によって発生する
主な空気汚染エミッションには、二酸化炭素、水蒸気、
窒素酸化物、一酸化炭素、未燃焼炭化水素、硫黄酸化
物、及び粒子が含まれる。これらのエミッションのう
ち、二酸化炭素及び水蒸気は、一般的には、無害である
と考えられている。しかしながら、空気汚染に関する世
界的な関心により、ガスタービンエンジンの排気中の上
述の残りの汚染物を制限する規制が更に厳しくなってき
ている。
般的には、排気ガス中に排出された大部分の副生物を、
設計変更、排気ガスの浄化、及び/又は燃料の品質の調
節によって制御できると考えている。例えば、排気ガス
中の粒子は、燃焼器及び燃料噴射装置に設計変更を施す
ことによって、即ちトラップ及びフィルタで粒子を除去
することによって制御されてきた。硫黄酸化物は、通常
は、硫黄含有量が低い燃料を選択することによって制御
されている。従って、排気ガス中の主な関心の対象とな
る残りのエミッションは、窒素酸化物及び未燃焼炭化水
素である。
素の直接酸化であり、この副生物を発生する化学反応の
速度は、温度の上昇に従って指数関数的に上昇する。ガ
スタービンエンジン内での窒素の酸化は、主燃焼ゾーン
内の温度によって左右されるということは、当業者には
周知である。従って、主燃焼器ゾーン内の温度を僅かに
下げただけでも、窒素酸化物の量を大幅に減少できる。
らの窒素酸化物のエミッションの減少は、大量の水又は
水蒸気を主燃焼ゾーンに直接噴射する希釈噴射によって
燃焼器での火炎温度を下げることによって行われてき
た。更に、排気ガスエミッションは、選択的触媒還元シ
ステムを使用することによって減少されてきた。希釈噴
射及び選択的触媒還元には、限界及び問題点があり、こ
れらには、設置費用が高く、運転費用が高く、燃費が悪
く、エンジンの信頼性が低下することが含まれる。希釈
噴射システムでエミッションを全体として減少させるこ
とには、一酸化炭素及び未燃焼炭化水素のエミッション
が希釈噴射によって大幅に増加するため、限界がある。
の設計者及び製造者は、汚染物が形成される基本的燃焼
プロセスを変えることによってエンジンから出る汚染エ
ミッションを減少する希薄予混合燃焼技術を採用し、こ
れによって、燃焼プロセスを本質的にきれいにした。希
薄予混合燃焼では、燃料及び空気を燃焼前に燃料希薄比
率にまで予混合する。燃料及び空気をこのように予混合
することによって、窒素酸化物の生成に寄与する燃焼器
内の高温の化学量論的領域をなくす。
少するための従来の技術は、正しい方向に向かうステッ
プであるが、更なる改良についての必要が残っている。
本発明は、この必要性を、新たな明白でない方法で満足
する。
は、ガスタービンエンジン用の改良燃焼器を提供するこ
とである。
以下の説明から明らかになるであろう。
外部燃料源からの燃料の流れ及びコンプレッサからの空
気流を受け入れるための燃焼器を企図しており、この燃
焼器は、上流端及び下流端を持つ燃焼ハウジングと、燃
料及び空気を燃焼ハウジングの上流端に送出する前に受
け入れてこれを実質的に予混合するため、燃焼ハウジン
グの上流端に連結された予混合ドームとを有し、この予
混合ドームは、予混合ドームを通って長手方向に延びる
中央本体と、予混合ドームを通過した燃料及び空気を回
転し混合するため、中央本体の周りに位置決めされたベ
ーン付きアキシャルスワーラーと、該アキシャルスワー
ラーを横切るように設定された出口を有し、該出口から
燃料を送出するため、アキシャルスワーラーに沿って半
径方向に位置決めされた燃料供給通路と、中央本体の周
りに位置決めされ、アキシャルスワーラーと隣接してお
り、予混合ドームを通って燃焼ハウジングの上流端に流
れる燃料及び空気の流れを加速して予混合ドーム内への
フラッシュバックを少なくするための狭幅部分を有する
環状予混合チャンバとを有する。
説明する。
を燃料とした産業用ガスタービンエンジン10が示して
ある。図1に示す産業用ガスタービンエンジンは、イン
ディアナ州インディアナポリスのアリソン・エンジン社
が製造している単軸の501−K型である。他のガスタ
ービンエンジンも本発明を使用できるということは理解
されよう。産業用ガスタービンエンジン10は、一般的
には、コンプレッサ11、燃焼器12、及びパワーター
ビン13を一体化したものである。構成要素を互いに関
連させるには幾つもの方法があるということを理解する
ことが重要である。追加のコンプレッサ及びタービンを
コンプレッサ間を連結するインタークーラーとともに加
えることができ、再加熱燃焼チャンバをタービン間に加
えることができる。
は、6つの筒形燃焼ライナ12を有し、これらのライナ
は、エンジンの外ケーシング及び内ケーシングによって
形成された環状部分16に配置されている。本発明で
は、別の燃焼システムも考えられるということは理解さ
れよう。産業用ガスタービンエンジンは、地上、油井の
リグ、及び船舶に設置した非常時用発電、連続発電、及
び電気−熱同時発生を含む発電に使用される。更に、産
業用ガスタービンエンジンは、石油及びガスの回収シス
テム及びパイプライン保守システム並びに水中翼船及び
従来の船舶用の推進力を与える上でコンプレッサの駆動
に使用されてきた。
テム15の一部を形成する燃焼器12の好ましい実施例
の全体が側断面図で示してある。燃焼器12は、汚染物
のエミッションについての要求条件及びエンジンの作動
性についての要求条件を満たすため、デュアルモード燃
焼技術を使用する。二つの作動モードは、一般的には、
予混合燃焼モード及びパイロット−スターター拡散炎燃
焼モードと呼ばれる。予混合燃焼技術は、ライナバレル
23内の主燃焼ゾーン23aへの送出前に燃料及び空気
を混合する。パイロット−スターター拡散炎燃焼モード
中には、パイロット−スターター燃料噴射システム22
によって燃焼ライナバレル23の主燃焼ゾーン23aに
燃料を直接噴射する。パイロット−スターター燃焼モー
ドは、当業者に周知の従来の拡散炎技術で作動する。
比及び温度分布に関して高度に均等に維持し、ホットス
ポットを最小にするか或いはなくすということが知られ
ている。しかしながら、予混合燃焼は、一般的には、始
動時、アイドリング時、及び低出力運転時には利用でき
ない。エンジンの出力を全力の約25%以上に増加させ
ると、主燃料システムが作動し、エンジンは、パイロッ
ト−スターター拡散炎燃焼モードから予混合作動モード
に移行し始める。全力の約25%乃至約80%の範囲内
では、主燃料システムが提供する燃料量が増大し、パイ
ロット−スターター燃料噴射システム22を通して提供
される燃料の総量が減少する。
の出力レベルでは、パイロット−スターター燃料噴射シ
ステム22を遮断し、エンジンは専ら予混合燃焼モード
で作動する。デュアルモードシステムが一方つの燃焼モ
ードから他方の燃焼モードに移行するとき、パイロット
−スターター燃料噴射システム22を通して提供される
燃料の量は、計測したコンプレッサ入口温度及び計測し
たタービン出口温度を使用する制御システムによって調
節される。これらのパラメータは、制御アルゴリズムへ
の入力であり、その結果、パイロット燃料量と出力レベ
ルとの間の対応は、大気条件及びエンジンがどのような
場所に設置されているのかに従って変化する。
央本体21、パイロット−スターター燃料噴射システム
22、燃焼ライナバレル23、及び燃焼器タービン移行
部品24を有する。燃焼器12では、空気流は矢印Yの
方向でコンプレッサ11を流出し、ディフューザー25
を通って希薄予混合ドーム20に入り、軸方向旋回翼即
ちアキシャルスワーラー26を通る。希薄予混合ドーム
20は、前ライナ支持体27によってガスタービンエン
ジンのケースに連結されている。本明細書中で使用した
ドームという用語は、本明細書以外では半球形形状に限
って使用されているけれども、本明細書中では、任意の
形状のチャンバを定義するために使用される。
ム20及び主燃焼ゾーン23aの両方に送出できること
を必要とする。希薄予混合ドーム20と外部ガス供給装
置との間には気密連結部が必要とされる。好ましい実施
例では、作動中のコンプレッサの排出圧力まで加圧され
たベローズハウジング29によって可撓性ベローズ28
が包囲されている。主燃料マニホールド30が可撓性ベ
ローズ28に燃料通路で連結されており、最終的には外
部燃料源に連結されている。好ましい実施例では、主燃
料マニホールド30は、希薄予混合ドーム20の外ケー
シング31の内面31aと希薄予混合ドームのライナ9
9との間に配置されている。主燃料マニホールド30
は、かなり平らなリング形状であり、希薄予混合ドーム
20の周囲に亘って延びている。
は、燃料は、アキシャルスワーラー26の一部を構成す
る複数のキャストベーン32の各々に形成された通路を
半径方向内方に通過する。コンプレッサ11からアキシ
ャルスワーラー26に流入する空気に燃料を主燃料マニ
ホールド30から分配するため、ベーン32の各々に
は、ベーンの軸線方向中央点の上流に複数の小孔33が
形成されている。好ましい実施例では、複数の孔33
は、ベーン32の各々の前縁100と隣接して配置され
ている。ベーン間には混合気を流すための通路があると
いうことは理解されよう。固定アキシャルスワーラー2
6は、空気をアキシャルスワーラーへのその進入点に関
して回転し、アキシャルスワーラー26を出た渦をなし
た混合気は、中央本体21と希薄予混合ドームライナ9
9との間に位置決めされた環状予混合チャンバ34(図
4参照)に進入する。予混合チャンバ34は、混合気が
希薄予混合ドーム20を出て主燃焼ゾーン23aに入る
前に燃料と空気とを混合するのに適した滞留時間を提供
するのに十分な容積を持つように設計されており且つ製
造されている。主燃焼ゾーン23aは、希薄予混合ドー
ム20とこのドームから距離「S」のところで燃焼ライ
ナバレル23を通る平面との間の燃焼ライナバレル23
の容積を占有する。
央本体21と希薄予混合ドームライナ壁98との間の幾
何学的関係によって形成される。予混合チャンバ34の
先細部分36は、流れている混合気を予混合チャンバ3
4内への火炎のフラッシュバックを阻止するのに十分な
速度にまで加速するスロットル装置として機能する。流
体の流れを約45.72m/s 乃至60.96m/s (約1
50ft/sec乃至200ft/sec)の速度まで加速するのが
好ましい。中央本体21及び希薄予混合ドームライナ壁
98は、予混合チャンバ34内に流れの再循環がなく、
燃焼の安定化を助長するように設計されている。予混合
ドーム20を出る渦をなした混合気を燃焼器12の燃焼
ライナバレル23内で燃焼させる。更に、中央本体21
及び予混合チャンバの先細部分36は、何らかの理由で
フラッシュバックが発生した場合に、火炎を、通常の作
動状態で、希薄予混合ドーム20からパージするのに十
分な空力学的特性を持つように設計されている。更に、
アキシャルスワーラー26は、中央本体21の周りに位
置決めされている。
22は、可撓性ベローズ28aを通して外部燃料源に連
結されている。パイロット燃料マニホールド37が外ケ
ーシング31と予混合ドームライナ99との間に配置さ
れている。パイロット燃料マニホールド37は、希薄予
混合ドーム20の後縁97と隣接して配置されている。
好ましい実施例では、燃料は天然ガスである。等間隔に
間隔が隔てられた複数のパイロット燃料ノズル96がド
ームライナ壁98と隣接して配置されている。パイロッ
ト燃料ノズル96は、エンジンの始動中、及び燃焼が安
定しないために燃料希薄予混合作動を行うのが困難であ
る場合にはエンジンの作動中、燃料を燃焼ライナバレル
23の主燃焼ゾーン23aに噴霧する。パイロットノズ
ル96の近くの点火ボス40内に配置された点火プラグ
39を使用し、燃焼ライナバレル23内の混合気に点火
する。
合ドーム20を備えた燃焼器12の一つの形態の斜視図
が示してある。燃焼ライナバレル23の実質的に円筒形
のライナ壁44は、後側対流冷却(backside convectio
n cooling )又はしみ出し冷却(effusion cooling)の
いずれかを使用して冷却される。これらの設計は、両方
とも、当業者に周知であり、ラズダンに賦与された米国
特許第5,289,686号に詳細に記載されている。
同特許について触れたことにより、その特許に開示され
ている内容は本明細書中に組み入れたものとする。しみ
出し冷却式の設計には、数千個の小径の穴45を設ける
ことが含まれる。これらの穴は、壁44に関して鋭角を
なしてレーザーで穿孔されている。好ましい実施例で
は、穴45は、ライナ壁44に関して20°の角度で形
成されている。しみ出し穴のパターンは、このライナに
ついての設計上の要求条件と一貫した均等な壁温度を提
供するように最適化してある。更に、燃焼ライナの内側
面は、熱障壁セラミックコーティングで被覆してある。
本発明の他の形態は後側対流冷却を使用し、燃焼ライナ
を熱障壁セラミックコーティングなしで使用できる。
は、一般的には、以下の範囲である。即ち、空気の約5
0%乃至65%を希薄予混合ドーム20を通して導入
し、空気の約0%乃至20%をライナ壁の冷却に使用
し、残りの空気を参照番号47を附した希釈穴を通して
導入する。好ましい実施例では、直径が1.4cm(約
0.55インチ)の6個乃至8個の希釈穴47が設けら
れている。希釈穴47は、タービンのベーンに導入する
前のガスの出口温度パターンを適当なパターンにするの
に使用される。
合ドーム20の拡大側面図が示してある。好ましい実施
例では、固定アキシャルスワーラー26は、先端9が主
燃料マニホールド30に取り付けられた12枚のエーロ
フォイル(翼形)形状中空ベーン32を有する。ベーン
32は、エーロフォイル状に設計されているため、アキ
シャルスワーラー26を通る全圧力損失が小さく、ベー
ン32は、半径方向燃料通路をベーン32内に一体化す
ることによって、希薄予混合ドーム20の設計を高め
る。コンプレッサ11から燃焼器12に通過した空気
は、アキシャルスワーラー26によって入口26aのと
ころでその方向を約70°変える。各ベーン32は、可
変弦設計のベーンであり、流れている混合気に約70°
のより均等な渦角度を加える。燃料及び空気がアキシャ
ルスワーラー26を通って流れるとき、ベーン32間の
通路内で最初の混合が起こる。更に、燃料及び空気の混
合は、アキシャルスワーラー26の下流にある予混合チ
ャンバ34で続けられる。アキシャルスワーラー26に
よって、移動している流体に導入された渦は、流体が予
混合チャンバ34で適正に連続的に混合されるのを助け
る。ベーン32からの流体の境界層はがれは、ベーンが
エーロフォイル状に設計されているため、最小となるか
或いはなくなり、そのため、予混合チャンバ34内で自
然発火燃焼が起こる可能性は小さい。
外径「L」は、7.935cm(3.124インチ)であ
る。希薄予混合ドーム20の出口の外径「m」は、9.
794cm(3.856インチ)であり、これにより、中
央本体の直径の希薄予混合ドーム出口の直径に対する比
は、約0.81となる。図4でわかるように、中央本体
21の最も広幅の箇所での直径は、ベーンを備えたスワ
ーラー26からの出口に配置された中央本体21の根部
での直径よりも100%程度大きい。中央本体21が広
幅になった量の最も小さい量は、根部直径の約20%で
ある(図8参照)。更に、中央本体21の最大直径は、
図8に示す燃焼ライナバレル23の直径の約35%であ
り、図4に示す燃焼ライナバレルの直径の約55%であ
る。更に、中央本体の先端の直径は、図6及び図7に示
すように、燃焼バレル23の直径の約20%である。更
に、図4及び図8に示す中央本体21は、燃焼ライナバ
レル23の直径から算出した面積の約30%及び10%
の面積を夫々有する。本発明の他の形態では、流体流れ
を制御するため、中央本体の寸法及び希薄予混合ドーム
出口の寸法の別の組み合わせが考えられるということは
理解されよう。当業者は、フラッシュバックを阻止する
ために出口速度を制御するのが重要であり、対応する部
品間の幾何学的関係が流体の速度を制御する方法である
ということを認識するであろう。
a及び予混合ドーム壁98は、燃焼ライナバレル23
(図5参照)の冷却について説明したのと同様のしみ出
し冷却設計によって高温から保護されている。保護構造
ドーム内側壁98及び中央本体の先端21aは、熱障壁
セラミックコーティング(図5参照)で被覆してある。
熱障壁セラミックコーティング21b及び98bは、壁
98及び中央本体の先端21aを保護するばかりでな
く、これらの壁をコーティングなしで可能であるよりも
高い温度に維持し、これによって、ライナ壁が一酸化炭
素及び未燃焼炭化水素の反応に及ぼすクェンチング効果
(quenching effect)を小さくするのを助ける。ライナ
壁のクェンチング効果を小さくすることによって、一酸
化炭素及び未燃焼炭化水素のエミッションを減少する。
本発明の変形例は、熱障壁セラミックコーティング及び
しみ出し冷却設計を必要に応じて、特定の設計パラメー
タを満たすように使用し、全ての構成要素又はこれらの
構成要素のうちの幾つかをコーティングしてもよいしし
なくてもよい。
22は、ドーム壁98の外面に配置された等間隔に間隔
が隔てられた12個の小さなパイロット燃料ノズル96
に天然ガスの定常的な流れを提供する環状パイロットリ
ング燃料マニホールド37を使用する。好ましい実施例
では、パイロット燃料ノズル96は、ライナ壁に対して
15°の所定角度で配置され、燃料出口穴96aはライ
ナ壁に対して約45°の角度をなしている。ノズル96
がライナ壁に対して鋭角をなして配向されているため、
火炎は、燃焼ライナバレル23のライナ壁から遠ざかる
ように差し向けられ、かくしてライナの熱疲労を最小に
するのを助ける。本発明の変形例では、単一のパイロッ
ト燃料ノズルが中央本体と同軸に配置されており、中央
本体内を長手方向に延びている。ノズルは、燃料を中央
本体の先端21aを通して主燃焼ゾーン23aに送出す
る。
らの図には希薄予混合ドーム20の変形例20a、20
b、及び20cが示してある。これらの予混合ドーム
は、好ましい実施例の予混合ドーム20と実質的に同じ
であり、従って燃焼器12と容易に一体化できるという
ことは当業者には容易に理解されよう。更に、希薄予混
合ドーム20a、20b、及び20cの構成要素及び特
徴は、予混合ドーム20と実質的に同じであり、同じ要
素には同じ参照番号が附してある。
ム20aが示してあり、予混合ドーム20との相違点を
以下に説明する。主燃料マニホールド30は、燃料を主
燃料マニホールド30から半径方向内方に送出する楕円
形形状の10個の燃料チューブ95に連結されている。
楕円形燃料チューブ95は、固定アキシャルスワーラー
94の周りに等間隔に間隔を隔てられており、チューブ
95は、隣接したベーン75間に配置されたベーンスワ
ーラー通路に配置されている。燃料チューブ95の各々
は、直径が約1.27mm(0.05インチ)の6個の小
穴93を有し、これらの穴が、アキシャルスワーラー9
4を通る空気流に燃料を分配する。燃料穴93の半径方
向間隔は、燃料と空気の混合効率を高めるため、移動す
る空気の行路に亘って燃料を分配するように設計されて
いる。燃料穴93は、燃料チューブ95の下流側にベー
ン75と隣接して位置決めされている。希薄予混合ドー
ム20aでは、固定アキシャルスワーラー94は、入口
92から主燃焼ゾーンへの出口までの間で流体流れを約
60°回転する。希薄予混合ドーム出口の直径は約7.
11cm(2.8インチ)であり、中央本体の出口の直径
は約2.54cm(1.0インチ)であり、中央本体の希
薄予混合ドームの出口に対する比は、約0.35であ
る。
2に容易に組み込まれる希薄予混合ドーム20bの別の
形態が示してある。弦の長さが一定のエーロフォイル形
状のベーン90が固定アキシャルスワーラー94と一体
化してある。湾曲したベーン90は、コンプレッサから
の流体の流れを入口74でのその方向に関して約60°
回転するように設計されている。12枚のベーン90の
各々には、ベーンの各側(サクション側及び圧力側)に
6個の小さな燃料穴33が設けられており、従ってアキ
シャルスワーラー94のベーンは、全部で144個の燃
料出口穴33を有する。
合ドーム20と実質的に同じ希薄予混合ドーム20cが
示してある。予混合ドーム20とドーム20cとの間の
相違には、主燃料マニホールド30から半径方向内方に
中央本体21cに向かって延びる楕円形燃料チューブ8
0が追加されていることが含まれる。本発明の一つの形
態では、燃料チューブは中央本体の壁までの約半分まで
半径方向内方に延びている。燃料チューブの半径方向長
さは、燃料混合物の所望の要求条件に合うように変化さ
せることができるということは理解されよう。楕円形燃
料チューブ80の各々の各側には、楕円形チューブ80
の後縁80aのところに三つの燃料出口穴81が形成さ
れている。楕円形燃料チューブ80に設けられた燃料出
口穴81及びベーン32に設けられた向き合った燃料穴
33の位置は互いに食い違っており、そのため、穴から
放出された燃料は空気流の行路に亘って更に均等に拡が
る。希薄予混合ドーム20cの好ましい実施例では、全
部で216個の燃料穴が楕円形燃料チューブ及びアキシ
ャルスワーラーベーンに設けられている。
ジン内の現存の燃焼器に代わるように設計されている。
キットは、エンジンをデュアルモード燃焼システムにす
るのに必要な、本明細書中に論じた構成要素を含む。
したが、これは、例示であって限定を行おうとするもの
ではなく、単に好ましい実施例を示し且つ説明したに過
ぎず、本発明の精神の範疇の全ての変更及び変形を保護
しようとするものであるということは理解されよう。
業用ガスタービンエンジンの部分側面図である。
ムの拡大側面図である。
本体の端面図である。
の別の形態の側断面図である。
の第2の変形例の形態の側断面図である。
の第3の変形例の形態の側断面図である。
する中央本体の変形例の形態の図である。
成する中央本体の変形例の形態の図である。
Claims (29)
- 【請求項1】 外部燃料源からの燃料の流れ及びコンプ
レッサからの空気流を受け入れるための燃焼器アッセン
ブリにおいて、 上流端及び下流端を持つ燃焼ハウジングと、 燃料及び空気を前記燃焼ハウジングの前記上流端に送出
する前に受け入れてこれを実質的に予混合するため、前
記燃焼ハウジングの上流端に連結された予混合ドームと
を有し、この予混合ドームは、 当該予混合ドームを通って長手方向に延びる中央本体
と、 入口及び出口を持ち、前記中央本体の周りに位置決めさ
れており、局部的な低速領域や逆流領域が実質的にない
渦流をつくりだすため、前記入口から前記出口への燃料
及び空気の流れを約60°乃至約70°の角度で回転さ
せるベーン付きアキシャルスワーラーと、 前記スワーラーを横切るように設定された出口を備える
燃料供給通路とを有する、燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項2】 前記燃料供給通路には、前記ベーン付き
アキシャルスワーラーのベーンの軸線方向中央点よりも
上流に配置された穴が設けられている、請求項1に記載
の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項3】 前記ベーン付きアキシャルスワーラー
は、ベーンの弦すなわち前記予混合ドームの長手方向で
の長さが前記中央本体からの半径方向距離に従って変化
する複数のベーンを有する、請求項1に記載の燃焼器ア
ッセンブリ。 - 【請求項4】 前記ベーン付きアキシャルスワーラーは
複数のベーンを有し、これらのベーンの各々は、境界層
はがれを最小にするエーロフォイル形状を有し、これに
よって、前記予混合ドーム内で火炎が安定的に燃焼しな
いようにする、請求項1に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項5】 外部燃料源からの燃料の流れ及びコンプ
レッサからの空気流を受け入れるための燃焼器アッセン
ブリにおいて、 上流端及び下流端を有し、内部に燃焼バレルが配置され
た燃焼ハウジングと、 燃料及び空気を前記燃焼ハウジングの前記上流端に送出
する前に受け入れてこれを実質的に予混合するため、下
流端が前記燃焼ハウジングの上流端に連結された予混合
ドームとを有し、この予混合ドームは、 前記予混合ドームを通って長手方向に延びる中央本体
と、 入口及び出口を持ち、前記中央本体の周りに位置決めさ
れており、前記予混合ドームを通過する燃料及び空気を
回転し混合するためのベーン付きアキシャルスワーラー
と、 前記スワーラーと隣接して配置され、前記中央本体の周
りに位置決めされており、前記予混合ドームを通って前
記燃焼ハウジングの上流端に流入する燃料及び空気の流
れを加速し、前記予混合ドーム内へのフラッシュバック
を阻止するための先細部分を持つキャビティを前記中央
本体との間に構成する、予混合チャンバとを有し、 前記中央本体は、前記ベーン付きアキシャルスワーラー
の前記出口と隣接する小径部分、前記予混合ドームの前
記下流端と隣接して配置された大径の先端、及び、前記
ベーン付きアキシャルスワーラーの前記出口の下流で前
記小径部分から前記大径の先端まで拡径する拡径部分を
有し、前記拡径部分は、前記予じめ混合した流れを半径
方向で広げて環状にして前記予混合チャンバから排出
し、これによって前記燃焼バレルに進入する混合気の前
記燃焼バレル内での温度の不均衡を最小にするようにし
た、燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項6】 前記中央本体の前記拡径部分の前記最大
直径は、前記中央本体の前記先端に配置されている、請
求項5に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項7】 前記中央本体の前記拡径部分の前記最大
直径は、前記中央本体の前記根部直径よりも少なくとも
約20%大きい、請求項5に記載の燃焼器アッセンブ
リ。 - 【請求項8】 前記中央本体の前記拡径部分の前記最大
直径は、前記中央本体の前記根部直径よりも少なくとも
約100%大きい、請求項7に記載の燃焼器アッセンブ
リ。 - 【請求項9】 前記中央本体の前記拡径部分の前記最大
直径は、前記燃焼ハウジングの前記上流端での前記燃焼
器バレルの直径の少なくとも約35%である、請求項5
に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項10】 前記中央本体の前記拡径部分の前記最
大直径は、前記燃焼ハウジングの前記上流端での前記燃
焼器バレルの直径の少なくとも約55%である、請求項
5に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項11】 前記中央本体の前記先端の直径は、前
記燃焼ハウジングの前記上流端での前記燃焼バレルの直
径の少なくとも約20%である、請求項5に記載の燃焼
器アッセンブリ。 - 【請求項12】 前記燃焼バレルの内面上には、熱障壁
セラミックコーティングが付着させてあり、このコーテ
ィングは、前記燃焼バレルを保護し、前記燃焼バレルの
前記内面を前記コーティングなしで可能であるよりも高
い温度に維持し、これによって、一酸化炭素及び未燃焼
炭化水素の反応に及ぼされる燃焼反応クェンチング効果
を小さくする、請求項5に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項13】 前記予混合ドームは、熱障壁セラミッ
クコーティングを備えた内側壁を更に有し、このコーテ
ィングは、前記内側壁を保護し且つ前記内側壁を前記コ
ーティングなしで可能であるよりも高い温度に維持し、
これによって、一酸化炭素及び未燃焼炭化水素の反応に
及ぼされる燃焼反応クェンチング効果を小さくする、請
求項5に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項14】 前記中央本体の前記先端には、熱障壁
セラミックコーティングが付着させてあり、このコーテ
ィングは、前記先端を保護し、前記先端を前記コーティ
ングなしで可能であるよりも高い温度に維持し、これに
よって、一酸化炭素及び未燃焼炭化水素の反応に及ぼさ
れる燃焼反応クェンチング効果を小さくする、請求項5
に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項15】 外部燃料源からの燃料の流れ及びコン
プレッサからの空気流を受け入れるための燃焼器アッセ
ンブリにおいて、 上流端及び下流端を有し、内部に燃焼バレルが配置され
た燃焼ハウジングと、 燃料及び空気を前記燃焼ハウジングの前記上流端に送出
する前に受け入れてこれを実質的に予混合するため、下
流端が前記燃焼ハウジングの上流端に連結された予混合
ドームとを有し、この予混合ドームは、 前記予混合ドームを通って長手方向に延び、先端が前記
予混合ドームの前記下流端と隣接して配置され、前記先
端の面積が、前記燃焼ハウジングの前記上流端での前記
燃焼バレルの直径から算出した全面積の少なくとも約1
0%である、中央本体と、 出口を持ち、前記予混合ドームを通過する燃料及び空気
を回転し混合するため、前記中央本体の周りに位置決め
されたベーン付きアキシャルスワーラーと、 前記アキシャルスワーラーと隣接して配置され、前記中
央本体の周りに位置決めされており、ベーン付きアキシ
ャルスワーラーの前記出口の面積よりも小さい面積の出
口を持つキャビティを前記中央本体との間に構成する、
予混合チャンバとを有する、燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項16】 前記中央本体の前記先端の面積は、前
記燃焼ハウジングの前記上流端での前記燃焼バレルの直
径から算出した全面積の少なくとも約30%である、請
求項15に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項17】 外部燃料源からの燃料の流れ及びコン
プレッサからの空気流を受け入れるための燃焼器アッセ
ンブリにおいて、 上流端及び下流端を持つ燃焼ハウジングと、 燃料及び空気を前記燃焼ハウジングの前記上流端に送出
する前に受け入れてこれを実質的に予混合するため、前
記燃焼ハウジングの上流端に連結された予混合ドームと
を有し、この予混合ドームは、 前記予混合ドームを通って長手方向に延びる中央本体
と、 入口を持ち、前記予混合ドームを通過する燃料及び空気
を回転し混合するために前記中央本体の周りに位置決め
されたベーン付きアキシャルスワーラーと、 前記スワーラーに亘って燃料を送出するため、前記スワ
ーラーに沿って半径方向に位置決めされ、出口が前記ベ
ーン付きアキシャルスワーラーの前記入口と隣接して配
置されている燃料供給通路とを有する、燃焼器アッセン
ブリ。 - 【請求項18】 前記ベーン付きアキシャルスワーラー
は前記予混合ドームに対して固定されており、複数のベ
ーンを含む、請求項17に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項19】 前記ベーンの全ては、局部的な低速領
域や逆流領域が実質的にない渦流をつくりだすため、前
記中央本体に関してほぼ同じ角度配向である、請求項1
8に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項20】 前記ベーンの弦すなわち予混合ドーム
の長手方向での長さは、燃料及び空気の流れにより均等
な渦を与えるよう前記中央本体からの半径方向距離に従
って変化する、請求項18に記載の燃焼器アッセンブ
リ。 - 【請求項21】 前記ベーンの各々は、境界層はがれを
最小にするエーロフォイル形状を有し、これによって、
前記予混合ドーム内で火炎が安定的に燃焼しないように
する、請求項18に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項22】 前記ベーンの各々は前縁を有し、複数
の穴が前記前縁と隣接して形成されており、 前記燃料供給通路は、前記ベーン内に形成されており且
つ前記ベーンの前記穴と流れ連通した複数の燃料通路を
有する、請求項18に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項23】 前記燃料通路は、前記ベーンの上流に
配置された複数の燃料チューブを更に有し、前記燃料チ
ューブの各々は、前記燃料チューブの各々の後縁と隣接
して配置されており且つ前記燃料チューブの各々に沿っ
て半径方向に位置決めされた燃料出口穴を有し、そのた
め、前記燃料出口穴は、燃料を空気流に亘ってより均等
に分散するため、前記ベーンの前記穴に関して食い違っ
ている、請求項22に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項24】 外部燃料源からの燃料の流れ及びコン
プレッサからの空気流を受け入れるための燃焼器アッセ
ンブリにおいて、 上流端及び下流端を持つ燃焼ハウジングと、 燃料及び空気を前記燃焼ハウジングの前記上流端に送出
する前に受け入れてこれを実質的に予混合するため、前
記燃焼ハウジングの上流端に連結された予混合ドームと
を有し、この予混合ドームは、 前記予混合ドームを通って長手方向に延びる中央本体
と、 前記予混合ドームを通過する燃料及び空気を回転し混合
するため、前記中央本体の周りに位置決めされ、複数の
ベーンを持ち、これらのベーンが全て、局部的な低速領
域や逆流領域が実質的にない渦流をつくりだすため、前
記中央本体に関してほぼ同じ角度配向を有する、ベーン
付きアキシャルスワーラーと、 前記スワーラーを横切るように設定された出口を有する
燃料供給通路とを有する、燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項25】 前記燃料通路は、前記ベーンの軸線方
向中央点の上流に配置された穴を有する、請求項24に
記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項26】 前記ベーンの弦すなわち当該予混合ド
ームの長手方向での長さは、前記中央本体からの半径方
向距離に従って変化する、請求項24に記載の燃焼器ア
ッセンブリ。 - 【請求項27】 前記ベーンの各々は、境界層はがれを
最小にするエーロフォイル形状を有し、これによって、
前記予混合ドーム内で自然発火燃焼が起こらないように
する、請求項24に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項28】 外部燃料源からの燃料の流れ及びコン
プレッサからの空気流を受け入れるための燃焼器アッセ
ンブリにおいて、 内面、上流端、及び下流端を有する燃焼バレルと、 燃料及び空気を前記燃焼ハウジングの前記上流端に送出
する前に受け入れてこれを実質的に予混合するため、下
流端が前記燃焼バレルの上流端に連結された予混合ドー
ムと、 前記予混合ドームの前記下流端と隣接して設けられた等
間隔に間隔が隔てられた複数のパイロット燃料ノズルで
あって、これらのノズルの各々の長手方向軸線が前記燃
焼バレルの前記内面に関して約15°で配向されてお
り、前記ノズルの各々は、前記燃焼バレルの前記上流端
に開口し且つ前記燃焼バレルの前記内面に関して約45
°で配向された燃料出口穴を有するパイロット燃料ノズ
ルとを有し、 前記予混合ドームは、 前記予混合ドームを通って長手方向に延びる中央本体
と、 前記予混合ドームを通過する燃料及び空気を回転し混合
するため、前記中央本体の周りに位置決めされ、複数の
ベーンを持ち、前記ベーン各々は、前縁及びこの前縁と
隣接して形成された複数の穴を有する、ベーン付きアキ
シャルスワーラーと、 燃料を前記スワーラーに亘って送出するため、前記スワ
ーラーに沿って半径方向に位置決めされた、前記ベーン
に形成されており且つ前記ベーンの前記穴と流れ連通し
た複数の燃料通路を含む、燃料供給通路と、 前記アキシャルスワーラーの下流に配置され、前記中央
本体の周りに位置決めされて、前記予混合ドームを通っ
て前記燃焼バレルの前記上流端に流れる燃料及び空気の
流れを加速し、前記予混合ドーム内へのフラッシュバッ
クを阻止するための先細部分を有するキャビティを前記
中央本体との間に構成する環状予混合チャンバとを更に
有する、燃焼アッセンブリ。 - 【請求項29】 圧縮空気を供給するためのコンプレッ
サ区分、タービン区分、これらの区分間に作動的に位置
決めされた燃焼器区分、及び燃料を前記燃焼器区分に供
給するための手段を含むガスタービンエンジンにおい
て、前記燃焼器区分は、 上流端及び下流端を持つ燃焼ハウジングと、 燃料及び空気を前記燃焼ハウジングの前記上流端に送出
する前に受け入れてこれを実質的に予混合するため、前
記燃焼ハウジングの前記上流端に連結された予混合ドー
ムとを有し、前記予混合ドームは、 入口及び出口を持ち、前記中央本体の周りに位置決めさ
れ、前記入口から前記出口への燃料及び空気の流れを約
60°乃至約70°の間の角度で回転するベーン付きア
キシャルスワーラーと、 前記スワーラーを横切るように設定された出口を有す
る、前記燃料供給手段に連結された燃料供給通路とを有
する、ガスタービンエンジン。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US08/462,511 US5813232A (en) | 1995-06-05 | 1995-06-05 | Dry low emission combustor for gas turbine engines |
US462511 | 1995-06-05 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH09119640A JPH09119640A (ja) | 1997-05-06 |
JP3207353B2 true JP3207353B2 (ja) | 2001-09-10 |
Family
ID=23836708
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP14311796A Expired - Lifetime JP3207353B2 (ja) | 1995-06-05 | 1996-06-05 | ガスタービンエンジン用ドライ低エミッション燃焼器 |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (2) | US5813232A (ja) |
EP (1) | EP0747636B1 (ja) |
JP (1) | JP3207353B2 (ja) |
DE (1) | DE69626445T2 (ja) |
Families Citing this family (73)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6230683B1 (en) | 1997-08-22 | 2001-05-15 | Cummins Engine Company, Inc. | Premixed charge compression ignition engine with optimal combustion control |
JP3913785B2 (ja) | 1996-08-23 | 2007-05-09 | カミンス エンジン カンパニー インコーポレイテッド | 最適燃焼制御を有する予混合給気圧縮点火エンジン |
GB2324147B (en) | 1997-04-10 | 2001-09-05 | Europ Gas Turbines Ltd | Fuel-injection arrangement for a gas turbine combuster |
EP0935095A3 (en) | 1998-02-09 | 2000-07-19 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine combustor |
JP4205231B2 (ja) | 1998-02-10 | 2009-01-07 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | バーナ |
WO1999042718A1 (en) | 1998-02-23 | 1999-08-26 | Cummins Engine Company, Inc. | Premixed charge compression ignition engine with optimal combustion control |
DE19839085C2 (de) | 1998-08-27 | 2000-06-08 | Siemens Ag | Brenneranordnung mit primärem und sekundärem Pilotbrenner |
EP0994300B1 (de) * | 1998-10-14 | 2003-11-26 | ALSTOM (Switzerland) Ltd | Brenner für den Betrieb eines Wärmeerzeugers |
US6295801B1 (en) * | 1998-12-18 | 2001-10-02 | General Electric Company | Fuel injector bar for gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity |
US6286298B1 (en) * | 1998-12-18 | 2001-09-11 | General Electric Company | Apparatus and method for rich-quench-lean (RQL) concept in a gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity |
IT1313547B1 (it) | 1999-09-23 | 2002-07-24 | Nuovo Pignone Spa | Camera di premiscelamento per turbine a gas |
US6374615B1 (en) | 2000-01-28 | 2002-04-23 | Alliedsignal, Inc | Low cost, low emissions natural gas combustor |
WO2001086127A2 (en) | 2000-05-08 | 2001-11-15 | Cummins, Inc. | Internal combustion engine operable in pcci mode with post-ignition injection and method of operation |
US6327860B1 (en) * | 2000-06-21 | 2001-12-11 | Honeywell International, Inc. | Fuel injector for low emissions premixing gas turbine combustor |
JP2002039533A (ja) * | 2000-07-21 | 2002-02-06 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 燃焼器、ガスタービン及びジェットエンジン |
US6363724B1 (en) | 2000-08-31 | 2002-04-02 | General Electric Company | Gas only nozzle fuel tip |
US6655145B2 (en) * | 2001-12-20 | 2003-12-02 | Solar Turbings Inc | Fuel nozzle for a gas turbine engine |
US6691515B2 (en) | 2002-03-12 | 2004-02-17 | Rolls-Royce Corporation | Dry low combustion system with means for eliminating combustion noise |
US6968692B2 (en) | 2002-04-26 | 2005-11-29 | Rolls-Royce Corporation | Fuel premixing module for gas turbine engine combustor |
EP1389713A1 (en) * | 2002-08-12 | 2004-02-18 | ALSTOM (Switzerland) Ltd | Premixed exit ring pilot burner |
US6832481B2 (en) * | 2002-09-26 | 2004-12-21 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Turbine engine fuel nozzle |
EP1507119A1 (de) * | 2003-08-13 | 2005-02-16 | Siemens Aktiengesellschaft | Brenner und Verfahren zum Betrieb einer Gasturbine |
US7284378B2 (en) * | 2004-06-04 | 2007-10-23 | General Electric Company | Methods and apparatus for low emission gas turbine energy generation |
US20060283181A1 (en) * | 2005-06-15 | 2006-12-21 | Arvin Technologies, Inc. | Swirl-stabilized burner for thermal management of exhaust system and associated method |
US7302801B2 (en) * | 2004-04-19 | 2007-12-04 | Hamilton Sundstrand Corporation | Lean-staged pyrospin combustor |
US7059135B2 (en) * | 2004-08-30 | 2006-06-13 | General Electric Company | Method to decrease combustor emissions |
US7377036B2 (en) * | 2004-10-05 | 2008-05-27 | General Electric Company | Methods for tuning fuel injection assemblies for a gas turbine fuel nozzle |
EP1662202B1 (de) * | 2004-11-30 | 2016-11-16 | Siemens Aktiengesellschaft | Brenner für eine Gasturbinenanlage |
US7703288B2 (en) * | 2005-09-30 | 2010-04-27 | Solar Turbines Inc. | Fuel nozzle having swirler-integrated radial fuel jet |
US20070074518A1 (en) * | 2005-09-30 | 2007-04-05 | Solar Turbines Incorporated | Turbine engine having acoustically tuned fuel nozzle |
US20070119183A1 (en) * | 2005-11-28 | 2007-05-31 | General Electric Company | Gas turbine engine combustor |
DE102005062079A1 (de) | 2005-12-22 | 2007-07-12 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Magervormischbrenner mit einer Zerstäuberlippe |
US20070204624A1 (en) * | 2006-03-01 | 2007-09-06 | Smith Kenneth O | Fuel injector for a turbine engine |
US8127550B2 (en) | 2007-01-23 | 2012-03-06 | Siemens Energy, Inc. | Anti-flashback features in gas turbine engine combustors |
US20080267783A1 (en) * | 2007-04-27 | 2008-10-30 | Gilbert Otto Kraemer | Methods and systems to facilitate operating within flame-holding margin |
US20080276622A1 (en) * | 2007-05-07 | 2008-11-13 | Thomas Edward Johnson | Fuel nozzle and method of fabricating the same |
GB2453114B (en) * | 2007-09-25 | 2009-08-26 | Siemens Ag | A Swirler for use in a burner of a gas turbine engine |
JP4959524B2 (ja) | 2007-11-29 | 2012-06-27 | 三菱重工業株式会社 | 燃焼バーナー |
US20100089022A1 (en) * | 2008-10-14 | 2010-04-15 | General Electric Company | Method and apparatus of fuel nozzle diluent introduction |
US20100089020A1 (en) * | 2008-10-14 | 2010-04-15 | General Electric Company | Metering of diluent flow in combustor |
US9121609B2 (en) * | 2008-10-14 | 2015-09-01 | General Electric Company | Method and apparatus for introducing diluent flow into a combustor |
US8567199B2 (en) * | 2008-10-14 | 2013-10-29 | General Electric Company | Method and apparatus of introducing diluent flow into a combustor |
US8113002B2 (en) * | 2008-10-17 | 2012-02-14 | General Electric Company | Combustor burner vanelets |
US8567197B2 (en) * | 2008-12-31 | 2013-10-29 | General Electric Company | Acoustic damper |
US8607568B2 (en) * | 2009-05-14 | 2013-12-17 | General Electric Company | Dry low NOx combustion system with pre-mixed direct-injection secondary fuel nozzle |
CH701905A1 (de) * | 2009-09-17 | 2011-03-31 | Alstom Technology Ltd | Verfahren zum Verbrennen wasserstoffreicher, gasförmiger Brennstoffe in einem Brenner sowie Brenner zur Durchführung des Verfahrens. |
WO2011054766A2 (en) | 2009-11-07 | 2011-05-12 | Alstom Technology Ltd | Reheat burner injection system |
WO2011054757A2 (en) | 2009-11-07 | 2011-05-12 | Alstom Technology Ltd | Reheat burner injection system with fuel lances |
EP2496880B1 (en) | 2009-11-07 | 2018-12-05 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Reheat burner injection system |
EP2496885B1 (en) | 2009-11-07 | 2019-05-29 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Burner with a cooling system allowing an increased gas turbine efficiency |
WO2011054771A2 (en) * | 2009-11-07 | 2011-05-12 | Alstom Technology Ltd | Premixed burner for a gas turbine combustor |
EP2469167A1 (en) | 2010-12-22 | 2012-06-27 | Siemens Aktiengesellschaft | System for aerating liquid fuel with gas for a gas turbine and method for aerating liquid fuel with gas for a gas turbine |
EP2487415A1 (en) | 2011-02-10 | 2012-08-15 | Siemens Aktiengesellschaft | An arrangement for preparation of liquid fuel for combustion and a method of preparing liquid fuel for combustion |
EP2503244A1 (en) * | 2011-03-22 | 2012-09-26 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas turbine burner |
EP2503241A1 (en) * | 2011-03-22 | 2012-09-26 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas turbine burner |
US9046262B2 (en) * | 2011-06-27 | 2015-06-02 | General Electric Company | Premixer fuel nozzle for gas turbine engine |
US9297534B2 (en) * | 2011-07-29 | 2016-03-29 | General Electric Company | Combustor portion for a turbomachine and method of operating a turbomachine |
US8925323B2 (en) | 2012-04-30 | 2015-01-06 | General Electric Company | Fuel/air premixing system for turbine engine |
US20140137560A1 (en) * | 2012-11-21 | 2014-05-22 | General Electric Company | Turbomachine with trapped vortex feature |
US9422867B2 (en) * | 2013-02-06 | 2016-08-23 | General Electric Company | Variable volume combustor with center hub fuel staging |
US9435539B2 (en) * | 2013-02-06 | 2016-09-06 | General Electric Company | Variable volume combustor with pre-nozzle fuel injection system |
EP2964950B1 (en) | 2013-03-07 | 2019-08-07 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine with flexible bellows igniter seal assembly |
US20150107255A1 (en) * | 2013-10-18 | 2015-04-23 | General Electric Company | Turbomachine combustor having an externally fueled late lean injection (lli) system |
CN104566472B (zh) * | 2014-12-30 | 2018-06-05 | 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 | 一种喷嘴及燃气轮机 |
CN104566471B (zh) * | 2014-12-30 | 2018-03-23 | 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 | 一种喷嘴及设有该喷嘴的燃气轮机 |
US10352567B2 (en) * | 2015-10-09 | 2019-07-16 | General Electric Company | Fuel-air premixer for a gas turbine |
US10859272B2 (en) | 2016-01-15 | 2020-12-08 | Siemens Aktiengesellschaft | Combustor for a gas turbine |
US10801728B2 (en) * | 2016-12-07 | 2020-10-13 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine combustor main mixer with vane supported centerbody |
KR102096580B1 (ko) * | 2019-04-01 | 2020-04-03 | 두산중공업 주식회사 | 예혼합 균일성이 향상된 연소기 노즐 및 이를 구비하는 가스터빈용 연소기 |
US11391460B2 (en) * | 2019-07-16 | 2022-07-19 | Raytheon Technologies Corporation | Effusion cooling for dilution/quench hole edges in combustor liner panels |
GB201910284D0 (en) | 2019-07-18 | 2019-09-04 | Rolls Royce Plc | Fuel injector |
FR3099546B1 (fr) * | 2019-07-29 | 2021-08-06 | Safran Aircraft Engines | Chambre de combustion comportant des systèmes d'injection secondaires injectant de l'air et du carburant directement dans des zones de recirculation de coin, turbomachine la comprenant, et procédé d'alimentation en carburant de celle-ci |
US11846426B2 (en) * | 2021-06-24 | 2023-12-19 | General Electric Company | Gas turbine combustor having secondary fuel nozzles with plural passages for injecting a diluent and a fuel |
Family Cites Families (45)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2447482A (en) * | 1945-04-25 | 1948-08-24 | Westinghouse Electric Corp | Turbine apparatus |
GB1377184A (en) * | 1971-02-02 | 1974-12-11 | Secr Defence | Gas turbine engine combustion apparatus |
JPS5342897B2 (ja) * | 1972-11-09 | 1978-11-15 | ||
US3946552A (en) * | 1973-09-10 | 1976-03-30 | General Electric Company | Fuel injection apparatus |
US4078377A (en) * | 1974-01-28 | 1978-03-14 | Ford Motor Company | Internally vaporizing low emission combustor |
US3859787A (en) * | 1974-02-04 | 1975-01-14 | Gen Motors Corp | Combustion apparatus |
GB1547374A (en) * | 1975-12-06 | 1979-06-13 | Rolls Royce | Fuel injection for gas turbine engines |
US4226083A (en) * | 1978-01-19 | 1980-10-07 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for reducing nitrous oxide emissions from combustors |
US4246757A (en) * | 1979-03-27 | 1981-01-27 | General Electric Company | Combustor including a cyclone prechamber and combustion process for gas turbines fired with liquid fuel |
US4265085A (en) * | 1979-05-30 | 1981-05-05 | United Technologies Corporation | Radially staged low emission can-annular combustor |
DE2937631A1 (de) * | 1979-09-18 | 1981-04-02 | Daimler-Benz Ag, 7000 Stuttgart | Brennkammer fuer gasturbinen |
US4263780A (en) * | 1979-09-28 | 1981-04-28 | General Motors Corporation | Lean prechamber outflow combustor with sets of primary air entrances |
JPS5741524A (en) * | 1980-08-25 | 1982-03-08 | Hitachi Ltd | Combustion method of gas turbine and combustor for gas turbine |
US4504211A (en) * | 1982-08-02 | 1985-03-12 | Phillips Petroleum Company | Combination of fuels |
EP0169431B1 (en) * | 1984-07-10 | 1990-04-11 | Hitachi, Ltd. | Gas turbine combustor |
US4984429A (en) * | 1986-11-25 | 1991-01-15 | General Electric Company | Impingement cooled liner for dry low NOx venturi combustor |
CH672541A5 (ja) * | 1986-12-11 | 1989-11-30 | Bbc Brown Boveri & Cie | |
US4746859A (en) * | 1986-12-22 | 1988-05-24 | Sundstrand Corporation | Power and temperature independent magnetic position sensor for a rotor |
EP0276696B1 (de) * | 1987-01-26 | 1990-09-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Hybridbrenner für Vormischbetrieb mit Gas und/oder Öl, insbesondere für Gasturbinenanlagen |
US5339635A (en) * | 1987-09-04 | 1994-08-23 | Hitachi, Ltd. | Gas turbine combustor of the completely premixed combustion type |
US4802334A (en) * | 1987-10-05 | 1989-02-07 | United Technologies Corporation | Augmentor fuel system |
JPH076630B2 (ja) * | 1988-01-08 | 1995-01-30 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン燃焼器 |
EP0358437B1 (en) * | 1988-09-07 | 1995-07-12 | Hitachi, Ltd. | A fuel-air premixing device for a gas turbine |
DE59000422D1 (de) * | 1989-04-20 | 1992-12-10 | Asea Brown Boveri | Brennkammeranordnung. |
US5127221A (en) * | 1990-05-03 | 1992-07-07 | General Electric Company | Transpiration cooled throat section for low nox combustor and related process |
EP0554325B1 (en) * | 1990-10-23 | 1995-07-26 | ROLLS-ROYCE plc | Gasturbine combustion chamber and method of operation thereof |
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 |
US5165241A (en) * | 1991-02-22 | 1992-11-24 | General Electric Company | Air fuel mixer for gas turbine combustor |
FR2673455A1 (fr) * | 1991-02-28 | 1992-09-04 | Snecma | Chambre de combustion a premelange pauvre munie d'une enceinte a contre-courant destinee a stabiliser la flamme du premelange. |
EP0534685A1 (en) * | 1991-09-23 | 1993-03-31 | General Electric Company | Air staged premixed dry low NOx combustor |
US5164668A (en) * | 1991-12-06 | 1992-11-17 | Honeywell, Inc. | Angular position sensor with decreased sensitivity to shaft position variability |
US5263325A (en) * | 1991-12-16 | 1993-11-23 | United Technologies Corporation | Low NOx combustion |
US5259184A (en) * | 1992-03-30 | 1993-11-09 | General Electric Company | Dry low NOx single stage dual mode combustor construction for a gas turbine |
US5274991A (en) * | 1992-03-30 | 1994-01-04 | General Electric Company | Dry low NOx multi-nozzle combustion liner cap assembly |
US5218824A (en) * | 1992-06-25 | 1993-06-15 | Solar Turbines Incorporated | Low emission combustion nozzle for use with a gas turbine engine |
US5309709A (en) * | 1992-06-25 | 1994-05-10 | Solar Turbines Incorporated | Low emission combustion system for a gas turbine engine |
US5295352A (en) * | 1992-08-04 | 1994-03-22 | General Electric Company | Dual fuel injector with premixing capability for low emissions combustion |
US5251447A (en) * | 1992-10-01 | 1993-10-12 | General Electric Company | Air fuel mixer for gas turbine combustor |
US5321947A (en) * | 1992-11-10 | 1994-06-21 | Solar Turbines Incorporated | Lean premix combustion system having reduced combustion pressure oscillation |
US5289686A (en) * | 1992-11-12 | 1994-03-01 | General Motors Corporation | Low nox gas turbine combustor liner with elliptical apertures for air swirling |
US5327727A (en) * | 1993-04-05 | 1994-07-12 | General Electric Company | Micro-grooved heat transfer combustor wall |
US5345768A (en) * | 1993-04-07 | 1994-09-13 | General Electric Company | Dual-fuel pre-mixing burner assembly |
US5394688A (en) * | 1993-10-27 | 1995-03-07 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine combustor swirl vane arrangement |
US5351477A (en) * | 1993-12-21 | 1994-10-04 | General Electric Company | Dual fuel mixer for gas turbine combustor |
US5435126A (en) * | 1994-03-14 | 1995-07-25 | General Electric Company | Fuel nozzle for a turbine having dual capability for diffusion and premix combustion and methods of operation |
-
1995
- 1995-06-05 US US08/462,511 patent/US5813232A/en not_active Expired - Lifetime
-
1996
- 1996-06-05 DE DE69626445T patent/DE69626445T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1996-06-05 JP JP14311796A patent/JP3207353B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1996-06-05 EP EP96304162A patent/EP0747636B1/en not_active Expired - Lifetime
-
1997
- 1997-03-28 US US08/821,361 patent/US5794449A/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP0747636A3 (en) | 1998-09-02 |
EP0747636B1 (en) | 2003-03-05 |
JPH09119640A (ja) | 1997-05-06 |
US5813232A (en) | 1998-09-29 |
US5794449A (en) | 1998-08-18 |
DE69626445D1 (de) | 2003-04-10 |
EP0747636A2 (en) | 1996-12-11 |
DE69626445T2 (de) | 2004-01-15 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP3207353B2 (ja) | ガスタービンエンジン用ドライ低エミッション燃焼器 | |
KR102201125B1 (ko) | 가스 터빈 엔진용 연료 분사기 조립체 | |
US7762073B2 (en) | Pilot mixer for mixer assembly of a gas turbine engine combustor having a primary fuel injector and a plurality of secondary fuel injection ports | |
US6094916A (en) | Dry low oxides of nitrogen lean premix module for industrial gas turbine engines | |
EP1499800B1 (en) | Fuel premixing module for gas turbine engine combustor | |
CN102748776B (zh) | 燃气涡轮发动机内的燃料的燃烧方法和装置 | |
US8701416B2 (en) | Radially staged RQL combustor with tangential fuel-air premixers | |
US7966821B2 (en) | Reduced exhaust emissions gas turbine engine combustor | |
US10422534B2 (en) | Fuel air premix chamber for a gas turbine engine | |
JP4997018B2 (ja) | 一次燃料噴射器及び複数の二次燃料噴射ポートを有するガスタービンエンジン燃焼器のミキサ組立体のためのパイロットミキサ | |
US20090223225A1 (en) | Method and apparatus for controlling combustor operability | |
JP2010249504A (ja) | デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置 | |
AU2007203536A1 (en) | Liquid fuel enhancement for natural gas swirl stabilized nozzle and method | |
JP2013231582A (ja) | タービンエンジン用の燃料/空気予混合システム | |
CN101182928A (zh) | 三环形反向旋转涡漩器 | |
JPH08500178A (ja) | ガスタービンエンジンに使用するための二重燃料噴射ノズル | |
RU2626887C2 (ru) | Тангенциальная кольцевая камера сгорания с предварительно смешанным топливом и воздухом для использования в газотурбинных двигателях | |
US20170268786A1 (en) | Axially staged fuel injector assembly | |
US20160061452A1 (en) | Corrugated cyclone mixer assembly to facilitate reduced nox emissions and improve operability in a combustor system | |
GB2451144A (en) | Method and apparatus for actively controlling fuel flow to a mixer assembly of a gas turbine engine combustor | |
EP3425281B1 (en) | Pilot nozzle with inline premixing | |
GB2593123A (en) | Combustor for a gas turbine | |
CN116518417A (zh) | 具有燃料喷射器的燃烧器 | |
GB2451517A (en) | Pilot mixer for mixer assembly of a gas turbine engine combustor having a primary fuel injector and a plurality of secondary fuel injection ports | |
US11906165B2 (en) | Gas turbine nozzle having an inner air swirler passage and plural exterior fuel passages |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20001222 |
|
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20010601 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20070706 Year of fee payment: 6 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20080706 Year of fee payment: 7 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090706 Year of fee payment: 8 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090706 Year of fee payment: 8 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100706 Year of fee payment: 9 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110706 Year of fee payment: 10 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110706 Year of fee payment: 10 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120706 Year of fee payment: 11 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120706 Year of fee payment: 11 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130706 Year of fee payment: 12 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
EXPY | Cancellation because of completion of term |