RU2193139C1 - Method of burning fuel and device for realization of this method - Google Patents
Method of burning fuel and device for realization of this method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2193139C1 RU2193139C1 RU2001115872/06A RU2001115872A RU2193139C1 RU 2193139 C1 RU2193139 C1 RU 2193139C1 RU 2001115872/06 A RU2001115872/06 A RU 2001115872/06A RU 2001115872 A RU2001115872 A RU 2001115872A RU 2193139 C1 RU2193139 C1 RU 2193139C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- air
- zone
- flow
- combustion chamber
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано для воспламенения и поддержания горения в камерах сгорания различных энергетических систем газотурбинных установок (ГТУ), газотурбинных двигателей (ГТД), печах, котлах и др. The invention relates to a power system and can be used to ignite and maintain combustion in the combustion chambers of various energy systems of gas turbine units (GTU), gas turbine engines (GTE), furnaces, boilers, etc.
Известен способ комбинированного сжигания пылевидного и газообразного топлива [1] путем подачи закрученного воздуха коаксиально потоку топливовоздушной смеси и ввода газообразного топлива отдельными струями под углом к оси потоков топливовоздушной смеси и воздуха. A known method of combined combustion of pulverized and gaseous fuels [1] by supplying swirling air coaxially to the flow of the air-fuel mixture and introducing gaseous fuel into separate jets at an angle to the axis of the flows of the air-fuel mixture and air.
При осуществлении этого способа сжигания топлива снижается недожог топлива. Однако способ [1] требует интенсивного охлаждения элементов конструкции вблизи зоны горения. When implementing this method of burning fuel, underburning of fuel is reduced. However, the method [1] requires intensive cooling of structural elements near the combustion zone.
Известен способ сжигания топлива [2], наиболее близкий к предлагаемому, заключающийся в создании последовательно размещенных двух зон образования топливовоздушной смеси с недостатком и избытком воздуха соответственно путем подвода в последние топлива и воздуха, закрутки потока топливовоздушной смеси в первой зоне, образования факела в ней и направления его во вторую зону посредством рециркуляции продуктов сгорания. A known method of burning fuel [2], the closest to the proposed one, which consists in creating successively placed two zones of formation of the air-fuel mixture with a lack and excess of air, respectively, by supplying the last fuel and air, swirling the flow of the air-fuel mixture in the first zone, forming a torch in it and directing it to the second zone by recirculation of the combustion products.
При осуществлении этого способа сжигания топлива снижается содержание окислов азота в сравнении с вышеприведенным способом. Однако указанный способ также требует интенсивного охлаждения элементов конструкции как в первой, так и во второй зоне горения. When implementing this method of burning fuel, the content of nitrogen oxides is reduced in comparison with the above method. However, this method also requires intensive cooling of structural elements in both the first and second combustion zone.
Известно устройство для сжигания топлива [3], которое является наиболее близким по технической сущности к предлагаемому устройству для сжигания топлива. Устройство содержит последовательно соединенные первую и вторую камеры сгорания, первая камера сгорания выполнена с тангенциальным подводом воздуха, узел подачи топлива, завихритель воздуха, расположенный в первой камере, систему зажигания топливовоздушной смеси. A device for burning fuel [3] is known, which is the closest in technical essence to the proposed device for burning fuel. The device contains a series of connected first and second combustion chambers, the first combustion chamber is made with a tangential air supply, a fuel supply unit, an air swirl located in the first chamber, an air-fuel mixture ignition system.
Указанное устройство имеет недостатки, которые обусловлены высокой теплонапряженностью элементов конструкции и высокими теплопотерями в стенки камеры сгорания, и не обеспечивает основных требований к воспламенителям и газогенераторам, воспламеняющим и поддерживающим горение в камерах сгорания и топках. К таким требованиям относится, в частности, удаленность первичной камеры от вторичной (основной камеры сгорания) на значительные расстояния, низкая теплонапряженность элементов конструкции и малые теплопотери в стенки, позволяющие работать воспламенителю и газогенератору без ограничений по времени при отсутствии потерь тепла от процесса горения в элементах конструкции и отсутствии систем охлаждения. The specified device has disadvantages due to the high heat stress of structural elements and high heat loss in the walls of the combustion chamber, and does not provide the basic requirements for igniters and gas generators, igniting and supporting combustion in the combustion chambers and furnaces. Such requirements include, in particular, the remoteness of the primary chamber from the secondary (main combustion chamber) over considerable distances, low heat stress of structural elements and small heat losses to the walls, allowing the ignitor and gas generator to operate without time restrictions in the absence of heat loss from the combustion process in the elements design and lack of cooling systems.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в обеспечении низкой теплонапряженности элементов устройства для сжигания топлива путем эффективной закрутки топливовоздушной смеси, транспортировке ее на значительное расстояние от входа устройства сжигания топлива и образовании факела на выходе устройства сжигания топлива. The technical problem solved by the invention is to provide low heat stresses of the elements of the device for burning fuel by efficiently twisting the air-fuel mixture, transporting it to a considerable distance from the inlet of the fuel burning device and forming a torch at the output of the fuel burning device.
Указанная техническая задача решается тем, что в известном способе сжигания топлива, заключающемся в создании последовательно размещенных двух зон образования топливовоздушной смеси с недостатком и избытком воздуха путем подвода топлива и воздуха, закрутки потока в первой зоне, согласно изобретению воздух и топливо подают в первую зону, причем часть топлива подают до завихрителя, транспортировку топливовоздушной смеси из первой зоны во вторую обеспечивают путем ее заключения в ограниченное пространство газовода, при этом закрутку потока топливовоздушной смеси в первой зоне осуществляют с интенсивностью S, определяемой по формуле
S = (ω2•DП)/2g≥104,
где ω- угловая скорость закрутки потока топливовоздушной смеси,
DП - диаметр потока топливовоздушной смеси,
g - ускорение свободного падения,
при этом коэффициент избытка воздуха α в первой зоне выбирают в диапазоне
α = GB/(Gm•L0) = 0,6-1,5,
где GВ - расход воздуха через устройство сжигания топлива,
Gm - общий расход топлива через устройство сжигания топлива,
L0 - стехиометрический коэффициент.The specified technical problem is solved by the fact that in the known method of burning fuel, which consists in creating sequentially placed two zones of formation of the air-fuel mixture with a lack and excess of air by supplying fuel and air, swirling the flow in the first zone, according to the invention, air and fuel are fed into the first zone, moreover, a part of the fuel is supplied to the swirl, the transportation of the air-fuel mixture from the first zone to the second is provided by enclosing it in a limited space of the gas duct, while twisting along eye-fuel mixture in the first zone is carried out with intensity S, determined by the formula
S = (ω 2 • D P ) / 2g≥10 4 ,
where ω is the angular swirl velocity of the air-fuel mixture flow,
D P - the diameter of the flow of the air-fuel mixture,
g is the acceleration of gravity,
the coefficient of excess air α in the first zone is selected in the range
α = G B / (G m • L 0 ) = 0.6-1.5,
where G In - air flow through the device for burning fuel,
G m - total fuel consumption through the device for burning fuel,
L 0 is the stoichiometric coefficient.
При этом соотношение доли топлива, подаваемого до завихрителя G1, к общему расходу топлива Gm составляет величину G1/Gm=1-0.In this case, the ratio of the fraction of the fuel supplied to the swirl G 1 to the total fuel consumption G m is G 1 / G m = 1-0.
Указанная техническая задача решается также тем, что известное устройство для сжигания топлива, содержащее последовательно соединенные первую и вторую камеры сгорания, узел подачи воздуха, узел подачи топлива и завихритель, подсоединенные со стороны входа первой камеры сгорания, устройство зажигания топливовоздушной смеси, согласно изобретению снабжено дополнительным узлом подачи топлива, соединенным также с входом первой камеры сгорания, газоводом, расположенным между выходом первой камеры сгорания и входом второй камеры сгорания, выполненным в виде отрезка трубы, при этом диаметр газовода dг выбирают в диапазоне dг=(0,3-1,0)•DK, где DK - диаметр первой камеры сгорания (обычно DK=Dп), а длину газовода Lг выбирают равной Lг=(0,5-30,0)-dг.The specified technical problem is also solved by the fact that the known device for burning fuel, containing serially connected first and second combustion chambers, an air supply unit, a fuel supply unit and a swirl connected from the inlet side of the first combustion chamber, the ignition device of the air-fuel mixture, according to the invention, is equipped with an additional a fuel supply unit, also connected to the input of the first combustion chamber, a gas duct located between the output of the first combustion chamber and the input of the second combustion chamber, made in the form of a pipe segment, while the diameter of the gas duct d g is selected in the range d g = (0.3-1.0) • D K , where D K is the diameter of the first combustion chamber (usually D K = D p ), and the length the gas duct L g is chosen equal to L g = (0.5-30.0) -d g .
При этом газовод может быть выполнен изогнутым, радиус кривизны Rг выбирают из соотношения Rг/dг≥5, а устройство зажигания топливовоздушной смеси может быть расположено на входе во вторую камеру сгорания.In this case, the gas duct can be made curved, the radius of curvature R g is selected from the ratio R g / d g ≥5, and the ignition device for the air-fuel mixture can be located at the entrance to the second combustion chamber.
На фиг.1 представлено устройство сжигания топлива с прямым газоводом для осуществления предлагаемого способа сжигания топлива. Figure 1 presents the device for burning fuel with a direct gas duct for implementing the proposed method of burning fuel.
На фиг.2 представлено устройство сжигания топлива с изогнутым газоводом для осуществления предлагаемого способа сжигания топлива. Figure 2 presents the device for burning fuel with a curved gas duct for implementing the proposed method of burning fuel.
На фиг.3 представлены границы устойчивой работы устройства сжигания топлива на примере функции расхода воздуха GВ через него в зависимости от коэффициента избытка воздуха α в нем.Figure 3 presents the boundaries of the stable operation of the fuel combustion device as an example of the function of air flow G B through it, depending on the coefficient of excess air α in it.
На фиг.4 приведена зависимость изменения температуры стенок газовода Tw в зависимости от соотношения длины газовода к его диаметру Lг/dг при различной степени закрутки топливовоздушной смеси.Figure 4 shows the dependence of the temperature change of the walls of the gas duct T w depending on the ratio of the length of the gas duct to its diameter L g / d g at various degrees of swirling of the air-fuel mixture.
Устройство для сжигания топлива содержит первую камеру сгорания 1 с тангенциальным подводом воздуха, узел подачи топлива 2, дополнительный узел подачи топлива 3, завихритель 4 воздуха в первой камере, вход 5 воздуха в первую камеру, вход 6 узла подачи топлива 2, выход 7 узла подачи топлива 2, вход 8 дополнительного узла подачи топлива 3, выход 9 дополнительного узла подачи топлива 3, устройство зажигания топливовоздушной смеси 10, цилиндрический газовод 11, вторая камера сгорания 12. A device for burning fuel contains a first combustion chamber 1 with a tangential air supply, a
Устройство для сжигания топлива по предлагаемому способу работает следующим образом. Газообразное топливо подают на вход 6 узла подачи топлива 2 и далее через его выход 7 в первую камеру сгорания 1. Воздух подают на вход 5. На вход 8 дополнительного узла подачи топлива 3 подают дополнительное газообразное топливо. Из выхода 9 узла 3 газообразное топливо попадает в область перед завихрителем 4 и смешивается с воздухом. В результате образуется топливовоздушная смесь, которая проходит через завихритель 4, интенсивно закручивается и попадает в первую камеру сгорания 1. В первой камере сгорания 1 топливо и воздух или топливо и топливовоздушная смесь смешиваются и воспламеняются от устройства зажигания 10. Образованная топливовоздушная смесь в первичной камере сгорания 1 способна воспламеняться от системы зажигания 10 на примере функции расхода воздуха GВ через предлагаемое устройство при коэффициенте избытка воздуха α в диапазоне α=0,6-1,5 (фиг.3). Закрученная топливовоздушная смесь 13, в которой начинается предпламенный процесс, располагается внутри первой камеры сгорания 1 на некотором расстоянии от стенок и имеет кольцеобразную форму. Предпламенный процесс продолжается и внутри цилиндрического газовода 11 (также на некотором расстоянии от стенок газовода), соединяющем первую камеру сгорания 1 со второй камерой сгорания 12, где расположена вторичная зона интенсивного горения. Следует отметить, что в первой камере сгорания 1 и газоводе 11 осуществляются предпламенные процессы, характеризуемые как режимы "холодного" и "голубого" пламени [4] . На входе во вторую камеру сгорания 12 интенсивность закрутки газа снижается, интенсифицируется смешение высокотемпературных продуктов предпламенного процесса из приосевой зоны с топливо-воздушной смесью, сопровождающееся интенсивным догоранием топлива в факеле 14 во вторичной зоне.A device for burning fuel according to the proposed method works as follows. Gaseous fuel is fed to the
Полученный эффект достигается за счет интенсивной закрутки потока воздуха у стенок первой камеры сгорания и стенок газовода, при этом процесс горения в этом слое у стенок не реализуется. Предпламенный процесс осуществляется в приосевой зоне первой камеры сгорания и газовода. Причем из-за высокого градиента давления вдоль радиуса, реализуемого при интенсивной закрутке потока воздуха и топливовоздушной смеси, массообмен между приосевой зоной реакций и пристеночной холодной зоной на длине Lг/dг≤30 практически отсутствует, что обеспечивает интенсивное охлаждение стенок первой камеры сгорания и газовода при локализации предпламенного процесса горения в приосевой зоне. После истечения топливовоздушной смеси и продуктов неполного сгорания во вторую зону закрутка потока резко снижается, реализуется турбулентный массообмен между приосевым слоем предпламенного процесса и периферийным слоем топливовоздушной смеси с интенсивным догоранием последней во второй зоне. Процесс устойчивого воспламенения топливовоздушной смеси в приосевой зоне реализуется при коэффициенте избытка воздуха α=0,6-1,5 в широком диапазоне абсолютных расходов воздуха и топлива.The obtained effect is achieved due to the intensive swirling of the air flow near the walls of the first combustion chamber and the walls of the gas duct, while the combustion process in this layer near the walls is not realized. The pre-flame process is carried out in the axial zone of the first combustion chamber and gas duct. Moreover, due to the high pressure gradient along the radius realized during intensive swirling of the air flow and the air-fuel mixture, mass transfer between the near-axis reaction zone and the near-wall cold zone over a length of L g / d g ≤30 is practically absent, which ensures intensive cooling of the walls of the first combustion chamber and gas duct at localization of the pre-flame combustion process in the axial zone. After the expiration of the air-fuel mixture and incomplete combustion products into the second zone, the swirl of the flow decreases sharply, turbulent mass transfer is realized between the paraxial layer of the pre-flame process and the peripheral layer of the air-fuel mixture with intensive burning of the latter in the second zone. The process of stable ignition of the air-fuel mixture in the axial zone is realized when the coefficient of excess air α = 0.6-1.5 in a wide range of absolute air and fuel consumption.
Цилиндрический газовод 11 в виде трубы может быть прямым (фиг.1) либо изогнутым (фиг. 2) с радиусом изгиба Rг, составляющим не менее 5 диаметров газовода. При этом длина газовода может составлять от 0,5 до 30 его диаметров. Диаметр газовода может составлять от 0,3 до 1,0 диаметра первой камеры сгорания. В указанном диапазоне геометрических параметров газовода при интенсивности закрутки топливовоздушной смеси (ω2•DK)/2g≥104, где ω - угловая скорость закрутки потока, DK - диаметр потока топливовоздушной смеси, g - ускорение свободного падения, устанавливается температура стенок корпуса и газовода, не превышающая 300 К (кривая 1 на фиг.4). На этой же фиг.4 (кривая 3) показано распределение температуры стенок газовода при меньшей интенсивности закрутки при (ω2•DK)/2g≅102 Twmax=1100 K уже на 30-й секунде, при (ω2•DK)/2g≅103-104 Tw=900 K лишь на 60-й секунде(кривая 2).The
Для воспламенения топливовоздушной смеси в предлагаемом устройстве в качестве устройства зажигания использовалась электрическая свеча зажигания, установленная в торце первичной камеры сгорания (см. фиг.1). Однако процесс горения может инициироваться и от вспомогательного устройства зажигания (электрической свечи), расположенной на входе во вторую камеру сгорания (фиг. 1). Завихритель выполнен в виде набора лопаток или цилиндрических каналов с тангенциальным подводом воздуха. To ignite the air-fuel mixture in the proposed device as an ignition device, an electric spark plug installed at the end of the primary combustion chamber was used (see Fig. 1). However, the combustion process can also be initiated from the auxiliary ignition device (electric candle) located at the entrance to the second combustion chamber (Fig. 1). The swirl is made in the form of a set of blades or cylindrical channels with a tangential air supply.
Экспериментальные исследования показали, что при организации процесса горения в предлагаемом устройстве предлагаемым способом в первой камере сгорания и газоводе в предпламенном процессе температура составляет 600-800 К, а на входе второй камеры сгорания (во второй зоне) создается факел горения с температурой 1500-1700 К, который надежно воспламеняет и поддерживает горение топливовоздушной смеси во второй камере сгорания, и при длине газовода, достигающей Lг≤30•dг, установленная температура внутренних стенок первичной камеры сгорания и газовода не превышает 300 К при отсутствии охлаждения элементов конструкции.Experimental studies have shown that when organizing the combustion process in the proposed device by the proposed method in the first combustion chamber and gas duct in a pre-flame process, the temperature is 600-800 K, and at the inlet of the second combustion chamber (in the second zone) a flame is created with a temperature of 1500-1700 K , which reliably ignites and supports combustion of the air-fuel mixture in the second combustion chamber, and with a gas duct length reaching L g ≤30 • d g , the set temperature of the inner walls of the primary combustion chamber and gas gadfly does not exceed 300 K in the absence of cooling of structural elements.
Предлагаемый способ сжигания топлива и организации процесса горения может быть реализован и при изменении соотношения доли топлива, подаваемого до завихрителя G1 к общему расходу топлива Gm в соотношении G1/Gm=1-0. При этом характеристики устройства сжигания топлива практически не изменяются.The proposed method of burning fuel and organizing the combustion process can be implemented by changing the ratio of the proportion of fuel supplied to the swirler G 1 to the total fuel consumption G m in the ratio G 1 / G m = 1-0. In this case, the characteristics of the fuel combustion device are practically unchanged.
Источники информации
1. Авторское свидетельство 1163088. Бюл. 23. 1985.Sources of information
1. Copyright certificate 1163088. Bull. 23. 1985.
2. Авторское свидетельство 1768879. Бюл. 38. 1992 (прототип). 2. Copyright certificate 1768879. Bull. 38. 1992 (prototype).
3. А. Гупта, Д. Лилли, Н. Сайред. Закрученные потоки. М.: Мир, 1987, с. 292, рис. 4.63 (прототип). 3. A. Gupta, D. Lilly, N. Sayred. Swirling threads. M .: Mir, 1987, p. 292, fig. 4.63 (prototype).
4. Соколик А. С. Воспламенение, горение и детонация в газах. М.: Издательство АН СССР, 1960. 4. Sokolik A. S. Ignition, combustion and detonation in gases. M .: Publishing house of the Academy of Sciences of the USSR, 1960.
Claims (5)
S = (ω2•DП)/2g≥104,
где ω - угловая скорость закрутки потока,
DП - диаметр потока топливовоздушной смеси в первой зоне,
g - ускорение свободного падения,
при этом коэффициент избытка воздуха α в первой зоне выбирают в диапазоне
α = GB/(Gm•L0) = 0,6-1,5,
где Gв - расход воздуха через устройство сжигания топлива,
Gm - общий расход топлива через устройство сжигания топлива,
L0 - стехиометрический коэффициент.1. The method of burning fuel, which consists in creating two successively placed zones of formation of the air-fuel mixture with a lack and excess of air by supplying fuel and air, swirling the flow of the air-fuel mixture in the first zone, characterized in that the air and fuel are supplied to the first zone, and part of the fuel served to the swirl, the transportation of the air-fuel mixture from the first zone to the second is provided by its conclusion in a limited space of the gas duct, while swirling the flow of the air-fuel mixture in the first th zone is performed with an intensity of S, defined by the formula
S = (ω 2 • D P ) / 2g≥10 4 ,
where ω is the angular velocity of the flow swirl,
D P - the diameter of the flow of the air-fuel mixture in the first zone,
g is the acceleration of gravity,
the coefficient of excess air α in the first zone is selected in the range
α = G B / (G m • L 0 ) = 0.6-1.5,
where G in - air flow through the device for burning fuel,
G m - total fuel consumption through the device for burning fuel,
L 0 is the stoichiometric coefficient.
dг= (0,3-1,0)DК,
где DК - диаметр первой камеры сгорания, а длину газовода Lг выбирают равной Lг= (0,5-30)dг.3. A device for burning fuel, comprising serially connected first and second combustion chambers, an air supply unit, a fuel supply unit and a swirl connected from the inlet side of the first combustion chamber, an air-fuel mixture ignition device, characterized in that it is provided with an additional fuel supply unit, also connected to the inlet of the first combustion chamber, a gas duct located between the output of the first combustion chamber and the input of the second combustion chamber, made in the form of a pipe segment, the diameter of the gas duct and d 1 is selected in the range
d g = (0.3-1.0) D K ,
where D K is the diameter of the first combustion chamber, and the length of the gas duct L g is chosen equal to L g = (0.5-30) d g .
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2001115872/06A RU2193139C1 (en) | 2001-06-15 | 2001-06-15 | Method of burning fuel and device for realization of this method |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2001115872/06A RU2193139C1 (en) | 2001-06-15 | 2001-06-15 | Method of burning fuel and device for realization of this method |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2193139C1 true RU2193139C1 (en) | 2002-11-20 |
Family
ID=20250604
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2001115872/06A RU2193139C1 (en) | 2001-06-15 | 2001-06-15 | Method of burning fuel and device for realization of this method |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2193139C1 (en) |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2477378C2 (en) * | 2009-10-30 | 2013-03-10 | Цун-Сянь ГО | Device to feed powder fuel into combustion chamber of open-type gas turbine engine |
RU2577426C2 (en) * | 2010-07-07 | 2016-03-20 | Снекма | Ignition procedure for gas turbine engine combustion chamber |
RU2627762C2 (en) * | 2012-02-16 | 2017-08-11 | Ман Трак Унд Бас Аг | Method of internal combustion engine operation |
RU2642715C2 (en) * | 2013-02-20 | 2018-01-25 | ЛА СОВЕРА Хорхе ДЕ | Two-stage vacuum burner |
RU2681549C1 (en) * | 2015-05-11 | 2019-03-11 | Оутотек (Финлэнд) Ой | Nitrogen oxides low emission burning system for granulation plants with mobile grate grasses |
RU191255U1 (en) * | 2019-02-07 | 2019-07-31 | Альгин Виктор Анатольевич | Burner device |
-
2001
- 2001-06-15 RU RU2001115872/06A patent/RU2193139C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2477378C2 (en) * | 2009-10-30 | 2013-03-10 | Цун-Сянь ГО | Device to feed powder fuel into combustion chamber of open-type gas turbine engine |
RU2577426C2 (en) * | 2010-07-07 | 2016-03-20 | Снекма | Ignition procedure for gas turbine engine combustion chamber |
RU2627762C2 (en) * | 2012-02-16 | 2017-08-11 | Ман Трак Унд Бас Аг | Method of internal combustion engine operation |
RU2642715C2 (en) * | 2013-02-20 | 2018-01-25 | ЛА СОВЕРА Хорхе ДЕ | Two-stage vacuum burner |
RU2681549C1 (en) * | 2015-05-11 | 2019-03-11 | Оутотек (Финлэнд) Ой | Nitrogen oxides low emission burning system for granulation plants with mobile grate grasses |
RU191255U1 (en) * | 2019-02-07 | 2019-07-31 | Альгин Виктор Анатольевич | Burner device |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7914280B2 (en) | Combustion method and apparatus | |
US5361586A (en) | Gas turbine ultra low NOx combustor | |
WO1996009494A1 (en) | Ultra low nox burner | |
JPH06235519A (en) | Combustion apparatus for gas turbine | |
KR100679596B1 (en) | Radial inflow dual fuel injector | |
RU2193139C1 (en) | Method of burning fuel and device for realization of this method | |
CA2449501A1 (en) | Cyclone combustor | |
US20030019215A1 (en) | Method for igniting a thermal turbomachine | |
US4606720A (en) | Pre-vaporizing liquid fuel burner | |
US6908298B1 (en) | Air-fuel injection system for stable combustion | |
RU2196940C1 (en) | Method and device for burning fuel | |
RU2121113C1 (en) | Gas turbine combustion chamber | |
RU2227247C2 (en) | Device for fuel combustion | |
RU2230257C2 (en) | Device for burning gaseous fuel | |
SU802707A1 (en) | Gas-mazut flat-flame burner | |
RU2300053C1 (en) | Auxiliary burner device for plasma ignition and stabilization of burning of low reaction black dust fuel of main burners of heat apparatus | |
RU2216689C1 (en) | Burning facility | |
RU2256850C1 (en) | Device for burning fuel | |
SU1280271A1 (en) | Burner | |
RU2106574C1 (en) | Burner assembly | |
SU1502910A1 (en) | Pilot burner | |
RU2118755C1 (en) | Burner | |
SU1709077A1 (en) | Heater | |
RU2062946C1 (en) | Dust-coal burner | |
RU2134842C1 (en) | Burner device |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
HE4A | Notice of change of address of a patent owner | ||
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20090616 |