[go: up one dir, main page]

RU2010144571A - CHANGE BURNER SIZES - Google Patents

CHANGE BURNER SIZES Download PDF

Info

Publication number
RU2010144571A
RU2010144571A RU2010144571/06A RU2010144571A RU2010144571A RU 2010144571 A RU2010144571 A RU 2010144571A RU 2010144571/06 A RU2010144571/06 A RU 2010144571/06A RU 2010144571 A RU2010144571 A RU 2010144571A RU 2010144571 A RU2010144571 A RU 2010144571A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
section
refractory
refractory embrasure
embrasure
burner
Prior art date
Application number
RU2010144571/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2455570C1 (en
Inventor
Владимир МИЛОСАВЛЬЕВИЧ (SE)
Владимир МИЛОСАВЛЬЕВИЧ
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт (DE)
Сименс Акциенгезелльшафт
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 Сименс Акциенгезелльшафт (DE), Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт (DE)
Publication of RU2010144571A publication Critical patent/RU2010144571A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2455570C1 publication Critical patent/RU2455570C1/en

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
    • F23R3/286—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
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/346—Feeding into different combustion zones for staged 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00016—Retrofitting in general, e.g. to respect new regulations on pollution
    • 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
    • F23R2900/00017—Assembling combustion chamber liners or subparts

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Gas Burners (AREA)

Abstract

1. Способ увеличения размера горелки (1) газотурбинного двигателя, содержащей корпус (2) горелки, при этом указанная горелка имеет: ! - противоположные в аксиальном направлении, расположенные впереди и позади по потоку концевые части; ! - на расположенном впереди по потоку конце указанной горелки (1) топливо (14) и воздух (12), подаваемые в виде смеси воздуха и топлива из выхода (8) канала (10) для предварительного смешивания для поддержания основного пламени (7) на расположенном позади по потоку конце указанной горелки (1); ! - при этом указанный канал (10) для предварительного смешивания ограничен на его выходе (8) круговой внутренней стенкой, образованной внутренней секцией (4а) огнеупорной амбразуры, и круговой наружной стенкой, образованной наружной секцией (4b) огнеупорной амбразуры; ! - отличающийся тем, что способ включает в себя следующие этапы: ! - увеличение размера горелки (1) посредством добавления секции (4с) огнеупорной амбразуры снаружи и окружения указанной, ранее самой дальней от центра секции (4b) огнеупорной амбразуры, в результате чего в кольцевом пространстве между добавленной секцией (4с) огнеупорной амбразуры и существующей наружной секцией (4b) огнеупорной амбразуры образуется дополнительный канал (11) для предварительного смешивания, ограниченный у его выхода (9) круговой внутренней стенкой, образованной указанной, ранее самой дальней от центра секцией (4b) огнеупорной амбразуры, и круговой наружной стенкой, образованной добавленной секцией (4с) огнеупорной амбразуры; ! - при этом указанные секции (4а, 4b, 4с) огнеупорной амбразуры ограничивают пространство для сгорания для удерживания указанного основного пламе� 1. A method of increasing the size of the burner (1) of a gas turbine engine, containing the body (2) of the burner, while the specified burner has:! - axially opposite, upstream and downstream end portions; ! - at the upstream end of said burner (1), fuel (14) and air (12) supplied in the form of a mixture of air and fuel from the outlet (8) of the channel (10) for premixing to maintain the main flame (7) on the located downstream end of said burner (1); ! - wherein said channel (10) for preliminary mixing is limited at its outlet (8) by a circular inner wall formed by an inner section (4a) of a refractory embrasure, and a circular outer wall formed by an outer section (4b) of a refractory embrasure; ! - characterized in that the method includes the following steps:! - increasing the size of the burner (1) by adding a section (4c) of the refractory embrasure outside and surrounding the specified previously farthest from the center of the section (4b) refractory embrasure, resulting in an annular space between the added section (4c) of the refractory embrasure and the existing outer section (4b) of the refractory embrasure, an additional channel (11) for premixing is formed, bounded at its outlet (9) by a circular inner wall formed by the specified previously farthest from the center section (4b) of the refractory embrasure, and a circular outer wall formed by the added section ( 4c) refractory embrasure; ! - in this case, the indicated sections (4a, 4b, 4c) of the refractory embrasure limit the combustion space for holding the specified main flame�

Claims (4)

1. Способ увеличения размера горелки (1) газотурбинного двигателя, содержащей корпус (2) горелки, при этом указанная горелка имеет:1. A method of increasing the size of the burner (1) of a gas turbine engine comprising a burner body (2), wherein said burner has: - противоположные в аксиальном направлении, расположенные впереди и позади по потоку концевые части;- opposite in axial direction, located in front and behind the stream end parts; - на расположенном впереди по потоку конце указанной горелки (1) топливо (14) и воздух (12), подаваемые в виде смеси воздуха и топлива из выхода (8) канала (10) для предварительного смешивания для поддержания основного пламени (7) на расположенном позади по потоку конце указанной горелки (1);- at the upstream end of the specified burner (1) upstream, fuel (14) and air (12) supplied as a mixture of air and fuel from the outlet (8) of the channel (10) for preliminary mixing to maintain the main flame (7) at behind the downstream end of said burner (1); - при этом указанный канал (10) для предварительного смешивания ограничен на его выходе (8) круговой внутренней стенкой, образованной внутренней секцией (4а) огнеупорной амбразуры, и круговой наружной стенкой, образованной наружной секцией (4b) огнеупорной амбразуры;- while the specified channel (10) for preliminary mixing is limited at its output (8) by a circular inner wall formed by the inner section (4a) of the refractory embrasure, and a circular outer wall formed by the outer section (4b) of the refractory embrasure; - отличающийся тем, что способ включает в себя следующие этапы:- characterized in that the method includes the following steps: - увеличение размера горелки (1) посредством добавления секции (4с) огнеупорной амбразуры снаружи и окружения указанной, ранее самой дальней от центра секции (4b) огнеупорной амбразуры, в результате чего в кольцевом пространстве между добавленной секцией (4с) огнеупорной амбразуры и существующей наружной секцией (4b) огнеупорной амбразуры образуется дополнительный канал (11) для предварительного смешивания, ограниченный у его выхода (9) круговой внутренней стенкой, образованной указанной, ранее самой дальней от центра секцией (4b) огнеупорной амбразуры, и круговой наружной стенкой, образованной добавленной секцией (4с) огнеупорной амбразуры;- increasing the size of the burner (1) by adding the refractory embrasure section (4c) outside and surrounding the previously farthest refractory embrasure section (4b), which results in the annular space between the refractory embrasure section (4c) added and the existing outer section (4b) of the refractory embrasure, an additional channel (11) for pre-mixing is formed, limited at its outlet (9) by a circular inner wall formed by the previously refractory section (4b) farthest from the center brazura, and a circular outer wall formed by the added section (4C) of the refractory embrasure; - при этом указанные секции (4а, 4b, 4с) огнеупорной амбразуры ограничивают пространство для сгорания для удерживания указанного основного пламени (7) указанной горелки (1), при этом наружная секция (4с, 4b) огнеупорной амбразуры имеет больший диаметр, чем соседняя внутренняя секция (4b, 4а) огнеупорной амбразуры, и проходит на большее расстояние дальше по ходу потока, чем соседняя внутренняя секция (4b, 4а) огнеупорной амбразуры.- wherein said sections (4a, 4b, 4c) of the refractory embrasure limit the combustion space for holding said main flame (7) of said burner (1), while the outer section (4c, 4b) of the refractory embrasure has a larger diameter than the adjacent inner section (4b, 4a) of the refractory embrasure, and extends a greater distance further downstream than the adjacent inner section (4b, 4a) of the refractory embrasure. 2. Способ по п.1, дополнительно включающий в себя следующие этапы:2. The method according to claim 1, further comprising the following steps: - увеличение размера горелки (1) посредством добавления секции (4d) огнеупорной амбразуры снаружи и окружения указанной, ранее самой дальней от центра секции (4с) огнеупорной амбразуры, в результате чего в кольцевом пространстве между добавленной секцией (4d) огнеупорной амбразуры и существующей наружной секцией (4с) огнеупорной амбразуры образуется дополнительный канал (11b) для предварительного смешивания, ограниченный у его выхода круговой внутренней стенкой, образованной указанной, ранее самой дальней от центра секцией (4с) огнеупорной амбразуры, и круговой наружной стенкой, образованной добавленной секцией (4d) огнеупорной амбразуры;- increasing the size of the burner (1) by adding the refractory embrasure section (4d) outside and surrounding the previously farthest refractory embrasure section (4c) from the center, resulting in an annular space between the refractory embrasure section (4d) added and the existing outer section (4c) of the refractory embrasure, an additional pre-mixing channel (11b) is formed, limited at its exit by a circular inner wall formed by the refractory amb section (4c), which is farthest from the center, blooms, and a circular outer wall formed by the added section (4d) of the refractory embrasure; - при этом указанные секции (4а, 4b, 4с, 4d) огнеупорной амбразуры ограничивают пространство для сгорания для удерживания указанного основного пламени (7) указанной горелки (1), при этом наружная секция (4d, 4с, 4b) огнеупорной амбразуры имеет больший диаметр, чем соседняя внутренняя секция (4с, 4b, 4а) огнеупорной амбразуры, и проходит на большее расстояние дальше по ходу потока, чем соседняя с ней внутренняя секция (4с, 4b, 4а) огнеупорной амбразуры.- while these sections (4A, 4b, 4c, 4d) of the refractory embrasure limit the space for combustion to hold the specified main flame (7) of the specified burner (1), while the outer section (4d, 4c, 4b) of the refractory embrasure has a larger diameter than the adjacent inner section (4c, 4b, 4a) of the refractory embrasure, and extends a greater distance farther downstream than the adjacent inner section (4c, 4b, 4a) of the refractory embrasure. 3. Способ по п.2, дополнительно включающий в себя следующий этап:3. The method according to claim 2, further comprising the following step: - обеспечение коэффициентов завихрения воздушно-топливной смеси, подаваемой в указанные каналы (10, 11, 11b), так, чтобы поддерживалось следующее соотношение коэффициентов завихрения: SN,10>SN,11>SN,11b, но все коэффициенты завихрения должны превышать SN=0,6 и составлять не более SN=0,8.- ensuring the swirl coefficients of the air-fuel mixture supplied to these channels (10, 11, 11b), so that the following ratio of swirl coefficients is maintained: S N , 10> S N , 11> S N , 11b, but all swirl coefficients should exceed S N = 0.6 and be no more than S N = 0.8. 4. Изменяемая по размеру огнеупорная амбразура в горелке (1) для газотурбинного двигателя, при этом4. Resizable refractory embrasure in the burner (1) for a gas turbine engine, while - горелка (1) имеет противоположные в аксиальном направлении, расположенные впереди и позади по потоку, концевые части;- the burner (1) has opposite in axial direction, located in front and behind the stream, the end parts; - топливо и воздух смешиваются и подаются в горелку (1), после чего топливо сжигается в основном пламени (7) горелки (1);- fuel and air are mixed and fed into the burner (1), after which the fuel is burned mainly in the flame (7) of the burner (1); - огнеупорная амбразура (4а, 4b, 4с) расположена с возможностью удерживания указанного основного пламени (7),- refractory embrasure (4A, 4b, 4C) is located with the possibility of holding the specified main flame (7), отличающаяся тем, чтоcharacterized in that - указанная изменяемая по размеру огнеупорная амбразура образована из множества секций (4а, 4b, 4с) огнеупорной амбразуры, при этом каждая секция (4а, 4b, 4с) огнеупорной амбразуры имеет конфигурацию конической оболочки усеченного конуса и распределены последовательно одна за другой в направлении дальше по ходу потока в горелке (1), при этом наиболее узкая часть оболочки расположенной дальше по ходу потока секции (4b) огнеупорной амбразуры окружает наиболее широкую часть оболочки ближайшей расположенной ближе по ходу потока секции (4а) огнеупорной амбразуры;- said variable-sized refractory embrasure is formed from a plurality of sections (4a, 4b, 4c) of the refractory embrasure, wherein each section (4a, 4b, 4c) of the refractory embrasure has the configuration of a conical shell of a truncated cone and is distributed sequentially one after another in the direction further along the flow in the burner (1), while the narrowest part of the shell located downstream of the refractory embrasure section (4b) surrounds the widest part of the shell of the nearest refractory section (4a) located further downstream embrasures minutes; - кольцевой канал (10, 11) для предварительно смешанных воздуха и топлива расположен между двумя следующими друг за другом секциями (4а, 4b) огнеупорной амбразуры;- an annular channel (10, 11) for pre-mixed air and fuel is located between two successive sections (4a, 4b) of the refractory embrasure; - при этом указанная огнеупорная амбразура выполнена так, что дополнительные секции (4с, 4d) огнеупорной амбразуры могут быть добавлены к существующему числу, составляющему, по меньшей мере, две секции (4а, 4b) огнеупорной амбразуры, и- while the specified refractory embrasure is made so that additional sections (4C, 4d) of the refractory embrasure can be added to the existing number, comprising at least two sections (4A, 4b) of the refractory embrasure, and - указанная огнеупорная амбразура выполнена так, что добавленная секция (4d, 4c) огнеупорной амбразуры может быть удалена до тех пор, пока не останутся минимум две секции (4а, 4b) огнеупорной амбразуры. - the specified refractory embrasure is made so that the added section (4d, 4c) of the refractory embrasure can be removed until there are at least two sections (4a, 4b) of the refractory embrasure.
RU2010144571/06A 2008-04-01 2009-03-26 Method for enlarging burner size, and refractory burner arch changed as to size RU2455570C1 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP08006666A EP2107311A1 (en) 2008-04-01 2008-04-01 Size scaling of a burner
EP08006666.5 2008-04-01

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010144571A true RU2010144571A (en) 2012-05-10
RU2455570C1 RU2455570C1 (en) 2012-07-10

Family

ID=39810145

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010144571/06A RU2455570C1 (en) 2008-04-01 2009-03-26 Method for enlarging burner size, and refractory burner arch changed as to size

Country Status (6)

Country Link
US (1) US20110027728A1 (en)
EP (2) EP2107311A1 (en)
CN (1) CN101981379B (en)
ES (1) ES2417158T3 (en)
RU (1) RU2455570C1 (en)
WO (1) WO2009121776A1 (en)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ITMI20122154A1 (en) * 2012-12-17 2014-06-18 Ansaldo Energia Spa BURNER UNIT, COMBUSTION CHAMBER INCLUDING THE BURNER UNIT AND METHOD FOR POWERING THE BURNER GROUP
US9366443B2 (en) 2013-01-11 2016-06-14 Siemens Energy, Inc. Lean-rich axial stage combustion in a can-annular gas turbine engine
US8794217B1 (en) 2013-02-07 2014-08-05 Thrival Tech, LLC Coherent-structure fuel treatment systems and methods
JP6086860B2 (en) 2013-11-29 2017-03-01 三菱日立パワーシステムズ株式会社 Nozzle, combustor, and gas turbine
US20150159877A1 (en) * 2013-12-06 2015-06-11 General Electric Company Late lean injection manifold mixing system
US11174792B2 (en) 2019-05-21 2021-11-16 General Electric Company System and method for high frequency acoustic dampers with baffles
US11156164B2 (en) 2019-05-21 2021-10-26 General Electric Company System and method for high frequency accoustic dampers with caps
GB202013274D0 (en) * 2020-08-25 2020-10-07 Siemens Gas And Power Gmbh & Co Kg Combuster for a gas turbine

Family Cites Families (50)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2787120A (en) * 1950-08-05 1957-04-02 Leduc Rene Plural annular coaxial combustion chambers
FR1150640A (en) * 1956-05-18 1958-01-16 Improvements to combustion chambers, in particular for aircraft
GB1048968A (en) * 1964-05-08 1966-11-23 Rolls Royce Combustion chamber for a gas turbine engine
GB1421399A (en) * 1972-11-13 1976-01-14 Snecma Fuel injectors
US3866413A (en) * 1973-01-22 1975-02-18 Parker Hannifin Corp Air blast fuel atomizer
DE2460740C3 (en) * 1974-12-21 1980-09-18 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen Combustion chamber for gas turbine engines
US4204402A (en) * 1976-05-07 1980-05-27 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Reduction of nitric oxide emissions from a combustor
US4845940A (en) * 1981-02-27 1989-07-11 Westinghouse Electric Corp. Low NOx rich-lean combustor especially useful in gas turbines
US4569295A (en) * 1983-01-18 1986-02-11 Stubinen Utveckling Ab Process and a means for burning solid fuels, preferably coal, turf or the like, in pulverized form
DE3663189D1 (en) * 1985-03-04 1989-06-08 Siemens Ag Burner disposition for combustion installations, especially for combustion chambers of gas turbine installations, and method for its operation
JP2644745B2 (en) * 1987-03-06 1997-08-25 株式会社日立製作所 Gas turbine combustor
JPH01114623A (en) * 1987-10-27 1989-05-08 Toshiba Corp Gas turbine combustor
JPH0684817B2 (en) * 1988-08-08 1994-10-26 株式会社日立製作所 Gas turbine combustor and operating method thereof
US5040371A (en) * 1988-12-12 1991-08-20 Sundstrand Corporation Fuel injectors for use with combustors
CH678757A5 (en) * 1989-03-15 1991-10-31 Asea Brown Boveri
US5094082A (en) * 1989-12-22 1992-03-10 Sundstrand Corporation Stored energy combustor
WO1992006328A1 (en) * 1990-10-05 1992-04-16 Massachusetts Institute Of Technology Combustion system for reduction of nitrogen oxides
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
EP0540167A1 (en) * 1991-09-27 1993-05-05 General Electric Company A fuel staged premixed dry low NOx combustor
US5131334A (en) * 1991-10-31 1992-07-21 Monro Richard J Flame stabilizer for solid fuel burner
GB2262981B (en) * 1991-12-30 1995-08-09 Ind Tech Res Inst Dual fuel low nox burner
US5284438A (en) * 1992-01-07 1994-02-08 Koch Engineering Company, Inc. Multiple purpose burner process and apparatus
JPH05203148A (en) * 1992-01-13 1993-08-10 Hitachi Ltd Gas turbine combustion apparatus and its control method
US5237812A (en) * 1992-10-07 1993-08-24 Westinghouse Electric Corp. Auto-ignition system for premixed gas turbine combustors
US5407347A (en) * 1993-07-16 1995-04-18 Radian Corporation Apparatus and method for reducing NOx, CO and hydrocarbon emissions when burning gaseous fuels
US5394688A (en) * 1993-10-27 1995-03-07 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine combustor swirl vane arrangement
US5477685A (en) * 1993-11-12 1995-12-26 The Regents Of The University Of California Lean burn injector for gas turbine combustor
GB2284884B (en) * 1993-12-16 1997-12-10 Rolls Royce Plc A gas turbine engine combustion chamber
JP2950720B2 (en) * 1994-02-24 1999-09-20 株式会社東芝 Gas turbine combustion device and combustion control method therefor
US5647215A (en) * 1995-11-07 1997-07-15 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine combustor with turbulence enhanced mixing fuel injectors
US6201029B1 (en) * 1996-02-13 2001-03-13 Marathon Oil Company Staged combustion of a low heating value fuel gas for driving a gas turbine
JP3673009B2 (en) * 1996-03-28 2005-07-20 株式会社東芝 Gas turbine combustor
GB2311596B (en) * 1996-03-29 2000-07-12 Europ Gas Turbines Ltd Combustor for gas - or liquid - fuelled turbine
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
US6109038A (en) * 1998-01-21 2000-08-29 Siemens Westinghouse Power Corporation Combustor with two stage primary fuel assembly
US6354072B1 (en) * 1999-12-10 2002-03-12 General Electric Company Methods and apparatus for decreasing combustor emissions
AU1736401A (en) * 1999-12-15 2001-06-25 Osaka Gas Co., Ltd. Fluid distributor, burner device, gas turbine engine, and cogeneration system
US6272840B1 (en) * 2000-01-13 2001-08-14 Cfd Research Corporation Piloted airblast lean direct fuel injector
US6769903B2 (en) * 2000-06-15 2004-08-03 Alstom Technology Ltd Method for operating a burner and burner with stepped premix gas injection
US6488496B1 (en) * 2001-09-06 2002-12-03 Hauck Manufacturing Co. Compact combination burner with adjustable spin section
UA68446C2 (en) * 2002-02-18 2004-08-16 Res And Production Complex Of Combustion chamber of gas turbine of power unit
US6820411B2 (en) * 2002-09-13 2004-11-23 The Boeing Company Compact, lightweight high-performance lift thruster incorporating swirl-augmented oxidizer/fuel injection, mixing and combustion
US6969249B2 (en) * 2003-05-02 2005-11-29 Hauck Manufacturing, Inc. Aggregate dryer burner with compressed air oil atomizer
DE10326720A1 (en) * 2003-06-06 2004-12-23 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Burner for a gas turbine combustor
JP3940705B2 (en) * 2003-06-19 2007-07-04 株式会社日立製作所 Gas turbine combustor and fuel supply method thereof
RU2407950C2 (en) * 2003-09-05 2010-12-27 Делэвэн Инк Burner for combustion chamber of gas turbine (versions)
WO2006021543A1 (en) * 2004-08-27 2006-03-02 Alstom Technology Ltd Mixer assembly
EP1659339A1 (en) * 2004-11-18 2006-05-24 Siemens Aktiengesellschaft Method of starting up a burner
US20080083224A1 (en) * 2006-10-05 2008-04-10 Balachandar Varatharajan Method and apparatus for reducing gas turbine engine emissions
EP2107300A1 (en) * 2008-04-01 2009-10-07 Siemens Aktiengesellschaft Swirler with gas injectors

Also Published As

Publication number Publication date
WO2009121776A1 (en) 2009-10-08
CN101981379B (en) 2012-06-20
US20110027728A1 (en) 2011-02-03
RU2455570C1 (en) 2012-07-10
EP2263044B1 (en) 2013-05-15
ES2417158T3 (en) 2013-08-06
EP2107311A1 (en) 2009-10-07
EP2263044A1 (en) 2010-12-22
CN101981379A (en) 2011-02-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2010144571A (en) CHANGE BURNER SIZES
RU2478878C2 (en) Injection system of air mixed with fuel to combustion chamber of gas turbine engine
US7891190B2 (en) Combustion chamber of a turbomachine
US8117845B2 (en) Systems to facilitate reducing flashback/flame holding in combustion systems
RU2010144549A (en) BURNER
RU2010144581A (en) REFRIGERATOR AMBRAZURES IN THE BURNER
EP2423600A3 (en) Gas turbine combustor
JP2010101612A (en) Multitubular premixing device
JP2010085087A (en) Fuel lance for gas turbine engine
RU2011103223A (en) A SYSTEM CONTAINING A FUEL NOZZLE, A SYSTEM CONTAINING A TURBINE FUEL NOZZLE AND A SYSTEM CONTAINING A TURBINE ENGINE
JP2009270816A (en) Fuel nozzle for gas turbine engine, and method for manufacturing the same
US20120291439A1 (en) Lean direct fuel injector
RU2013108313A (en) FUEL AIR INJECTOR (OPTIONS), COMBUSTION CAMERA FOR A GAS-TURBINE ENGINE (OPTIONS) AND METHOD OF OPERATION OF A FUEL AIR INJECTOR (OPTIONS)
JP2010085087A5 (en)
CN114294680A (en) Micro-premix combustion chamber of center-staged gas turbine
JP2010197039A (en) Coaxial fuel and air premixer for gas turbine combustor
JP2008096100A (en) Fuel injector for combustion chamber of gas turbine engine
US20120291444A1 (en) Method of operating a gas turbine engine
JP4130475B2 (en) Apparatus and method for burning fuel in air
RU2014110629A (en) TANGENTIAL RING COMBUSTION CHAMBER WITH PRELIMINARY MIXED FUEL AND AIR FOR USE IN GAS-TURBINE ENGINES
JP2009041848A (en) Pilot mixer for mixer assembly of gas turbine engine combustor including primary fuel injector and a plurality of secondary fuel injection ports
JP6840468B2 (en) Gas turbine combustor
CN105650680A (en) Head design of combustion chamber of twin-stage premixing ground-based gas turbine
JP2016023916A (en) Gas turbine combustor
US11619388B2 (en) Dual fuel gas turbine engine pilot nozzles

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20150327