[go: up one dir, main page]

KR20150065782A - 개선된 작동성을 갖는 방사상 단계식 예혼합 파일럿을 갖는 연소기 - Google Patents

개선된 작동성을 갖는 방사상 단계식 예혼합 파일럿을 갖는 연소기 Download PDF

Info

Publication number
KR20150065782A
KR20150065782A KR1020157011149A KR20157011149A KR20150065782A KR 20150065782 A KR20150065782 A KR 20150065782A KR 1020157011149 A KR1020157011149 A KR 1020157011149A KR 20157011149 A KR20157011149 A KR 20157011149A KR 20150065782 A KR20150065782 A KR 20150065782A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
fuel
injectors
plenum
combustor
longitudinal axis
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.)
Withdrawn
Application number
KR1020157011149A
Other languages
English (en)
Inventor
피터 존 스튜타포드
스티븐 조르겐센
얀 첸
하니 리즈칼라
칼리드 오메조우드
제레미 메터니치
Original Assignee
알스톰 테크놀러지 리미티드
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 알스톰 테크놀러지 리미티드 filed Critical 알스톰 테크놀러지 리미티드
Publication of KR20150065782A publication Critical patent/KR20150065782A/ko
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • 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
    • F23R3/26—Controlling the air flow
    • 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
    • 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
    • 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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/54—Reverse-flow combustion chambers
    • 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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
    • 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 
    • F23C2201/00—Staged combustion
    • F23C2201/20—Burner staging
    • 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
    • F23C2900/06043—Burner staging, i.e. radially stratified flame core burners
    • 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
    • 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
    • F23R2900/00014—Reducing thermo-acoustic vibrations by passive means, e.g. by Helmholtz resonators
    • 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
    • F23R2900/03343—Pilot burners operating in premixed mode

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion Of Fluid Fuel (AREA)
  • Pre-Mixing And Non-Premixing Gas Burner (AREA)
  • Spray-Type Burners (AREA)

Abstract

본 발명은 가스 터빈 연소 시스템에서 연료와 공기의 혼합을 위한 신규 장치와 방법을 개시한다. 혼합기는 오염 방출물을 감축하기 위하여 파일럿 화염의 전단층에 대한 연료 유동을 선택적으로 증가시킬 수 있으면서 연료와 공기의 혼합을 보조한다. 상기 혼합기는 공기의 유동을 방사상 내향으로 연소 시스템 안으로 지향시키고 각각의 방사상으로 배향된 베인(320) 내의 2 세트의 연료 분사기들을 포함한다. 복수의 제 1 연료 분사기들(322)은 복수의 제 2 연료 분사기들(324)과 독립적으로 작동하고 상기 복수의 제 2 연료 분사기들은 결과적 파일럿 화염의 전단층에 대한 연료 유동을 선택적으로 조절하도록 배치된다.

Description

개선된 작동성을 갖는 방사상 단계식 예혼합 파일럿을 갖는 연소기{COMBUSTOR WITH RADIALLY STAGED PREMIXED PILOT FOR IMPROVED OPERABILITY}
본 발명은 일반적으로 가스 터빈 연소기에서 연소 안정성을 개선하고 방출물을 감소시키기 위한 시스템 및 방법에 관한 것이다. 특히, 연소기 예혼합기와 연료 분사 위치에서의 개선이 제공된다.
가스 동력 터빈으로부터 오염 방출물의 양을 감소시키는 노력에서, 정부 관계자들은 질소 산화물(NOx)과 일산화탄소(CO)의 양을 감축하는 다수의 법령을 제정하였다. 낮은 연소 방출물은 종종 더욱 효율적인 연소 공정에 기인할 수 있으며, 특정 연료 분사기 위치와 혼합 유효성과 연관된다.
초기 연소 시스템은 확산형 노즐을 사용하였고, 여기서 연료는 화염 영역에 근접한 확산에 의해서 연료 노즐 외부에서 공기와 혼합된다. 확산형 노즐은 연료와 공기가 적당한 연소기 안정성과 낮은 연소 동력을 유지하기 위하여 고온에서 화학량론으로 연소된다는 사실에 기인하여 큰 방출물을 생산한다.
연소 기술에서의 개선은 예혼합을 활용하여, 연료 및 공기가 연소 전에 혼합되어서 확산형 화염보다 낮은 온도에서 연소되고 낮은 NOx 방출물을 생산하는 균질 혼합물을 형성하는 것이다. 예혼합은 연소 구역의 상류에 있는 동안 연료 노즐 내부에 또는 외부에 발생할 수 있다. 종래 기술의 예혼합 연소기의 예는 도 1에 도시된다. 연소기(8)는 연료를 예혼합 캐비티(19) 안으로 각각 분사하는 복수의 연료 노즐(18)을 구비하고, 상기 예혼합 캐비티에서 연료는 연소 챔버(20)로 진입하기 전에 플리넘(10)으로부터 압축 공기(6)와 혼합된다. 연료와 공기를 연소 전에 함께 예혼합하는 것은 연료와 공기가 더욱 균질한 혼합물을 형성할 수 있게 하고, 이는 더욱 완벽하게 연소하게 해서 결과적으로 낮은 방출물을 얻게 한다. 그러나, 이러한 구성에서, 연료는 연소기의 비교적 동일 평면에서 분사되고, 혼합 길이를 변경하는 것을 통한 임의의 개선 가능성을 차단한다.
예혼합 및 낮은 방출물의 대안 수단은 부하가 증가할 때 개선된 예혼합을 가능하게 하는 다수의 연소 단계들을 통해서 달성될 수 있다. 지금 도 2에 있어서, 종래 기술의 다단계 연소기의 예가 도시된다. 연소기(30)는 벤추리(venturi;33)에 의해서 분리된 제 1 연소 챔버(31)와 제 2 연소 챔버(32)를 가지며, 상기 벤추리는 좁은 목부 영역(34)을 가진다. 연소는 부하 상태에 따라서 제 1 연소 챔버 또는 제 2 연소 챔버 또는 양자의 챔버들 모두에서 발생할 수 있지만, 노즐 영역(35)을 통해서 분사되는 연료가 제 2 연소 챔버(32)에서 연소되기 전에 제 1 연소 챔버(31)에서 압축 공기와 완전하게 혼합될 때 최저의 방출물 수준이 발생된다. 따라서, 벤추리를 갖는 이러한 다단 연소기는 고부하 상태에서 더욱 효과적이다.
가스 터빈 엔진은 다양한 동력 세팅에서 작동하는데 필요하다. 가스 터빈 엔진이 발전기를 구동시키도록 결합되는 경우에, 필요한 엔진 출력은 종종 발전기의 부하량과 상기 발전기에 의해서 생성되어야 하는 동력에 따라서 측정된다. 완전 부하 상태는 발전기로부터 최대 용량 발생이 얻어지는 지점이다. 이는 전기를 발생시키는데 사용되는 랜드 기반 가스 터빈(land-based gas turbine)을 위한 가장 일반적인 작동 지점이다. 그러나, 종종 전기 요구량은 발전기의 완전 용량을 필요로 하지 않고, 작동자는 낮은 부하 세팅에서 엔진을 작동시키기를 원하므로, 단지 요구된 부하만이 생성됨으로써, 연료를 절감하고 작동 비용을 낮출 수 있다. 종래 기술의 연소 시스템은 특히 50% 부하 미만에 있는 낮은 부하 세팅에서 사용할 수 없는 것으로 알려져 있으며, 또한 허용할 수 없는 수준의 NOx와 CO 방출물을 생산한다. 이는 주로 대부분의 연소 시스템들이 높은 부하 상태에서 가장 효율적인 작동을 위해서 단계적으로 형성된다는 사실에 기인한다. 잠재적으로 불안정한 연소 및 높은 방출량의 조합은 종종 엔진 작동자가 종종 낮은 부하 세팅에서 엔진을 작동시키는 것을 방지하여, 엔진이 높은 부하 세팅에서 운영되게 하고, 그에 의해서 추가 연료를 연소시키거나 또는 가동중지하고, 그리고 그에 의해서 부분 부하 요구량으로부터 발생될 수 있는 귀중한 수익을 상실한다.
엔진의 가동중지와 관련된 추가 문제점은 엔진 하드웨어에 의해서 발생되는 추가 사이클이다. 사이클은 일반적으로 엔진이 정상 작동 인벨로프를 통과할 때 규정된다. 엔진 제조업자들은 통상적으로 작동 시간 또는 동등한 작동 사이클의 관점에서 하드웨어 수명을 평가한다. 따라서, 추가 사이클의 부여는 하드웨어 수명을 감소시켜서 엔진 작동자의 경비에서 조기 수리 또는 교체를 필요로 한다. 부분 부하 상태에서 뿐 아니라 완전 부하 상태에서 유익하여, 엔진이 낮은 부하 상태에서 효율적으로 작동할 수 있게 함으로써, 높은 부하 작동이 요구되지 않을 때 폐기 연료를 제거하거나 또는 가중중지일 때 엔진 하드웨어에서 추가 사이클을 부여하지 않은, 화염 안정성과 낮은 방출물을 제공하는 시스템이 필요하다.
본 발명은 다수의 작동 부하 상태들에서 방출물 감축을 달성하기 위하여 연소기로의 연료 유동의 정확한 스테이징과 조합하여 연소 전에 연료 및 공기를 예혼합하기 위한 혼합기를 개시하고 있다. 상기 혼합기는 파일럿 화염의 주변층으로의 연료 유동을 선택적으로 증가시키도록 작동함으로써, 연소기 안으로 분사된 다른 연료의 점화에서 사용하기 위한 파일럿 화염의 안정성을 증가시킨다. 더욱 구체적으로, 본 발명의 실시예에서, 가스 터빈 연소기를 위한 예혼합기가 개시되어 있다. 예혼합기는 내부에 수용된 다수의 연료 플리넘들을 갖는 단부 커버와 방사상 유입 스월러를 포함한다. 방사상 유입 스월러는 연소기의 길이방향 축에 대한 적어도 부분적으로 직각으로 배향된 복수의 베인들을 포함한다. 복수의 베인들은 단부 커버의 다수의 연료 플리넘들과 유체 교통하는 복수의 연료 분사기들을 각각 구비한다. 상기 예혼합기는 내벽과 외벽을 추가로 포함하고, 상기 내벽 및 외벽은 모두 길이방향 축과 일반적으로 직각인 방향으로부터 연장되고 길이방향 축과 일반적으로 평행한 방향으로 변이된다.
본 발명의 대안 실시예에 있어서, 가스 터빈 연소기에서 파일럿 화염을 조율하는 방법이 개시되어 있다. 본 방법은 다수의 연료 플리넘들과 상기 플리넘으로부터 연료를 유동시키기 위한 통로를 구비한 연소기를 위한 커버를 제공하는 단계를 포함한다. 본 방법은 또한 상기 커버에 결합되고 연소기 축에 대해서 일반적인 방사상 방향으로 배향된 복수의 베인들을 구비한 방사상 유입 스월러를 제공하고 각각의 베인은 제 1 연료 플리넘 및 제 2 연료 플리넘과 유체 교통하는 연료 분사기들을 갖는 복수의 연료 분사기들을 구비하고 상기 제 2 연료 플리넘으로부터의 연료는 각각의 베인 내의 연료 분사기들에 대한 연료의 방사상 스테이징을 제공하기 위하여 제 1 연료 플리넘으로부터의 연료와 독립적으로 제어된다.
본 발명의 다른 실시예에서, 연소기 주요 연료 분사기들의 점화를 개선하는 연소 시스템의 작동 방법이 개시된다. 본 방법은 주요 연소기 화염이 연료 분사기들의 주요 세트로부터 연료의 분사 시에 더욱 용이하게 태워질 수 있도록 제 2 세트의 연료 분사기들을 통한 연료 분사를 통하여 파일럿 화염의 전단층에 대한 연료/공기비를 증가시키는 방식을 제공한다.
본 발명의 예혼합기는 연소기 케이싱 내에 위치하고, 연소기는 길이방향 축을 가지며 상기 케이싱은 엔진 압축기와 유체 교통한다. 본 발명의 실시예에서, 예혼합기는 주요 세트의 연료 분사기들에 의해서 분사된 연료를 점화시키기 위해 전단층에서 연료/공기 혼합물을 조절하도록 계단식 연료 분사를 갖는 복수의 연료 분사기들을 구비하는 방사상 유입 스월러를 포함한다.
본 발명의 추가 장점 및 형태들은 하기 설명에서 부분적으로 기술될 것이고, 당업자가 하기 기술을 검토할 때 부분적으로 명확해지거나 또는 본 발명의 실습으로부터 학습될 것이다. 본 발명은 이제 첨부된 도면을 참조하여 기술될 것이다.
본 발명은 첨부된 도면을 참조하여 하기에 기술된다.
도 1은 종래 기술의 가스 터빈 연소 시스템의 단면도이다.
도 2는 종래 기술의 대안 가스 터빈 연소 시스템의 단면도이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 연소 시스템의 단면도이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 연소 시스템의 일부의 사시도이다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 도 4의 연소 시스템의 일부의 단면도이다.
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 도 4의 연소 시스템의 일부의 단부도이다.
도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 도 3의 연소 시스템의 단부 커버와 스월러 부분의 단면도이다.
도 8은 본 발명의 일 실시예에 따른 도 7에 도시된 단부 커버의 일부와 스월러의 상세 단면도이다.
도 9는 본 발명의 일 실시예에 따른 연소 시스템의 작동 공정을 도시하는 도면이다.
참고로, 본원은 미국 특허 제 6,935,116 호, 제 6,986,254 호, 제 7,137,256 호, 제 7,237,384 호, 제 7,308,793 호, 제 7,513,115 호, 및 제 7,677,025 호의 요지를 합체한다.
본 발명의 양호한 실시예는 특히 도 3 내지 도 9를 참조하여 상세하게 기술될 것이다. 지금 도 3에 있어서, 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈 연소 시스템(300)이 도시된다. 연소 시스템(300)은 케이싱(미도시)에 장착되고, 상기 케이싱은 압축기로부터 압축 공기를 받기 위해 엔진의 압축기 플리넘에 결합되어 있다.
연소 시스템(300)은 길이방향 축(A-A) 주위로 연장되고 연소 라이너(304)의 외면을 따라서 소정량의 압축기 공기를 지향시키기 위한 유동 슬리브(302)를 포함한다. 주요 연료 분사기(306)는 연소 라이너(304)의 방사상 외향에 배치되고 연소 라이너(304)로 진입하기 전에 연소 라이너(304)의 외면의 일부를 따른 압축 공기와 혼합하기 위해 연료 공급부를 제공하도록 설계된다.
연소 시스템을 위하여 파일럿 화염을 제공하고 유지하기 위한 파일럿 연료 노즐(308)은 일반적으로 길이방향 축(A-A)을 따라 연장된다. 파일럿 화염은 연소 시스템(300)의 연료 분사기들의 다수의 단계들을 점화, 지지 및 유지하는데 사용된다.
도 3 내지 도 5에 있어서, 연소 시스템(300)은 또한 방사상 단계식 예혼합기(310)를 포함한다. 도 4는 방사상 예혼합기(310)의 사시도를 도시하고 도 5는 방사상 예혼합기(310)의 단면도를 도시한다. 예혼합기(310)는 연소 시스템(300)의 길이방향 축(A-A) 주위로 연장되는 제 1 연료 플리넘(314)과 상기 제 1 연료 플리넘(314)의 방사상 외향에 배치되고 상기 제 1 연료 플리넘(314)과 동심인 제 2 연료 플리넘(316)을 구비하는 단부 커버(312)를 포함한다.
방사상 단계식 예혼합기(310)는 또한 연소 시스템(300)의 길이방향 축(A-A)에 대해서 적어도 부분적인 방사상 구성요소를 갖는 방향으로 배향된 복수의 베인(320)을 포함하는 방사상 유입 스월러(318)를 포함한다. 방사상 배향은 기류를 연소 시스템(300)의 외부 부분으로부터 연소기의 내향 안으로 그리고 길이방향 축(A-A)을 향하여 지향시키도록 작용한다. 베인(320)은 또한 도 6의 스월러(318)에 의해서 제시된 것들에 대해서 원주방향 각도를 가진다. 베인(320)의 원주방향 각도는 연료와 공기의 혼합을 개선하기 위하여 방사상 내향 유동에 대하여 각도 모멘텀을 부여하는 것을 보조하도록 작용한다. 도 4와 도 6 내지 도 8에 도시된 베인(320)은 일반적으로 직사각형 단면을 가진다. 그러나, 베인(320)은 방사상 단계식 예혼합기, 연료 통로 및 제조 기술의 기하학적 형태에 따라서 날개형 단면과 같은 상이한 단면을 가질 수 있다.
지금 도 7과 도 8에 있어서, 스월러(318)의 복수의 베인(320)은 복수의 제 1 연료 분사기(322)와 복수의 제 2 연료 분사기(324)를 각각 구비한다. 즉, 도 7과 도 8에 도시된 본 발명의 실시예에 대한, 각각의 베인(320)은 3개의 연료 분사기(322)와 제 2 연료 분사기(324)를 각각 구비한다. 복수의 제 1 연료 분사기(322)는 제 1 통로(323)를 통하여 단부 커버(312)에 있는 제 1 연료 플리넘(314)과 유체 교통하고 복수의 제 2 연료 분사기(324)는 제 2 통로(325)를 통하여 제 2 연료 플리넘(316)과 유체 교통한다. 여기서, 각각의 베인(320)에 의해서 분사된 연료량은 제 1 분사기(322)와 제 2 분사기(324)를 통해서 독립적으로 제어될 수 있다.
도 7과 도 8에 개시된 본 발명의 실시예에서, 제 1 통로(323)는 일반적으로 길이방향 축(A-A)과 평행하고, 제 2 통로(325)는 길이방향 축(A-A)에 대해서 일정 각도로 배향된다. 제 1 통로(323)와 제 2 통로(325)의 정확한 배향은 단부 커버(312)와 방사상 유입 스월러(318)의 크기 및 형상에 따라 변화될 수 있다.
복수의 제 1 연료 분사기(322)와 복수의 제 2 연료 분사기(324)의 정확한 크기 및 간격은 분사될 연료량에 따라 변화될 수 있다. 도 8에 도시된 실시예에 대해서, 분사기 구멍은 일반적으로 베인(320)의 출구 평면에 대해서 직각이다. 분사기 구멍(322,324)의 직경은 변화될 수 있지만, 일반적으로 대략 0.030 인치 내지 0.200 인치의 범위이다.
방사상 유입 스월러(318)는 초기에 일반적으로 길이방향 축(A-A)에 직각인 방향으로 인접한 복수의 베인(320)으로부터 연장됨으로써, 예혼합 통로(330)를 형성하는 한쌍의 벽들을 추가로 포함한다. 벽들의 쌍은 내벽(332)과 외벽(334)을 포함하고, 외벽(334)은 내벽(332)으로부터 베인(320)의 축방향 길이와 대략 동일한 거리 만큼 이격된다. 내벽(332)과 외벽(334)은 일반적으로 길이방향 축(A-A)과 평행한 방향을 향하여 변이된다. 도 5에 도시된 실시예에 대해서, 내벽(332)과 외벽(334)에 의해서 형성된 예혼합 통로(330)는 일반적으로 일정한 단면을 유지하고 복수의 베인(320)으로부터의 연료가 주위 기류와 혼합될 수 있는 영역을 제공한다. 내벽(332)은 필수적으로 단부 커버(312)의 일부와 파일러 노즐에 의해서 형성되고 외벽(334)은 형성된 시트 금속으로 제조된다. 그러나, 내벽(332)과 외벽(334)은 각각 단부 커버(312)로부터 분리될 수 있고 예혼합 통로(330)의 기하학적 형태는 또한 필요한 연료/공기비를 연소 시스템(300)에 제공하도록 요구될 때 변화될 수 있다.
본 발명은 연소 시스템을 위한 주요 분사기들의 점화를 개선하는 방식으로 작동가능한 연소 시스템을 제공한다. 도 9에 있어서, 주요 세트의 분사기들의 점화를 개선하는 연소 시스템의 작동 방법(900)이 제공된다.
단계(902)에서, 연료 유동은 통과 기류와 혼합되기 위하여 제 1 연료 플리넘으로부터 방사상 유입 스월러의 제 1 세트의 연료 분사기를 통해서 제공된다. 연료/공기 혼합물은 예혼합 통로를 통해서 이동하고 연소 챔버 안으로 방출되며, 단계(904)에서, 파일럿 화염은 연소기의 길이방향 축을 따라 형성된다. 파일럿 화염은 방사상 유입 스월러로부터의 연료에 의해서 지지된다.
당업자가 이해하는 바와 같이, 화염은 본질적으로 전단층을 수용한다. 일반적으로 말하자면, 전단층 또는 경계층은 상당한 속도 구배가 있는 유동 영역이다. 화염의 전단층은 화염의 최외측 에지와 비가연성 또는 인접 화염 사이의 공유 영역이다.
단계(906)에서, 제 2 플리넘으로부터의 연료는 방사상 유입 스월러의 제 2 세트의 연료 분사기를 통해서 지향된다. 연료 공급부를 스월러의 각각의 베인에 있는 제 2 분사기로 지향시킴으로써, 추가 연료는 통로 외벽에 인접한 예혼합 통로의 방사상 최외측 영역으로 지향되므로, 연료/공기비가 국부적으로 증가하도록 전단층을 따라서 연료량을 증가시킨다. 작동 시에, 연료가 제 2 분사기로 공급될 때, 이는 방사상 유입 스월러의 단지 제 1 세트의 연료 분사기를 통해서 흐르는 연료 유동량에 대해서 대략 5% 내지 50% 만큼의 연료 유동 증가를 나타낸다.
단계(908)에서, 연료는 주요 세트의 연료 분사기에 제공된다. 도 3에 도시된 본 발명의 실시예에 대해서, 주요 세트의 연료 분사기는 상류 연료 유동을 통과하는 공기 스트림 안으로 분사하기 위하여 연소 라이너(304) 주위에 배치된 한 세트의 환형 연료 분사기를 포함한다. 주요 분사기들로부터의 연료는 파일럿 화염의 결과로서 점화되고, 전단층을 개선하며 단계(910)에서 주요 연소기 화염을 형성한다.
본 발명의 결과로서, 주요 세트의 연료 분사기로부터의 연료 점화는 파일럿 화염의 전단층의 연료/공기비를 제어하는 능력으로 인하여 더욱 용이하게 신뢰성있게 이루어질 수 있다. 특히, 예혼합 통로에 있는 최외측 방사상 위치에서 연료 공급을 국부적으로 증가시킴으로써, 결과적 파일럿 화염의 전단층에 있는 연료 농도는 증가한다. 결과적으로, 농후 전단층은 다량의 에너지에 대한 필요성 없이도, 주요 분사기들이 더욱 용이하고 신뢰성있게 점화될 수 있게 하고, 이는 결과적으로 주요 연료 분사기들의 점화 중에 변화 수준이 낮아지게 한다.
전단층에 대한 연료 유동을 국부적으로 풍부하게 할 수 있는 추가 장점은 주요 분사기에 의해서 분사되는 안정된 연료의 점화 공정을 유지하는 능력이다. 즉, 예혼합 연소 시스템에서, 연료 유동 수준은 방출물을 감소시키기 위하여 기존에 가능한 희박으로 유지된다. 선택적인 시간 주기 중에 전단층에 연료를 국부적으로 추가함으로써, 더욱 농후한 연료 혼합물이 형성되고, 그에 의해서 전단층 영역에서 연료/공기비를 증가시킨다. 더욱 농후한 연료 혼합물은 점화를 위한 더욱 양호한 조건을 제공하여서 발생될 화염의 안정성을 증가시킨다. 일단 화염이 점화되면, 그때 연료 농후성의 수준은 화염의 안정성을 손상시키지 않고 희박 혼합물로 감소될 수 있다.
본 발명의 방사상 연료 스테이징을 통해 인식된 또다른 장점은 연소 소음에 대한 것이다. 연소 소음은 연소 공정의 부산물이다. 특히, 연소 공정에서 변동량은 소리를 발생시키는 열 방출량에서 불안정성을 발생시킨다. 연소 소음은 또한 불안정한 연소로 인하여 온도의 균일성에 의해서도 발생한다. 통상적으로, 희박 연료 공기 혼합물로부터 발생되는 희박 화염 또는 화염은 일반적으로 더욱 낮은 수준의 연료로 인한 변동 및 불안정성의 경향을 가진다. 화염의 전단층 영역은 통상적으로 연료/공기 혼합물 조절에 민감하다. 전단층에 대한 연료 유동을 조절함으로써, 전단층에서 연료/공기 혼합물은 더욱 연료 농후 또는 연료 희박이고, 이는 연소 불안정성을 감소시키기 위한 효과적인 조치일 수 있다.
예를 들어, 본 발명의 실시예에 대해서, 파일럿 화염의 전단층에 제공된 추가 연료 없는 본원에 개시된 연소 공정과 관련된 소음 수준은 결과적으로 임의의 변이 작동 조건에서 일반적으로 높은 소음 압력 수준을 나타낸다. 그러나, 전단층에 제공된 추가 연료에 의한, 시험은 동일한 변이 작동 조건 중에 대략 33%로 감소된 연소 소음 수준을 나타내었다.
본 발명은 현재 양호한 실시예로서 공지된 것에 기술되었지만, 본 발명은 개시된 실시예에 국한되지 않고 오히려 하기 청구범위의 범주 내에서 다양한 변형 및 동등 배열을 포괄하도록 의도된다. 본 발명은 특정 실시예에 관하여 기술되었지만, 이는 제한적이기보다 예시적인 것으로 의도된 것이다. 경질 금속면보다 슈라우드 면의 가공 및 경질 금속면의 마모를 유도하는 동작과 같은, 필요한 동작과 대안 실시예는 그 범주에서 이탈하지 않고 본 발명이 속하는 당업자에게는 자명한 사실이다.
상술한 설명으로부터, 본 발명은 시스템 및 방법에 명확하고 내재되는 다른 장점과 함께 상술한 모든 목표 및 목적을 달성하기에 적합한 것임을 알 수 있다. 임의의 형태와 하위 조합들도 활용되고 다른 형태와 하위 조합들을 참조하지 않고 사용될 수 있다는 것을 이해할 것이다. 이는 청구범위의 범주에 의해서 그리고 그 안에서 고려된다.

Claims (20)

  1. 가스 터빈 연소기를 위한 방사상 단계식 예혼합기에 있어서,
    상기 연소기의 길이방향 축 주위로 연장되는 제 1 연료 플리넘과 상기 제 1 연료 플리넘의 방사상 외향으로 위치한 제 2 연료 플리넘을 구비하는 단부 커버; 및 방사상 유입 스월러(swirler)를 포함하고,
    상기 방사상 유입 스월러는: 적어도 부분적인 방사상 구성요소를 구비하도록 배향된 복수의 베인들로서, 연료-공기 혼합물을 상기 연소기 안으로 방사상 내향으로 지향시키고, 상기 제 1 연료 플리넘과 유체 교통하는 복수의 제 1 연료 분사기들과 상기 제 2 연료 플리넘과 유체 교통하는 복수의 제 2 연료 분사기들을 구비하는, 상기 복수의 베인들; 상기 길이방향 축과 일반적으로 직각인 방향으로 인접한 상기 복수의 베인들로부터 연장되고 상기 길이방향 축과 일반적으로 평행인 방향을 향하여 변이되는 내벽; 및 상기 내벽으로부터 일정 거리를 두고 이격된 외벽으로서 또한 상기 길이방향 축과 일반적으로 직각인 방향으로 인접한 상기 복수의 베인들로부터 연장되고 상기 길이방향 축과 일반적으로 평행인 방향으로 향하여 변이되어서, 외벽이 상기 내벽으로부터 일반적으로 오프셋됨으로써, 상기 내벽과 상기 외벽 사이에 예혼합 통로를 형성하는, 상기 외벽을 포함하는, 방사상 단계식 예혼합기.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 2 연료 플리넘은 상기 제 1 연료 플리넘과 동심인, 방사상 단계식 예혼합기.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 복수의 베인들은 일반적인 직사각형 단면을 각각 구비하는, 방사상 단계식 예혼합기.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 복수의 베인들은 또한 상기 길이방향 축에 대해서 접선방향으로 배향되는, 방사상 단계식 예혼합기.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 복수의 제 1 연료 분사기들은 일반적으로 상기 길이방향 축을 따라서 파일럿 화염(pilot flame)을 형성하는 연료를 제공하는, 방사상 단계식 예혼합기.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 복수의 제 2 연료 분사기들은 주요 연소기 화염을 형성하기 위하여 상기 길이방향 축으로부터 방사상 외향으로 배치된 전단층(shear layer)에 연료를 제공하는, 방사상 단계식 예혼합기.
  7. 제 1 항에 있어서,
    상기 단부 커버로부터 연료의 대략 5% 내지 50%가 상기 복수의 제 2 연료 분사기들을 통과하는, 방사상 단계식 예혼합기.
  8. 제 1 항에 있어서,
    상기 복수의 제 1 연료 분사기들과 상기 복수의 제 2 연료 분사기들은 대략 0.030 내지 0.200 인치의 직경을 갖는, 방사상 단계식 예혼합기.
  9. 제 1 항에 있어서,
    상기 복수의 베인들은 날개형 단면을 갖는, 방사상 단계식 예혼합기.
  10. 가스 터빈 연소기에서 파일럿 화염을 조율하는 방법에 있어서,
    제 1 연료 플리넘, 상기 제 1 연료 플리넘의 방사상 외향에 있는 제 2 연료 플리넘과, 상기 제 1 연료 플리넘 및 상기 제 2 연료 플리넘으로부터 연료를 유동시키기 위한 통로들을 구비하는 상기 가스 터빈 연소기용 커버를 제공하는 단계; 상기 커버에 결합된 방사상 유입 스월러를 제공하는 단계로서, 상기 스월러는: 상기 연소기의 길이방향 축에 대한 일반적인 방사상 방향으로 배향된 복수의 베인들로서, 각각의 베인이 상기 제 1 연료 플리넘 및 상기 제 2 연료 플리넘과 유체 교통하는 복수의 연료 분사기들을 구비하는, 상기 복수의 베인들; 초기에 상기 길이방향 축과 일반적으로 직각인 방향으로 근위의 상기 복수의 베인들로부터 연장되고 상기 길이방향 축과 일반적으로 평행인 방향으로 연장되게 변이되는 내벽; 및 상기 내벽으로부터 일정 거리를 두고 이격된 외벽으로서, 또한 초기에 상기 길이방향 축과 일반적으로 직각인 방향으로 근위의 상기 복수의 베인들로부터 연장되고 상기 길이방향 축과 일반적으로 평행인 방향으로 연장되게 변이되어서, 상기 외벽이 상기 내벽으로부터 오프셋됨으로써, 상기 내벽과 상기 외벽 사이에 예혼합 통로를 형성하는, 상기 외벽을 포함하는 상기 방사상 유입 스월러를 제공하는 단계를 포함하고, 상기 제 2 연료 플리넘으로부터의 연료는 상기 연소기의 길이방향 축 주위에 있는 전단층으로의 연료 유동을 조절하기 위해 상기 연료 분사기들로 연료의 방사상 스테이징(radial staging)을 제공하도록 상기 제 1 연료 플리넘으로부터의 연료와 독립적으로 제어되는, 파일럿 화염의 조율 방법.
  11. 제 10 항에 있어서,
    상기 제 1 연료 플리넘과 상기 제 2 연료 플리넘은 독립적으로 조절된 가스 연료의 유동을 상기 복수의 스월러들 안으로 각각 공급하는, 파일럿 화염의 조율 방법.
  12. 제 10 항에 있어서,
    상기 제 2 연료 플리넘은 상기 제 1 연료 플리넘과 동심인, 파일럿 화염의 조율 방법.
  13. 제 10 항에 있어서,
    상기 복수의 베인들은 통과하는 기류에 소용돌이를 부여하는, 파일럿 화염의 조율 방법.
  14. 제 10 항에 있어서,
    각각의 베인은 상기 제 1 연료 플리넘으로부터 연료를 분사하기 위한 복수의 연료 분사기들과 상기 제 2 연료 플리넘으로부터 연료를 분사하기 위한 단일 연료 분사기를 구비하는, 파일럿 화염의 조율 방법.
  15. 연소기 주요 연료 분사기들의 점화를 개선하는 연소 시스템의 작동 방법에 있어서,
    제 1 연료 플리넘으로부터 그리고 통과 기류와 혼합하기 위하여 방사상 유입 스월러의 제 1 세트의 연료 분사기들을 통해서 연료 유동을 제공하는 단계; 상기 방사상 유입 스월러로부터 연료가 공급되는 연소기 내의 파일럿 화염과 상기 파일럿 화염에 인접한 전단층을 형성하는 단계; 상기 파일럿 화염에 인접한 상기 전단층에서 연료/공기비를 증가시키기 위하여 제 2 연료 플리넘으로부터 그리고 상기 방사상 유입 스월러의 제 2 세트의 연료 분사기들을 통해서 연료를 제공하는 단계; 주요 세트의 연료 분사기들에 연료를 제공하는 단계; 그리고 상기 파일럿 화염에 의해서 상기 주요 세트의 분사기들로부터 상기 연료의 점화를 통해서 주요 연소기 화염을 형성하는 단계를 포함하는, 연소 시스템의 작동 방법.
  16. 제 15 항에 있어서,
    상기 파일럿 화염은 일반적으로 상기 연소기의 길이방향 축을 따라서 형성되는, 연소 시스템의 작동 방법.
  17. 제 15 항에 있어서,
    상기 제 1 연료 분사기들은 각각의 스월러에서 하나 이상의 축방향으로 이격된 구멍들로 구성되는, 연소 시스템의 작동 방법.
  18. 제 17 항에 있어서,
    상기 제 2 연료 분사기들은 상기 제 1 연료 분사기들과 상기 스월러의 단부 사이에 위치한 하나 이상의 구멍들로 구성되는, 연소 시스템의 작동 방법.
  19. 제 15 항에 있어서,
    주요 연소기 화염을 형성할 때, 상기 주요 세트의 분사기들이 상기 제 1 세트 및 제 2 세트의 분사기들 모두를 통해서 분사된 연료와 동시에 주위 기류 안으로 연료를 통과시키는, 연소 시스템의 작동 방법.
  20. 제 19 항에 있어서,
    상기 주요 연소기 화염은 상기 주요 분사기들로부터의 연료가 상기 제 1 및 제 2 연료 분사기들 모두를 통해서 분사된 상기 연료에 의해서 발생된 상기 파일럿 화염의 개선된 전단층과 혼합될 때 발생하는 반응에 의해서 점화되는, 연소 시스템의 작동 방법.
KR1020157011149A 2012-10-01 2013-09-30 개선된 작동성을 갖는 방사상 단계식 예혼합 파일럿을 갖는 연소기 Withdrawn KR20150065782A (ko)

Applications Claiming Priority (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US201261708323P 2012-10-01 2012-10-01
US61/708,323 2012-10-01
US14/038,029 2013-09-26
US14/038,029 US20140090396A1 (en) 2012-10-01 2013-09-26 Combustor with radially staged premixed pilot for improved
PCT/US2013/062678 WO2014099090A2 (en) 2012-10-01 2013-09-30 Combustor with radially staged premixed pilot for improved operability

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR20150065782A true KR20150065782A (ko) 2015-06-15

Family

ID=50383939

Family Applications (3)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020157011468A Active KR102145175B1 (ko) 2012-10-01 2013-09-30 프레임시트 연소기 돔부
KR1020157011452A Withdrawn KR20150065819A (ko) 2012-10-01 2013-09-30 멀티 스테이지 연소기용 유동 분할기 기구
KR1020157011149A Withdrawn KR20150065782A (ko) 2012-10-01 2013-09-30 개선된 작동성을 갖는 방사상 단계식 예혼합 파일럿을 갖는 연소기

Family Applications Before (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020157011468A Active KR102145175B1 (ko) 2012-10-01 2013-09-30 프레임시트 연소기 돔부
KR1020157011452A Withdrawn KR20150065819A (ko) 2012-10-01 2013-09-30 멀티 스테이지 연소기용 유동 분할기 기구

Country Status (9)

Country Link
US (4) US20140090400A1 (ko)
EP (3) EP2904328A2 (ko)
JP (3) JP6324389B2 (ko)
KR (3) KR102145175B1 (ko)
CN (3) CN104685297B (ko)
CA (3) CA2885050A1 (ko)
MX (3) MX2015003101A (ko)
SA (1) SA515360205B1 (ko)
WO (4) WO2014099090A2 (ko)

Families Citing this family (35)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10060630B2 (en) 2012-10-01 2018-08-28 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Flamesheet combustor contoured liner
US9897317B2 (en) 2012-10-01 2018-02-20 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Thermally free liner retention mechanism
US10378456B2 (en) 2012-10-01 2019-08-13 Ansaldo Energia Switzerland AG Method of operating a multi-stage flamesheet combustor
US20140090400A1 (en) 2012-10-01 2014-04-03 Peter John Stuttaford Variable flow divider mechanism for a multi-stage combustor
US9366438B2 (en) * 2013-02-14 2016-06-14 Siemens Aktiengesellschaft Flow sleeve inlet assembly in a gas turbine engine
US9671112B2 (en) * 2013-03-12 2017-06-06 General Electric Company Air diffuser for a head end of a combustor
US11384939B2 (en) * 2014-04-21 2022-07-12 Southwest Research Institute Air-fuel micromix injector having multibank ports for adaptive cooling of high temperature combustor
US10267523B2 (en) * 2014-09-15 2019-04-23 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Combustor dome damper system
WO2016057009A1 (en) 2014-10-06 2016-04-14 Siemens Aktiengesellschaft Combustor and method for damping vibrational modes under high-frequency combustion dynamics
KR102405991B1 (ko) * 2014-11-21 2022-06-10 에이치2 아이피 유케이 리미티드 화염시트 연소기 윤곽형 라이너
EP3026347A1 (en) * 2014-11-25 2016-06-01 Alstom Technology Ltd Combustor with annular bluff body
EP3026346A1 (en) * 2014-11-25 2016-06-01 Alstom Technology Ltd Combustor liner
JP6484126B2 (ja) * 2015-06-26 2019-03-13 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン燃焼器
US10571128B2 (en) * 2015-06-30 2020-02-25 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Gas turbine fuel components
WO2017002076A1 (en) 2015-06-30 2017-01-05 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Gas turbine control system
CN107923618B (zh) 2015-06-30 2021-02-26 安萨尔多能源英国知识产权有限公司 燃气轮机燃料构件
US9976746B2 (en) * 2015-09-02 2018-05-22 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
US10024539B2 (en) * 2015-09-24 2018-07-17 General Electric Company Axially staged micromixer cap
US20170227225A1 (en) * 2016-02-09 2017-08-10 General Electric Company Fuel injectors and methods of fabricating same
US10228136B2 (en) * 2016-02-25 2019-03-12 General Electric Company Combustor assembly
JP6768306B2 (ja) * 2016-02-29 2020-10-14 三菱パワー株式会社 燃焼器、ガスタービン
DE102016107207B4 (de) * 2016-03-17 2020-07-09 Eberspächer Climate Control Systems GmbH & Co. KG Brennstoffgasbetriebenes Fahrzeugheizgerät
US10502425B2 (en) * 2016-06-03 2019-12-10 General Electric Company Contoured shroud swirling pre-mix fuel injector assembly
CN108869041B (zh) * 2017-05-12 2020-07-14 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 用于燃气轮机的前端转向勺状件
EP3406974B1 (en) * 2017-05-24 2020-11-11 Ansaldo Energia Switzerland AG Gas turbine and a method for operating the same
US10598380B2 (en) * 2017-09-21 2020-03-24 General Electric Company Canted combustor for gas turbine engine
US10941939B2 (en) 2017-09-25 2021-03-09 General Electric Company Gas turbine assemblies and methods
US11002193B2 (en) 2017-12-15 2021-05-11 Delavan Inc. Fuel injector systems and support structures
US10935245B2 (en) 2018-11-20 2021-03-02 General Electric Company Annular concentric fuel nozzle assembly with annular depression and radial inlet ports
US11156360B2 (en) 2019-02-18 2021-10-26 General Electric Company Fuel nozzle assembly
CN113154454B (zh) * 2021-04-15 2022-03-25 中国航发湖南动力机械研究所 火焰筒的大弯管及其组装方法、火焰筒
CN113251440B (zh) * 2021-06-01 2021-11-30 成都中科翼能科技有限公司 一种用于燃气轮机的多级分区式燃烧结构
US11859819B2 (en) 2021-10-15 2024-01-02 General Electric Company Ceramic composite combustor dome and liners
US12247741B2 (en) 2021-11-03 2025-03-11 Power Systems Mfg., Llc Multitube pilot injector having a split airflow for a gas turbine engine
US20230228420A1 (en) * 2022-01-19 2023-07-20 General Electric Company Radial-radial-axial swirler assembly

Family Cites Families (69)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2457157A (en) 1946-07-30 1948-12-28 Westinghouse Electric Corp Turbine apparatus
US3759038A (en) 1971-12-09 1973-09-18 Westinghouse Electric Corp Self aligning combustor and transition structure for a gas turbine
JPS5628446Y2 (ko) * 1977-05-17 1981-07-07
US4735052A (en) 1985-09-30 1988-04-05 Kabushiki Kaisha Toshiba Gas turbine apparatus
US4910957A (en) 1988-07-13 1990-03-27 Prutech Ii Staged lean premix low nox hot wall gas turbine combustor with improved turndown capability
US4928481A (en) 1988-07-13 1990-05-29 Prutech Ii Staged low NOx premix gas turbine combustor
JP2544470B2 (ja) 1989-02-03 1996-10-16 株式会社日立製作所 ガスタ―ビン燃焼器及びその運転方法
IL93630A0 (en) * 1989-03-27 1990-12-23 Gen Electric Flameholder for gas turbine engine afterburner
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
US5676538A (en) * 1993-06-28 1997-10-14 General Electric Company Fuel nozzle for low-NOx combustor burners
JP3435833B2 (ja) * 1993-09-17 2003-08-11 株式会社日立製作所 燃焼器
GB2284884B (en) * 1993-12-16 1997-12-10 Rolls Royce Plc A gas turbine engine combustion chamber
US5452574A (en) 1994-01-14 1995-09-26 Solar Turbines Incorporated Gas turbine engine catalytic and primary combustor arrangement having selective air flow control
JP2950720B2 (ja) 1994-02-24 1999-09-20 株式会社東芝 ガスタービン燃焼装置およびその燃焼制御方法
DE4416650A1 (de) 1994-05-11 1995-11-16 Abb Management Ag Verbrennungsverfahren für atmosphärische Feuerungsanlagen
JPH09119641A (ja) * 1995-06-05 1997-05-06 Allison Engine Co Inc ガスタービンエンジン用低窒素酸化物希薄予混合モジュール
JP3427617B2 (ja) * 1996-05-29 2003-07-22 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器
WO1999006767A1 (de) 1997-07-31 1999-02-11 Siemens Aktiengesellschaft Brenner
US5983642A (en) 1997-10-13 1999-11-16 Siemens Westinghouse Power Corporation Combustor with two stage primary fuel tube with concentric members and flow regulating
EP0931979A1 (de) * 1998-01-23 1999-07-28 DVGW Deutscher Verein des Gas- und Wasserfaches -Technisch-wissenschaftliche Vereinigung- Vorrichtung zur Unterdrückung von Flammen-/Druckschwingungen bei einer Feuerung insbesondere einer Gasturbine
US6125624A (en) * 1998-04-17 2000-10-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Anti-coking fuel injector purging device
JP2000018585A (ja) * 1998-06-29 2000-01-18 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 複合材の触媒を用いた低ＮＯｘ燃焼器
JP3364169B2 (ja) * 1999-06-09 2003-01-08 三菱重工業株式会社 ガスタービン及びその燃焼器
GB0019533D0 (en) 2000-08-10 2000-09-27 Rolls Royce Plc A combustion chamber
US6675583B2 (en) * 2000-10-04 2004-01-13 Capstone Turbine Corporation Combustion method
DE10056124A1 (de) 2000-11-13 2002-05-23 Alstom Switzerland Ltd Brennersystem mit gestufter Brennstoff-Eindüsung und Verfahren zum Betrieb
US7093445B2 (en) * 2002-05-31 2006-08-22 Catalytica Energy Systems, Inc. Fuel-air premixing system for a catalytic combustor
US6915636B2 (en) * 2002-07-15 2005-07-12 Power Systems Mfg., Llc Dual fuel fin mixer secondary fuel nozzle
US6935116B2 (en) 2003-04-28 2005-08-30 Power Systems Mfg., Llc Flamesheet combustor
US6986254B2 (en) 2003-05-14 2006-01-17 Power Systems Mfg, Llc Method of operating a flamesheet combustor
US6996991B2 (en) * 2003-08-15 2006-02-14 Siemens Westinghouse Power Corporation Fuel injection system for a turbine engine
US7163392B2 (en) * 2003-09-05 2007-01-16 Feese James J Three stage low NOx burner and method
US6968693B2 (en) * 2003-09-22 2005-11-29 General Electric Company Method and apparatus for reducing gas turbine engine emissions
US7373778B2 (en) 2004-08-26 2008-05-20 General Electric Company Combustor cooling with angled segmented surfaces
US7308793B2 (en) 2005-01-07 2007-12-18 Power Systems Mfg., Llc Apparatus and method for reducing carbon monoxide emissions
US7237384B2 (en) 2005-01-26 2007-07-03 Peter Stuttaford Counter swirl shear mixer
US7677025B2 (en) 2005-02-01 2010-03-16 Power Systems Mfg., Llc Self-purging pilot fuel injection system
US7137256B1 (en) 2005-02-28 2006-11-21 Peter Stuttaford Method of operating a combustion system for increased turndown capability
US7513115B2 (en) 2005-05-23 2009-04-07 Power Systems Mfg., Llc Flashback suppression system for a gas turbine combustor
JP2007113888A (ja) 2005-10-24 2007-05-10 Kawasaki Heavy Ind Ltd ガスタービンエンジンの燃焼器構造
US7540152B2 (en) * 2006-02-27 2009-06-02 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Combustor
US7770395B2 (en) * 2006-02-27 2010-08-10 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Combustor
US7827797B2 (en) * 2006-09-05 2010-11-09 General Electric Company Injection assembly for a combustor
US20080083224A1 (en) 2006-10-05 2008-04-10 Balachandar Varatharajan Method and apparatus for reducing gas turbine engine emissions
EP1918638A1 (en) * 2006-10-25 2008-05-07 Siemens AG Burner, in particular for a gas turbine
US7886545B2 (en) 2007-04-27 2011-02-15 General Electric Company Methods and systems to facilitate reducing NOx emissions in combustion systems
US20090056336A1 (en) * 2007-08-28 2009-03-05 General Electric Company Gas turbine premixer with radially staged flow passages and method for mixing air and gas in a gas turbine
US20090111063A1 (en) * 2007-10-29 2009-04-30 General Electric Company Lean premixed, radial inflow, multi-annular staged nozzle, can-annular, dual-fuel combustor
EP2107309A1 (en) * 2008-04-01 2009-10-07 Siemens Aktiengesellschaft Quarls in a burner
JP5172468B2 (ja) * 2008-05-23 2013-03-27 川崎重工業株式会社 燃焼装置および燃焼装置の制御方法
JP4797079B2 (ja) 2009-03-13 2011-10-19 川崎重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
JP5896443B2 (ja) * 2009-06-05 2016-03-30 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 燃料ノズル
US8336312B2 (en) * 2009-06-17 2012-12-25 Siemens Energy, Inc. Attenuation of combustion dynamics using a Herschel-Quincke filter
US8387393B2 (en) * 2009-06-23 2013-03-05 Siemens Energy, Inc. Flashback resistant fuel injection system
US20100326079A1 (en) * 2009-06-25 2010-12-30 Baifang Zuo Method and system to reduce vane swirl angle in a gas turbine engine
CN102422083B (zh) * 2009-08-13 2014-07-16 三菱重工业株式会社 燃烧器
US8991192B2 (en) 2009-09-24 2015-03-31 Siemens Energy, Inc. Fuel nozzle assembly for use as structural support for a duct structure in a combustor of a gas turbine engine
CN101694301B (zh) * 2009-09-25 2010-12-08 北京航空航天大学 对冲火焰燃烧室
EP2325542B1 (en) * 2009-11-18 2013-03-20 Siemens Aktiengesellschaft Swirler vane, swirler and burner assembly
CN101709884B (zh) * 2009-11-25 2012-07-04 北京航空航天大学 一种预混预蒸发燃烧室
JP5084847B2 (ja) 2010-01-13 2012-11-28 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器
US8769955B2 (en) 2010-06-02 2014-07-08 Siemens Energy, Inc. Self-regulating fuel staging port for turbine combustor
JP5156066B2 (ja) 2010-08-27 2013-03-06 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器
US8973368B2 (en) * 2011-01-26 2015-03-10 United Technologies Corporation Mixer assembly for a gas turbine engine
US8448444B2 (en) 2011-02-18 2013-05-28 General Electric Company Method and apparatus for mounting transition piece in combustor
US9897317B2 (en) 2012-10-01 2018-02-20 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Thermally free liner retention mechanism
US20150184858A1 (en) 2012-10-01 2015-07-02 Peter John Stuttford Method of operating a multi-stage flamesheet combustor
US10060630B2 (en) 2012-10-01 2018-08-28 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Flamesheet combustor contoured liner
US20140090400A1 (en) 2012-10-01 2014-04-03 Peter John Stuttaford Variable flow divider mechanism for a multi-stage combustor

Also Published As

Publication number Publication date
US9752781B2 (en) 2017-09-05
MX2015003099A (es) 2016-04-25
KR20150065819A (ko) 2015-06-15
KR20150065820A (ko) 2015-06-15
WO2014099090A3 (en) 2014-08-21
US9347669B2 (en) 2016-05-24
CN104769363B (zh) 2016-10-26
WO2014055427A2 (en) 2014-04-10
CA2886760A1 (en) 2014-04-10
US20140090400A1 (en) 2014-04-03
CA2885050A1 (en) 2014-06-26
KR102145175B1 (ko) 2020-08-18
EP2904326B1 (en) 2020-08-05
JP2015532413A (ja) 2015-11-09
CA2886764A1 (en) 2014-04-10
MX2015003101A (es) 2015-11-06
US20140090389A1 (en) 2014-04-03
WO2014055425A1 (en) 2014-04-10
SA515360205B1 (ar) 2018-02-08
US20140090390A1 (en) 2014-04-03
WO2014055435A3 (en) 2014-05-30
WO2014099090A2 (en) 2014-06-26
CA2886760C (en) 2020-12-01
WO2014055427A3 (en) 2014-06-26
JP2015532412A (ja) 2015-11-09
WO2014055435A2 (en) 2014-04-10
CN104685297B (zh) 2016-12-14
CN104662368A (zh) 2015-05-27
EP2904325A2 (en) 2015-08-12
JP2015534632A (ja) 2015-12-03
US20140090396A1 (en) 2014-04-03
JP6335903B2 (ja) 2018-05-30
EP2904326A2 (en) 2015-08-12
EP2904328A2 (en) 2015-08-12
CN104685297A (zh) 2015-06-03
MX357605B (es) 2018-07-12
MX2015003518A (es) 2015-10-26
CN104769363A (zh) 2015-07-08
JP6324389B2 (ja) 2018-05-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR20150065782A (ko) 개선된 작동성을 갖는 방사상 단계식 예혼합 파일럿을 갖는 연소기
US8763359B2 (en) Apparatus for combusting fuel within a gas turbine engine
US11371710B2 (en) Gas turbine combustor assembly with a trapped vortex feature
US8117845B2 (en) Systems to facilitate reducing flashback/flame holding in combustion systems
JP4658471B2 (ja) ガスタービンエンジンの燃焼器エミッションを減少させる方法及び装置
EP1985927B1 (en) Gas turbine combustor system with lean-direct injection for reducing NOx emissions
US6935116B2 (en) Flamesheet combustor
US20100319353A1 (en) Multiple Fuel Circuits for Syngas/NG DLN in a Premixed Nozzle
CA2528808C (en) Method and apparatus for decreasing combustor acoustics
US20160201918A1 (en) Small arrayed swirler system for reduced emissions and noise
JP3192055B2 (ja) ガスタービン燃焼器
JP3990678B2 (ja) ガスタービン燃焼器
US7905093B2 (en) Apparatus to facilitate decreasing combustor acoustics

Legal Events

Date Code Title Description
PA0105 International application

Patent event date: 20150428

Patent event code: PA01051R01D

Comment text: International Patent Application

PG1501 Laying open of application
PN2301 Change of applicant

Patent event date: 20180308

Comment text: Notification of Change of Applicant

Patent event code: PN23011R01D

PC1203 Withdrawal of no request for examination
WITN Application deemed withdrawn, e.g. because no request for examination was filed or no examination fee was paid