JPH06173715A - Gas turbine - Google Patents
Gas turbineInfo
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- JPH06173715A JPH06173715A JP32939692A JP32939692A JPH06173715A JP H06173715 A JPH06173715 A JP H06173715A JP 32939692 A JP32939692 A JP 32939692A JP 32939692 A JP32939692 A JP 32939692A JP H06173715 A JPH06173715 A JP H06173715A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は、ガスタービンの改善に
係り、特に、ガスタービンの立上げ時においてガスター
ビンの加速時間を短縮し、しかもガスタービンの低速域
におけるコンプレッサのストールを効果的に防止し得る
ようにしたガスタービンに関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to an improvement of a gas turbine, and more particularly, to shorten the acceleration time of the gas turbine at the time of starting the gas turbine and effectively stall the compressor in the low speed range of the gas turbine. The present invention relates to a gas turbine that can be prevented.
【０００２】[0002]
【従来の技術】一般的なガスタービン設備の例を、発電
機Ｇを駆動するガスタービン設備の模式的系統図の図３
を参照しながら説明すると、１段タービン１1 と２段タ
ービン１2 とからなるタービン１と、１段コンプレッサ
２1 と２段コンプレッサ２2 とからなるコンプレッサ２
とが同一軸心を通る出力軸３を介して連結される一方、
コンプレッサ２の反タービン１側に突出する回転軸４は
ギヤトレーン５ｇを有する減速機５に連結されると共
に、この減速機５の反コンプレッサ２側の軸はカップリ
ングＣを介して発電機Ｇに連結されている。また、１段
コンプレッサ２1 の空気出口と２段コンプレッサ２2 の
空気流入口との間には、大気中へ空気を放出する抽気弁
７ｖを有する空気通路７が介装される一方、２段コンプ
レッサ２2 の空気出口と燃焼器９との間には、大気中へ
空気を放出する抽気弁８ｖが設けられている。2. Description of the Related Art An example of general gas turbine equipment is shown in FIG. 3 which is a schematic system diagram of gas turbine equipment for driving a generator G.
See To illustrate with a compressor 2 consisting of first stage turbine 1 1 and the turbine 1 comprising a two-stage turbine 1 2 which, first stage compressor 2 1 a two-stage compressor 2 2 Metropolitan
And are connected via the output shaft 3 passing through the same axis,
The rotary shaft 4 of the compressor 2 protruding to the side opposite to the turbine 1 is connected to a speed reducer 5 having a gear train 5g, and the shaft of the speed reducer 5 opposite to the compressor 2 is connected to a generator G via a coupling C. Has been done. Between the first stage compressor 2 1 of air outlet and two-stage compressor 2 second air inlet, while the air passage 7 having a bleed valve 7v which releases air into the atmosphere is interposed, 2-stage between the air outlet and the combustor 9 of the compressor 2 2, bleed valve to release air into the atmosphere 8v it is provided.
【０００３】なお、減速機５のギヤトレーン５ｇにクラ
ッチ５ｃを介して連結されてなるものは、空気供給タン
ク１４から始動用空気の供給を受けて駆動される始動用
エアモータ６であり、また１段タービン１1 の燃焼ガス
出口と２段タービン２2 の燃焼ガス入口との間に介装さ
れてなるものは燃焼ガス通路１０であり、さらに２段ガ
スタービン２2 の燃焼ガス出口には、タービンロータ
（図示省略）を回転させるという仕事をした後の燃焼排
ガスを大気中に排出する排気ディフューザ１１が設けら
れている。It is to be noted that what is connected to the gear train 5g of the speed reducer 5 via the clutch 5c is a starting air motor 6 which is driven by receiving the supply of starting air from the air supply tank 14, and also has one stage. What is provided between the combustion gas outlet of the turbine 1 1 and the combustion gas inlet of the two-stage turbine 2 2 is a combustion gas passage 10, and the combustion gas outlet of the two-stage gas turbine 2 2 is a turbine. An exhaust diffuser 11 is provided for discharging combustion exhaust gas into the atmosphere after performing the work of rotating a rotor (not shown).
【０００４】従って、ガスタービンを始動する場合は、
始動用エアモータ６を駆動して減速機５、コンプレッサ
２、タービン１を同期駆動する一方、燃焼器９に燃料を
供給して燃焼させ、燃焼によって生じる燃焼ガスを燃焼
ガス供給通路を介してタービン１に供給してガスタービ
ンを駆動する。そして、ガスタービンが所定の自立回転
速度になると始動用エアモータ６への始動用空気の供給
を停止し、減速機５と始動用エアモータ６の係合を解除
すると共に、その後ガスタービンは燃焼ガスにより自立
にて定格回転速度まで加速され、発電機Ｇは発電を開始
する。Therefore, when starting a gas turbine,
The starter air motor 6 is driven to synchronously drive the speed reducer 5, the compressor 2, and the turbine 1, while the fuel is supplied to the combustor 9 to burn the combustion gas, and the combustion gas generated by the combustion is supplied to the turbine 1 via the combustion gas supply passage. To drive the gas turbine. Then, when the gas turbine reaches a predetermined self-sustaining rotation speed, the supply of the starting air to the starting air motor 6 is stopped, the reduction gear 5 and the starting air motor 6 are disengaged, and thereafter the gas turbine is driven by the combustion gas. The generator G starts to generate electricity by being accelerated to the rated rotation speed by itself.
【０００５】ところで、タービン１とコンプレッサ２
は、それらの定格速度や定格出力のときに最高効率にな
るように設定されている。そのため、ガスタービンはそ
の始動時の低速回転域においては作動点が上記設定点か
ら大幅にずれてしまうため、タービン１並びにコンプレ
ッサ２の回転翼の入口における燃焼ガスの相対速度方向
と、回転翼の入口角度とが合わなくなり、ヘッドロスが
大きくなる。By the way, the turbine 1 and the compressor 2
Are set to have maximum efficiency at their rated speed and rated output. Therefore, the operating point of the gas turbine in the low-speed rotation region at the time of starting thereof largely deviates from the set point, and therefore the relative velocity direction of the combustion gas at the inlets of the turbine 1 and the rotor of the compressor 2 and the rotor blade The angle of the entrance will not match and the head loss will increase.
【０００６】また、コンプレッサ２のヘッドは周速の２
乗に比例するため、低速域では元々ヘッドが小さいこと
もあって、上記ヘッドロスが必要ヘッドよりも大きくな
り、このためコンプレッサ２は旋回失速、つまりストー
ルしたりあるいはサージング現象を起こし、圧縮空気が
逆流してしまう。The head of the compressor 2 has a peripheral speed of 2
Since the head is originally small in the low speed range because it is proportional to the power, the above head loss becomes larger than the required head, and therefore the compressor 2 causes a rotating stall, that is, a stall or a surging phenomenon occurs, and compressed air flows backward. Resulting in.
【０００７】そのため、一般のガスタービンにおいて
は、図３に示すように、低速域において空気通路７に設
けられてなる抽気弁７ｖと、燃焼器空気供給路８に設け
られている抽気弁８ｖとを開放して空気通路７と燃焼器
空気供給路８内を流れる圧縮空気を大気中に放出するこ
とにより抵抗を小さくし、コンプレッサ２の出口の圧力
を下げてコンプレッサ２のストールあるいはサージング
現象を防止するようにしている。なお、抽気弁７ｖ，８
ｖはガスタービン１がある適当な速度、例えば定格速度
の５０％になった時点で閉じるようにしている。Therefore, in a general gas turbine, as shown in FIG. 3, a bleed valve 7v provided in the air passage 7 and a bleed valve 8v provided in the combustor air supply passage 8 in the low speed range. Is released to release the compressed air flowing in the air passage 7 and the combustor air supply passage 8 into the atmosphere to reduce the resistance and reduce the pressure at the outlet of the compressor 2 to prevent the stall or surging phenomenon of the compressor 2. I am trying to do it. The bleed valves 7v, 8
v is set so that the gas turbine 1 is closed at a certain speed, for example, 50% of the rated speed.
【０００８】[0008]
【発明が解決しようとする課題】抽気弁の開放に伴う抵
抗の低下によりコンプレッサ２の出口の圧力は下がり、
コンプレッサ２のストールあるいはサージング現象が防
止されるが、ガスタービンへの空気供給量が大気中への
放出分だけ少なくなるため、ガスタービンの加速に長時
間を要する。そのため、大気中への空気の放出量を可能
な限り少なくする必要があるが、空気の放出量をあまり
少なくすると、燃焼器における着火時の急激な体積流量
の増加により、一時的に抵抗が増加してコンプレッサ２
のストールを招く危険性が大きくなるという解決すべき
課題が生じる。The pressure at the outlet of the compressor 2 decreases due to the decrease in resistance accompanying the opening of the bleed valve.
Although the stall or surging phenomenon of the compressor 2 is prevented, the amount of air supplied to the gas turbine is reduced by the amount released into the atmosphere, so that it takes a long time to accelerate the gas turbine. Therefore, it is necessary to reduce the amount of air released into the atmosphere as much as possible, but if the amount of air released is too small, the resistance will temporarily increase due to the rapid increase in volume flow during ignition in the combustor. Then compressor 2
There is a problem to be solved that the risk of causing a stall is increased.
【０００９】従って、本発明の目的とするところは、ガ
スタービンの加速時間を延長させることなく、しかもコ
ンプレッサのストールを確実に防止することを可能なら
しめるガスタービンを提供するにある。Accordingly, it is an object of the present invention to provide a gas turbine which can prevent the stall of the compressor without extending the acceleration time of the gas turbine.
【００１０】[0010]
【課題を解決するための手段】本発明は、上記課題を解
決するためになされたものであって、従って本発明に係
るガスタービンが採用した手段の特徴とするところは、
排気ディフューザに、燃焼排ガスの排出方向に気体を噴
射する噴射ノズルを内設し、該噴射ノズルの気体供給口
に、上記ガスタービンの低速運転時に気体を供給する気
体供給管路を連通させたところにある。SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made to solve the above problems, and therefore the features of the means adopted by the gas turbine according to the present invention are as follows:
The exhaust diffuser is internally provided with an injection nozzle for injecting gas in the discharge direction of the combustion exhaust gas, and the gas supply port of the injection nozzle is connected to a gas supply pipeline for supplying gas during low-speed operation of the gas turbine. It is in.
【００１１】[0011]
【作用】本発明に係るガスタービンによれば、排気ディ
フューザに、燃焼排ガスの排出方向に気体を噴射する噴
射ノズルを内設し、この噴射ノズルの気体供給口に、上
記ガスタービンの低速運転時に気体を供給する気体供給
管路を連通させたので、気体を気体供給管路から排気デ
ィフューザ内に内設した噴射ノズルに供給すると、この
噴射ノズルから噴射される気体によってガスタービン内
の燃焼ガスが吸引され、ガスタービン内の燃焼ガス圧が
低下してガスタービン内を流れる燃焼ガスの流速が早く
なり、ガスタービンの回転トルクが増加し、また、コン
プレッサの出口の圧力が下がり必要ヘッドも小さくなる
ため、抽気弁から空気を大気中に放出する必要がなくな
る。According to the gas turbine of the present invention, the exhaust diffuser is internally provided with the injection nozzle for injecting the gas in the discharge direction of the combustion exhaust gas, and the gas supply port of the injection nozzle is provided during the low speed operation of the gas turbine. Since the gas supply line for supplying the gas is communicated, when the gas is supplied from the gas supply line to the injection nozzle provided in the exhaust diffuser, the combustion gas in the gas turbine is generated by the gas injected from the injection nozzle. The combustion gas pressure in the gas turbine is sucked and decreases, the flow velocity of the combustion gas flowing in the gas turbine is increased, the rotation torque of the gas turbine is increased, and the pressure at the outlet of the compressor is decreased and the required head is also reduced. Therefore, it is not necessary to release air from the extraction valve into the atmosphere.
【００１２】[0012]
【実施例】以下、本発明に係るガスタービンを、その駆
動系統を含めた模式的系統図の図１を参照しながら、従
来例と同一のもの並びに同一機能を有するものを同一符
号を以て説明する。但し、この実施例になるガスタービ
ンの駆動系統は従来例と全く同構成であって、その相違
するところは、図１から良く理解されるように、ガスタ
ービンの相違にあるから、その相違点についてだけの説
明に止める。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS A gas turbine according to the present invention will be described below with reference to FIG. 1 which is a schematic system diagram including its drive system, the same components as those of a conventional example and components having the same functions with the same reference numerals. . However, the drive system of the gas turbine according to this embodiment has exactly the same configuration as that of the conventional example, and the difference is that the gas turbine is different, as is well understood from FIG. I will only explain about.
【００１３】即ち、このガスタービンは２段タービン１
2 の燃焼ガス出口の排気ディフューザ１１に、燃焼排ガ
スの排出側方向に気体である圧縮空気を噴射する複数の
噴射ノズル１２を、燃焼排ガスの通路回りを囲繞する状
態で内設し、この噴射ノズル１２の気体供給口１２ｉ
に、始動用エアモータ６の排気口から絞り弁１３ｖが介
装されてなる気体供給管路として、始動用エアモータ６
から排出される圧縮空気を供給する空気供給管１３を連
通させてなる構成にしたものである。That is, this gas turbine is a two-stage turbine 1
A plurality of injection nozzles 12 for injecting compressed air, which is a gas, toward the discharge side of the combustion exhaust gas are internally provided in the exhaust diffuser 11 at the combustion gas outlet 2 in a state of surrounding the passage of the combustion exhaust gas. 12 gas supply ports 12i
In addition, as a gas supply pipe line in which the throttle valve 13v is interposed from the exhaust port of the starting air motor 6,
The air supply pipe 13 for supplying the compressed air discharged from is connected.
【００１４】なお、上記空気供給管１３に絞り弁１３ｖ
を介装したのは、噴射ノズル１２に供給する圧縮空気の
流量を調整することにより、噴射ノズル１２から噴射さ
れる圧縮空気の流速を適正に保持するためであり、余分
の圧縮空気は図示しない消音器を介して大気中に排出さ
れる。The air supply pipe 13 is provided with a throttle valve 13v.
The reason for interposing is that the flow rate of the compressed air supplied from the injection nozzle 12 is appropriately maintained by adjusting the flow rate of the compressed air supplied to the injection nozzle 12, and excess compressed air is not shown. It is discharged into the atmosphere through a silencer.
【００１５】この場合、始動用エアモータ６がガスター
ビン１の立上げに際して駆動されるので、噴射ノズル１
２にはガスタービン１の低速時だけ圧縮空気が供給さ
れ、ガスタービン１が安定運転状態になると始動用エア
モータ６の駆動が停止されるので、これにより圧縮空気
の噴射ノズル１２への供給が自動的に停止される。In this case, since the starting air motor 6 is driven when the gas turbine 1 is started up, the injection nozzle 1
2 is supplied with compressed air only when the gas turbine 1 is at a low speed, and when the gas turbine 1 is in a stable operating state, the driving of the starting air motor 6 is stopped, so that the compressed air is automatically supplied to the injection nozzle 12. Will be stopped.
【００１６】以下、上記構成になるガスタービン１の作
用態様を説明すると、ガスタービン１の立上げに際して
は、クラッチＣにより減速機５と発電機Ｇとの係合を解
除し、始動用エアモータ６を駆動して減速機５、コンプ
レッサ２、ガスタービン１を同期駆動する一方、燃焼器
９に燃料を供給して燃焼させ、燃焼によって生じる燃焼
ガスを燃焼ガス供給管８介してガスタービン１に供給し
てガスタービン１を立上げるが、始動用エアモータ６か
ら排気された圧縮空気が空気供給管１３を介して噴射ノ
ズル１２に供給され、噴射ノズル１２からは燃焼排ガス
の排出方向に圧縮空気が噴射される。さすれば、上記ガ
スタービン１の回転翼の燃焼ガス供給口における燃焼ガ
スの相対速度方向と、回転翼の入口角度とが合わなくな
くても、上記噴射ノズル１２からの圧縮空気の噴射によ
り排気ディフューザ１１から排出される燃焼排ガスが吸
引され、タービンロータ（図示省略）を回転させつつガ
スタービン１内を流れる燃焼ガスの流速が増大する。The operation mode of the gas turbine 1 having the above structure will be described below. When the gas turbine 1 is started up, the clutch C disengages the speed reducer 5 from the generator G to start the air motor 6. To drive the speed reducer 5, the compressor 2 and the gas turbine 1 synchronously, while supplying fuel to the combustor 9 for combustion and supplying combustion gas generated by combustion to the gas turbine 1 through the combustion gas supply pipe 8. Then, the gas turbine 1 is started up, but the compressed air discharged from the starting air motor 6 is supplied to the injection nozzle 12 via the air supply pipe 13, and the compressed air is injected from the injection nozzle 12 in the discharge direction of the combustion exhaust gas. To be done. Even if the relative velocity direction of the combustion gas at the combustion gas supply port of the rotary blade of the gas turbine 1 and the inlet angle of the rotary blade do not match, the compressed air is jetted from the injection nozzle 12 to exhaust the exhaust gas. The combustion exhaust gas discharged from the diffuser 11 is sucked, and the flow velocity of the combustion gas flowing in the gas turbine 1 increases while rotating a turbine rotor (not shown).
【００１７】このように、ガスタービン１内を流れる燃
焼ガスの流速が増大すると、ガスタービン１の回転トル
クが増加し、また、コンプレッサの出口の圧力が下がり
必要ヘッドも小さくなるので、コンプレッサ２のストー
ルを防ぐことが可能となり、抽気弁７ｖ，８ｖから大気
中へ圧縮空気を放出する必要がなくなる。As described above, when the flow velocity of the combustion gas flowing in the gas turbine 1 is increased, the rotational torque of the gas turbine 1 is increased, the pressure at the outlet of the compressor is lowered, and the required head is also reduced. It becomes possible to prevent stall, and it becomes unnecessary to discharge compressed air from the bleed valves 7v and 8v into the atmosphere.
【００１８】そのため、従来では供給される空気量が少
ないためガスタービン１の加速に長時間を要していた
が、本実施例によればタービン１に十分の空気量を供給
し得るから、ガスタービンの加速時間が短縮され、そし
て燃焼器９の着火時において急激に体積流量が増加して
も、噴射ノズル１２からの圧縮空気の噴射による燃焼排
ガスの吸引によりガスタービン内の燃焼ガス圧力が低圧
に保持され続けるので、コンプレッサ１がストールする
危険性がなくなる。そして、ガスタービンが所定の回転
速度になるまで加速されると、始動用エアモータ６への
始動用空気の供給が停止されるので、クラッチ５ｃの係
合の解除により減速機５と始動用エアモータ６が切離さ
れると共に、噴射ノズル１２からの圧縮空気の噴射が自
動的に停止されることとなる。For this reason, conventionally, it took a long time to accelerate the gas turbine 1 because the amount of air supplied was small, but according to the present embodiment, a sufficient amount of air can be supplied to the turbine 1. Even when the turbine acceleration time is shortened and the volume flow rate is rapidly increased at the time of ignition of the combustor 9, the combustion gas pressure in the gas turbine is low due to the suction of the combustion exhaust gas by the injection of the compressed air from the injection nozzle 12. Therefore, the risk of the compressor 1 stalling is eliminated. Then, when the gas turbine is accelerated to a predetermined rotation speed, the supply of the starting air to the starting air motor 6 is stopped, so that the reduction gear 5 and the starting air motor 6 are released by disengaging the clutch 5c. Is separated, and the injection of compressed air from the injection nozzle 12 is automatically stopped.
【００１９】次に、本発明に係るガスタービンの他の実
施例を、その駆動系統を含めた模式的系統図の図２を参
照しながら以下に説明すると、ガスタービン１の排気デ
ィフューザ１１に内設した噴射ノズル１２の気体供給口
１２ｉに、始動用エアモータ６に始動用空気を供給する
空気供給タンク１４から、遮断弁１３ｖが介装されてな
る空気供給管１３を連通させてなる構成にしたものであ
る。Next, another embodiment of the gas turbine according to the present invention will be described below with reference to FIG. 2 which is a schematic system diagram including the drive system thereof. In the exhaust diffuser 11 of the gas turbine 1, An air supply pipe 13 including a shutoff valve 13v is connected to the gas supply port 12i of the provided injection nozzle 12 from an air supply tank 14 that supplies the starting air to the starting air motor 6. It is a thing.
【００２０】従って、ガスタービン１の立上げ運転に際
して遮断弁１３ｖを開放すると、空気供給タンク１４か
ら圧縮空気が空気供給管１３を介して噴射ノズル１２に
供給され、噴射される圧縮空気によりガスタービン１内
の燃焼排ガスが吸引されるので、本実施例は上記実施例
と同効である。Therefore, when the shutoff valve 13v is opened during the startup operation of the gas turbine 1, compressed air is supplied from the air supply tank 14 to the injection nozzle 12 through the air supply pipe 13, and the compressed air is injected to the gas turbine. Since the combustion exhaust gas in No. 1 is sucked, this embodiment has the same effect as the above embodiment.
【００２１】[0021]
【発明の効果】以上詳述したように、本発明に係るガス
タービンによれば、気体を気体供給管路から排気ディフ
ューザ内に内設した噴射ノズルに供給すると、この噴射
ノズルから噴射される気体によってガスタービン内の燃
焼ガスが吸引され、ガスタービン内を流れる燃焼ガスの
速度の増大でガスタービンの回転トルクが増加し、ま
た、コンプレッサの出口の圧力が下がり必要ヘッドも小
さくなるため、抽気弁から空気を大気中に放出する必要
がなくなる結果、ガスタービンの加速時間の短縮が可能
になると共に、燃焼器の着火時における急激な体積流量
の増加によるコンプレッサーのストール発生の危険性を
回避することが可能になるので、ガスタービンの加速時
間の短縮とガスタービンの立上げ運転の容易化とに対し
て極めて多大な効果がある。As described in detail above, according to the gas turbine of the present invention, when gas is supplied from the gas supply pipe to the injection nozzle provided inside the exhaust diffuser, the gas injected from this injection nozzle The combustion gas in the gas turbine is sucked in by the gas turbine, the rotational torque of the gas turbine increases due to the increase in the velocity of the combustion gas flowing in the gas turbine, and the pressure at the outlet of the compressor decreases and the required head also decreases. As a result, it is possible to shorten the acceleration time of the gas turbine as a result of eliminating the need to release air from the air into the atmosphere, and to avoid the risk of compressor stall due to a rapid increase in volume flow at the time of combustor ignition. Is extremely effective for reducing the acceleration time of the gas turbine and facilitating the startup operation of the gas turbine. A.
【図１】本発明の実施例に係るガスタービンの駆動系統
を含めた模式的系統図である。FIG. 1 is a schematic system diagram including a drive system of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
【図２】本発明の他の実施例に係るガスタービンの駆動
系統を含めた模式的系統図である。FIG. 2 is a schematic system diagram including a drive system of a gas turbine according to another embodiment of the present invention.
【図３】従来の一般的なガスタービン設備の模式的系統
図である。FIG. 3 is a schematic system diagram of a conventional general gas turbine facility.
【符号の説明】 １…ガスタービン ２…コンプレッサ ３…出力軸 ４…回転軸 ５…減速機、５ｃ…クラッチ ６…始動用エアモータ ７…空気通路、７ｖ…抽気弁 ８…燃焼器空気供給通路、８ｖ…抽気弁 ９…燃焼器 １０…燃焼ガス通路 １１…排気ディフューザ １２…噴射ノズル、１２ｉ…気体供給口 １３…空気供給管、１３ｖ…絞り弁または遮断弁 １４…空気供給タンク Ｃ…カップリング Ｇ…発電機[Explanation of Codes] 1 ... Gas turbine 2 ... Compressor 3 ... Output shaft 4 ... Rotating shaft 5 ... Reducer 5c ... Clutch 6 ... Starting air motor 7 ... Air passage, 7v ... Bleed valve 8 ... Combustor air supply passage, 8v ... Bleed valve 9 ... Combustor 10 ... Combustion gas passage 11 ... Exhaust diffuser 12 ... Injection nozzle, 12i ... Gas supply port 13 ... Air supply pipe, 13v ... Throttle valve or shutoff valve 14 ... Air supply tank C ... Coupling G …Generator
Claims (1)
方向に気体を噴射する噴射ノズルを内設し、該噴射ノズ
ルの気体供給口に、上記ガスタービンの低速運転時に気
体を供給する気体供給管路を連通させたことを特徴とす
るガスタービン。1. An exhaust diffuser is internally provided with an injection nozzle for injecting gas in a discharge direction of combustion exhaust gas, and a gas supply line for supplying gas to a gas supply port of the injection nozzle during low-speed operation of the gas turbine. A gas turbine characterized by communicating with each other.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP32939692A JPH06173715A (en) | 1992-12-09 | 1992-12-09 | Gas turbine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP32939692A JPH06173715A (en) | 1992-12-09 | 1992-12-09 | Gas turbine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06173715A true JPH06173715A (en) | 1994-06-21 |
Family
ID=18220970
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP32939692A Withdrawn JPH06173715A (en) | 1992-12-09 | 1992-12-09 | Gas turbine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH06173715A (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2011115149A1 (en) | 2010-03-17 | 2011-09-22 | 川崎重工業株式会社 | Engine generator device |
-
1992
- 1992-12-09 JP JP32939692A patent/JPH06173715A/en not_active Withdrawn
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2011115149A1 (en) | 2010-03-17 | 2011-09-22 | 川崎重工業株式会社 | Engine generator device |
| US8686577B2 (en) | 2010-03-17 | 2014-04-01 | Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha | Engine generator |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20000307 |