ES2400247T3 - Quemador de una turbina de gas que tiene una configuración de lanza especial - Google Patents

Quemador de una turbina de gas que tiene una configuración de lanza especial Download PDF

Info

Publication number
ES2400247T3
ES2400247T3 ES08172239T ES08172239T ES2400247T3 ES 2400247 T3 ES2400247 T3 ES 2400247T3 ES 08172239 T ES08172239 T ES 08172239T ES 08172239 T ES08172239 T ES 08172239T ES 2400247 T3 ES2400247 T3 ES 2400247T3
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
burner
nozzles
lance
tubular element
groups
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.)
Active
Application number
ES08172239T
Other languages
English (en)
Inventor
Andrea Ciani
Johannes Buss
Michael Düsing
Adnan Eroglu
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
GE Vernova GmbH
Original Assignee
Alstom Technology AG
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 Alstom Technology AG filed Critical Alstom Technology AG
Application granted granted Critical
Publication of ES2400247T3 publication Critical patent/ES2400247T3/es
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D14/00—Burners for combustion of a gas, e.g. of a gas stored under pressure as a liquid
    • F23D14/46—Details
    • F23D14/62—Mixing devices; Mixing tubes
    • F23D14/64—Mixing devices; Mixing tubes with injectors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D11/00—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space
    • F23D11/36—Details
    • F23D11/40—Mixing tubes; Burner heads
    • F23D11/402—Mixing chambers downstream of the nozzle
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D17/00—Burners for combustion simultaneously or alternately of gaseous or liquid or pulverulent fuel
    • F23D17/002—Burners for combustion simultaneously or alternately of gaseous or liquid or pulverulent fuel gaseous or liquid fuel
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C2900/00—Special features of, or arrangements for combustion apparatus using fluid fuels or solid fuels suspended in air; Combustion processes therefor
    • F23C2900/07021—Details of lances
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D2900/00—Special features of, or arrangements for burners using fluid fuels or solid fuels suspended in a carrier gas
    • F23D2900/14—Special features of gas burners
    • F23D2900/14021—Premixing burners with swirling or vortices creating means for fuel or air

Landscapes

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

Abstract

Quemador (1) de una turbina de gas que comprende un cuerpo tubular (2) con una entrada (3) para la entrada deun flujo de gas (A), aguas abajo de dicha entrada (3), al menos un generador lateral de vórtices (4) y una lanza (7)que se proyecta dentro de dicho cuerpo tubular (2) y que tiene una parte terminal (10) que se extiende paralela al ejelongitudinal (5) del quemador (1) que está provisto con cuatro grupos de toberas (12) para la inyección decombustible dentro de dicho cuerpo tubular (2), cayendo dichos cuatro grupos de toberas (12) en un plano deinyección (15) perpendicular al eje de la parte terminal (10) de la lanza (7), una parte aguas abajo de dicha lanza (7),comprendiendo adicionalmente dicho quemador (1) una salida (11), la relación x/L entre la distancia axial x entre unborde de salida de dicho al menos un generador lateral de vórtices (4) y el plano de inyección (15), y la longitud L delcuerpo tubular (2) es igual a o menor que 0,1052, en el que: la parte terminal (10) de la lanza (7) se extiende desde una parte intermedia (9) que se inserta en dichoelemento tubular (2) y conecta la parte terminal (10) a una parte de suministro de combustible (8) de la lanza(7) que es exterior al elemento tubular (2), en el que dichos cuatro grupos de toberas (12) tienen sus ejes (41, 42) en ángulos diferentes con respecto a un plano transversal (43), los ángulos (B) entre dos ejes (41) de los grupos de toberas (12) hacia la parte intermedia (9) de la lanza (7) yel plano transversal (43) son iguales entre sí, los ángulos (C) entre los dos ejes (42) de los grupos de toberas (12) opuestos a la parte intermedia (9) de lalanza (7) y el plano transversal (43) son iguales entre sí, los ángulos (B) entre los dos ejes (41) de los grupos de toberas (12) hacia la parte intermedia (9) de la lanza (7)y el plano transversal (43) son más pequeños que los ángulos (C) entre los dos ejes (42) de los grupos detoberas (12) opuestos a la parte intermedia (9) de la lanza (7) y el plano transversal (43).

Description

Quemador de una turbina de gas que tiene una configuración de lanza especial
Campo técnico
La presente invención se refiere a un quemador de una turbina de gas.
Técnica antecedente
En particular, la presente invención se refiere a una turbina de gas de combustión secuencial, que comprende un compresor para la compresión de un flujo de aire principal, un primer quemador para la mezcla de un primer combustible con el flujo de aire principal y la generación de una primera mezcla a ser quemada, una turbina de alta presión en la que los gases que proceden del primer quemador se expanden, un segundo quemador en el que se inyecta un segundo combustible en los gases de expandidos para generar una segunda mezcla a ser quemada, y una turbina de baja presión en la que también los gases procedentes del segundo quemador se expanden.
Específicamente, el quemador de la presente invención es el segundo quemador de la turbina de gas de combustión secuencial y comprende un cuerpo tubular con una sección transversal trapezoidal.
El cuerpo aloja, aguas abajo de una entrada para el flujo de gas, cuatro generadores de vórtices con forma tetraédrica, dispuestos para generar cuatro pares de vórtices en rotación contraria.
Los generadores de vórtices se localizan en las paredes superior, inferior y laterales del cuerpo y, específicamente, los generadores de vórtices superior e inferior están más cercanos a la entrada del cuerpo que los generadores de vórtices laterales.
Además, los generadores de vórtices superior e inferior tienen bordes de salida que caen en un primer plano perpendicular al eje longitudinal del quemador y los generadores de vórtices laterales tienen bordes de salida que caen en un segundo plano perpendicular al eje longitudinal del quemador; el primer plano está más cercano a la entrada que el segundo plano.
El quemador comprende también una lanza para inyectar un combustible en el flujo de aire comprimido principal, de modo que el combustible se mezcle con el aire comprimido y genere una mezcla a ser quemada.
La lanza se compone de un cierto número de elementos tubulares coaxiales para la inyección de un combustible líquido, un combustible gaseoso y aire; cada uno de estos elementos tubulares está provisto en el extremo de la lanza con toberas, que son coaxiales entre sí y definen una pluralidad de grupos de toberas para la inyección de combustible y aire en el quemador.
Estos grupos de toberas se colocan todos en un plano (el plano de inyección) e inyectan combustible a lo largo de su plano de inyección.
El plano de inyección está típicamente muy alejado del segundo plano que contiene los bordes de salida de los generadores de vórtices laterales.
Además, de acuerdo con una realización no cubierta por la invención, los grupos de toberas se colocan también simétricamente tanto con respecto a un plano transversal de la parte terminal de la lanza como a un plano longitudinal perpendicular al plano transversal.
Estas características permiten una fabricación fácil y barata del quemador y de la lanza, no obstante dan como resultado una mezcla incorrecta del combustible con el flujo de gas caliente que procede de la turbina de alta presión.
Como es conocido en la técnica, la calidad de la mezcla influye grandemente en las emisiones de NOx (de acuerdo con una correlación exponencial entre el NOx y la carencia de mezcla); es por lo tanto de gran importancia la optimización del quemador y, en particular, de la lanza que inyecta el combustible, para garantizar una mezcla optimizada del combustible con el flujo principal de aire comprimido y, con ello, unas bajas emisiones de NOx.
El documento WO 2009/019 113 describe un quemador con una cámara de turbulencias cónica y un tubo de mezcla aguas abajo de ella; una lanza, cuya posición es ajustable axialmente, se proyecta dentro de la cámara de turbulencias/tubo de mezcla.
El documento EP 0 623 786 describe un quemador con un cuerpo tubular y generadores de vórtices que se extienden desde sus paredes. Una lanza se extiende dentro del cuerpo tubular; la lanza tiene una punta con toberas próximas a los bordes de salida del generador de vórtices.
El documento DE 10 2004 041 272 describe una lanza con seis grupos de toberas igualmente espaciadas sobre la circunferencia de la lanza.
Sumario de la invención
La finalidad técnica de la presente invención es por lo tanto proporcionar un quemador de una turbina de gas mediante el que dichos problemas de la técnica conocida se reducen significativamente.
Dentro del alcance de esta finalidad técnica, un objetivo de la invención es proporcionar un quemador, que mejore la mezcla del combustible con el flujo de gas que procede de la turbina de alta presión con respecto a los quemadores tradicionales.
Un objetivo adicional de la presente invención es proporcionar un quemador mediante el que las emisiones de NOx de la turbina de gas se reducen sensiblemente cuando se comparan con las emisiones de NOx de una turbina de gas tradicional.
La finalidad técnica, junto con estos y otros objetivos adicionales, se consigue, de acuerdo con la invención, proporcionando un quemador de una turbina de gas de acuerdo con las reivindicaciones adjuntas.
Ventajosamente, el quemador de acuerdo con la invención también permite reducir las emisiones de CO.
Breve descripción de los dibujos
Las características y ventajas adicionales de la invención serán más evidentes a partir de la descripción de una realización preferida, pero no exclusiva, del quemador de una turbina de gas de acuerdo con la invención, ilustrado a modo de ejemplo no limitativo en los dibujos adjuntos, en los que:
la figura 1 es una vista esquemática del quemador de acuerdo con la invención, por razones de claridad solamente el generador de vórtices lateral por detrás de la lanza (que está parcialmente oculto por la lanza) se muestra en esta figura; el generador de vórtices lateral en la parte frontal de la lanza y los generadores de vórtices superior e inferior no se muestran;
la figura 2 es una sección ampliada a través de la parte terminal de la lanza; y
la figura 3 es una vista frontal esquemática del quemador y, en particular, de la parte terminal de la lanza; por razones de claridad los generadores de vórtices no se muestran en esta figura, además solamente los vórtices generados por los generadores de vórtices laterales se muestran en esta figura (constituyen la mayor parte de los vórtices); los vórtices generados por los generadores de vórtices superior e inferior no se muestran.
Descripción detallada de la invención
Con referencia a las figuras, éstas muestran un quemador 1 de una turbina de gas.
El quemador 1 es una parte de una máquina de combustión secuencial en la que se inyecta una primera parte del combustible (en un primer quemador) en un flujo de aire principal para formar una mezcla; esta mezcla se quema y se expande en una turbina de alta presión. Posteriormente se inyecta un combustible adicional (en un segundo quemador) en el flujo ya expandido para formar una mezcla; también esta mezcla es quemada y expandida en una turbina de baja presión.
El quemador 1 de la presente invención es el segundo quemador de la máquina de combustión secuencial y tiene un cuerpo tubular 2 (que tiene una sección transversal trapezoidal con una altura H) con una entrada 3 para la entrada del flujo de gas A.
Aguas abajo de la entrada 3 el quemador 1 tiene cuatro generadores de vórtices 4 de tipo conocido que se extienden a lo largo del eje longitudinal 5 del quemador 1.
Unos generadores de vórtices superior e inferior sobresalen de las paredes superior e inferior del cuerpo trapezoidal; estos generadores de vórtices no se muestran en las figuras.
Dos generadores de vórtices laterales se proyectan desde las dos paredes laterales de los generadores de vórtices y tienen bordes de salida que caen en el mismo plano 6 perpendicular al eje 5 del quemador 1.
El quemador 1 comprende adicionalmente una lanza 7 que se proyecta dentro del cuerpo 2.
La lanza 7 tiene una parte de alimentación de combustible 8 que es exterior al cuerpo tubular 2, una parte intermedia 9 que es interior al cuerpo tubular 2 y se extiende perpendicularmente al eje 5 del quemador 1, y una parte terminal 10 que se aloja en el interior del cuerpo tubular 2 y se extiende desde la parte intermedia 9 de la lanza.
La parte terminal 10 se extiende en una dirección opuesta a la entrada 3 y paralela al eje longitudinal 5 del quemador 1.
La parte terminal 10 está provista con cuatro grupos de toberas 12 para la inyección de un combustible dentro del cuerpo popular 2.
Todos los grupos de toberas 12 caen en un plano de inyección 15 que es perpendicular al eje de la parte terminal 10 de la lanza 7 (en la realización de la figura 1 el eje de la parte terminal 10 de lanza 7 se solapa con el eje 5, sin embargo en diferentes realizaciones, el eje de la parte terminal de la lanza no se solapa con el eje 5 y es preferiblemente paralelo a él).
Aguas abajo de la lanza 7, el quemador 1 comprende una salida 11 para suministrar la mezcla de gas (que contiene aire) y combustible formada en el cuerpo 2 de la cámara de combustión.
Ventajosamente, la relación x/L entre la distancia axial x entre los bordes de salida laterales de los generadores de vórtices 4 y el plano de inyección 15 (en otras palabras la distancia entre los planos 6 y 15), y la longitud L del cuerpo tubular del quemador 1, es igual a o menor que 0,1052, preferiblemente está comprendida entre 0,000 y 0,1052.
Usando diferentes parámetros y con referencia a la relación z/d (en la que z es la distancia axial desde el borde de salida del vástago de la lanza al plano de inyección y d es el diámetro de la parte terminal de la lanza), la relación z/d está comprendida entre 0,17 y 1,35 y preferiblemente entre 0,420 y 0,854.
La configuración muy particular del quemador 1 permite que el combustible sea inyectado en una zona en la que existen vórtices con un número de turbulencia muy alto.
Esta configuración también permite obtener una longitud de mezcla larga, sin hacer que el combustible sea mantenido en el quemador un tiempo demasiado largo, para evitar problemas de retroceso de llama.
La lanza 7 comprende un primer elemento tubular 20 dispuesto para transportar un combustible y un elemento tubular exterior 22 que define con dicho primer elemento tubular 20 un conducto anular 24 dispuesto para transportar aire.
El primer elemento tubular 20 está provisto con unas primeras toberas 26 de dichos grupos de toberas 12 y también el elemento tubular exterior 22 está provisto con toberas exteriores 27 de los grupos de toberas 12.
Como se muestra en las figuras, cada tobera exterior 27 está provista con un manguito 28 que sobresale hacia el exterior.
La superficie interior de cada manguito 28 de las toberas exteriores 27 es de forma cónica y tiene una longitud desde la superficie exterior del elemento tubular exterior 22 al borde libre 29 que es igual o menor de 10 milímetros y preferiblemente está comprendida entre 1-10 milímetros.
La relación entre el diámetro interior de la salida y el diámetro interior de la entrada de los manguitos 28 es mayor del 50%, preferiblemente comprendida entre el 78 y el 98% y más preferiblemente entre el 85 y el 91%.
Los manguitos cónicos contraen el flujo y lo mantienen perpendicular al flujo principal.
Este valor de la longitud de los manguitos 28 permite que se incremente la distancia de penetración del aire/combustible inyectado.
El borde de entrada 30 de cada manguito 28 de las toberas exteriores 27 está redondeado en el elemento tubular exterior 22.
Ventajosamente, el primer elemento tubular 20 encierra un segundo elemento tubular 32 y define con él un conducto anular 34; este segundo elemento tubular 32 tiene un extremo cerrado con segundas toberas 36 de los grupos de toberas 12.
Tal estructura permite a la lanza eyectar un combustible líquido (a través del elemento tubular 32) y/o un combustible gaseoso (a través del conducto 34) y también aire (a través del conducto 24).
Las segundas toberas 36 son coaxiales con las primeras toberas 26, las toberas exteriores 27 y los manguitos 28.
En una realización preferida, las primeras toberas 26 y las segundas toberas 36 de cada grupo de toberas 12 están provistas con una parte cilíndrica 37, 38 que sobresale hacia el exterior y tienen los bordes libres 39 alineados.
La parte cilíndrica 37 guía el combustible gaseoso hacia la salida y la parte cilíndrica 38 guía el combustible líquido hacia la salida.
Además, la parte cilíndrica 37 tiene también la función de guiar el aire de transporte hacia la salida (el aire de transporte fluye en el exterior de la parte cilíndrica 37); en este sentido la parte exterior de la parte cilíndrica 37 tiene forma cónica.
Específicamente, las partes cilíndricas 37, 38 de las primeras y segundas toberas 26, 36 están alojadas dentro del elemento tubular exterior 22 y también son exteriores a los manguitos correspondientes 28 del elemento tubular exterior 22 (en otras palabras los bordes libres 39 son exteriores a los manguitos 28 e interiores al elemento tubular exterior 22).
La parte terminal 10 de la lanza 7 tiene cuatro grupos de toberas 12 y se colocan en el plano de inyección 15.
Los cuatro grupos de toberas tienen sus ejes 41, 42, que están en ángulos diferentes con respecto a un plano transversal 43.
En particular, los ángulos B de los grupos de toberas 12 hacia la parte intermedia 9 de lanza 7 son más pequeños que los ángulos correspondientes C de los grupos de toberas 12 opuestos en la parte intermedia 9 de la lanza 7.
En una realización preferida, los ángulos B de los grupos del toberas 12 hacia la parte intermedia 9 de la lanza 7 son menores de 25º y mayores de 15º y tienen preferiblemente aproximadamente 20º.
Más aún, los grupos de toberas 12 se colocan simétricamente con respecto a un plano longitudinal 45 que es perpendicular al plano transversal 43.
La operación del quemador de una turbina de gas de la invención es evidente a partir de lo que se ha descrito e ilustrado, y es sustancialmente la siguiente.
El flujo de gas que procede de la turbina de alta presión (que contiene aire) entra en el quemador desde la entrada 3 y pasa a través de los generadores de vórtices; en esta zona la turbulencia del flujo de gas se incrementa y los vórtices adquieren un número de turbulencia grande.
Posteriormente el flujo de gas pasa a la parte terminal de la lanza 7 en donde se inyecta el combustible.
El combustible se inyecta a lo largo del plano de inyección 15, es decir en una región del quemador que tiene una distancia muy precisa desde los bordes de salida de los generadores de vórtices laterales (esta distancia queda definida por la relación x/L); la relación x/L permite la inyección de combustible en una zona en la que la turbulencia y el número de turbulencia de los vórtices con tan altas que se obtiene la optimización de la mezcla del combustible con el flujo de gas.
Además, los ángulos B, C muy particulares permiten la inyección de combustible también en una zona transversal en la que la turbulencia y el número de turbulencia de los vórtices son muy altos y la presencia de manguitos en las toberas exteriores permite la penetración del chorro de combustible en el flujo de gas.
Se han llevado a cabo ensayos experimentales con el quemador de la invención.
Los rendimientos de la mezcla de combustible se han medido en una instalación de canal de agua con un sistema LIF y los rendimientos de la combustión, incluyendo las emisiones, se han evaluado en un dispositivo de combustión a alta presión.
Ambos ensayos han mostrado una calidad de mezcla muy alta, lo que da como resultado una fuerte reducción de las emisiones de NOx; adicionalmente se redujeron también las emisiones de CO.
En la práctica los materiales usados y las dimensiones se pueden elegir como se desee de acuerdo con los requisitos y con el estado de la técnica.
Números de referencia 12 grupos de toberas 15 plano de inyección 20 primer elemento tubular de la lanza 22 elemento tubular exterior de la lanza 24 conducto 26 primeras toberas 27 toberas exteriores 28 manguito 29 borde libre 30 borde de entrada 32 segundo elemento tubular 34 conducto anular 36 segundas toberas 37, 38 partes que sobresalen hacia el exterior 39 bordes libres alineados 41, 42 ejes de las toberas 43 plano transversal 45 plano longitudinal B ángulo hacia la parte intermedia de la lanza C ángulo opuesto a la parte intermedia de la lanza x distancia axial entre los bordes de salidas laterales de los generadores de vórtices y el plano de inyección L longitud del cuerpo tubular z distancia axial desde el borde de salida del vástago de la lanza al plano de inyección d diámetro de la parte terminal de la lanza
1
turbina de gas
2
cuerpo tubular
3
entrada
4
generadores de vórtices
5
eje longitudinal del quemador
6
plano perpendicular al eje del quemador
7
lanza
8
parte de suministro de combustible de la lanza
9
parte intermedia de la lanza
10
parte terminal de la lanza
11
salida del quemador

Claims (14)

  1. REIVINDICACIONES
    1. Quemador (1) de una turbina de gas que comprende un cuerpo tubular (2) con una entrada (3) para la entrada de un flujo de gas (A), aguas abajo de dicha entrada (3), al menos un generador lateral de vórtices (4) y una lanza (7) que se proyecta dentro de dicho cuerpo tubular (2) y que tiene una parte terminal (10) que se extiende paralela al eje longitudinal (5) del quemador (1) que está provisto con cuatro grupos de toberas (12) para la inyección de combustible dentro de dicho cuerpo tubular (2), cayendo dichos cuatro grupos de toberas (12) en un plano de inyección (15) perpendicular al eje de la parte terminal (10) de la lanza (7), una parte aguas abajo de dicha lanza (7), comprendiendo adicionalmente dicho quemador (1) una salida (11), la relación x/L entre la distancia axial x entre un borde de salida de dicho al menos un generador lateral de vórtices (4) y el plano de inyección (15), y la longitud L del cuerpo tubular (2) es igual a o menor que 0,1052, en el que:
    la parte terminal (10) de la lanza (7) se extiende desde una parte intermedia (9) que se inserta en dicho elemento tubular (2) y conecta la parte terminal (10) a una parte de suministro de combustible (8) de la lanza
    (7) que es exterior al elemento tubular (2), en el que dichos
    cuatro grupos de toberas (12)
    tienen sus ejes (41, 42) en ángulos diferentes con respecto a un plano transversal (43),
    los ángulos (B) entre dos ejes (41) de los grupos de toberas (12) hacia la parte intermedia (9) de la lanza (7) y el plano transversal (43) son iguales entre sí,
    los ángulos (C) entre los dos ejes (42) de los grupos de toberas (12) opuestos a la parte intermedia (9) de la lanza (7) y el plano transversal (43) son iguales entre sí,
    los ángulos (B) entre los dos ejes (41) de los grupos de toberas (12) hacia la parte intermedia (9) de la lanza (7) y el plano transversal (43) son más pequeños que los ángulos (C) entre los dos ejes (42) de los grupos de toberas (12) opuestos a la parte intermedia (9) de la lanza (7) y el plano transversal (43).
  2. 2.
    Quemador (1) de acuerdo con la reivindicación 1, caracterizado por que dicha relación x/L está comprendida entre 0,000 y 0,1052.
  3. 3.
    Quemador (1) de acuerdo con la reivindicación 1, caracterizado por que comprende dos generadores laterales de vórtices que tienen bordes de salida que caen en un plano (6) perpendicular al eje del quemador (1).
  4. 4.
    Quemador (1) de acuerdo con la reivindicación 1, caracterizado por que dicha lanza (7) comprende al menos un primer elemento tubular (20) dispuesto para transportar un combustible y un elemento tubular exterior (22) que define con dicho primer elemento tubular (20) un conducto anular (24) dispuesto para transportar aire, estando provisto dicho primer elemento tubular (20) con primeras toberas (26) de dichos grupos de toberas (12) y estando provisto dicho elemento tubular exterior (22) con toberas exteriores (27) de dichos grupos de toberas (12), en el que cada tobera exterior (27) está provista con un manguito (28) que sobresale hacia el exterior.
  5. 5.
    Quemador (1) de acuerdo con la reivindicación 4, caracterizado por que la longitud de cada manguito (28) de las toberas exteriores (27) desde la superficie exterior del elemento tubular exterior (22) a su borde libre (29) es igual o menor a 10 milímetros preferiblemente está comprendido entre 1-10 milímetros.
  6. 6.
    Quemador (1) de acuerdo con la reivindicación 4, caracterizado por que la superficie interior de cada manguito
    (28) de las toberas exteriores (27) tiene forma cónica.
  7. 7.
    Quemador (1) de acuerdo con la reivindicación 6, caracterizado por que la relación entre el diámetro interior de la salida y el diámetro interior de entrada del manguito (28) es mayor del 50%, preferiblemente comprendido entre 78-98% y, más preferiblemente entre el 85-91%.
  8. 8.
    Quemador (1) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 4 a 7, caracterizado por que el borde de entrada (30) de cada manguito (28) de las toberas exteriores (27) está redondeado en el elemento tubular exterior (22).
  9. 9.
    Quemador (1) de acuerdo con la reivindicación 4, caracterizado por que el primer elemento tubular (20) encierra un segundo elemento tubular (32) y define con él un conducto anular (34), teniendo dicho segundo elemento tubular
    (32) un extremo cerrado con segundas toberas (36) de dicho grupo de toberas (12) coaxial con dichas primeras toberas (26) y dichas toberas exteriores (27) y dichos manguitos (28) de las toberas exteriores.
  10. 10.
    Quemador (1) de acuerdo con la reivindicación 9, caracterizado por que dichas primeras toberas (26) y dichas segundas toberas (36) de cada grupo de toberas (12) está provisto con partes cilíndricas (37, 38) que sobresalen hacia el exterior, que tienen bordes libres (39) alineados.
  11. 11.
    Quemador (1) de acuerdo con la reivindicación 10, caracterizado por que la pared exterior de la parte cilíndrica
    (37) de las primeras toberas (26) tiene forma cónica.
  12. 12.
    Quemador (1) de acuerdo con la reivindicación 10, caracterizado por que las partes cilíndricas (37, 38) que sobresalen hacia el exterior de las primeras y segundas toberas (26, 36) se alojan dentro de dicho elemento tubular exterior (22) y exterior a los manguitos correspondientes (28) del elemento tubular exterior (22).
  13. 13.
    Quemador (1) de acuerdo con la reivindicación 1, caracterizado por que los ángulos (B) entre los ejes (41) de
    5 los grupos de toberas (12) hacia la parte intermedia (9) de la lanza (7) y el plano transversal (43) son menores de 25º y mayores de 15º y son preferiblemente de aproximadamente 20º.
  14. 14. Quemador (1) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones previas, caracterizado por que dichos grupos de toberas (12) se colocan simétricamente con respecto a un plano longitudinal (45) que es perpendicular al plano transversal (43).
    10 15. Quemador (1) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones previas, caracterizado por ser el segundo quemador de una máquina de combustión secuencial.
ES08172239T 2008-12-19 2008-12-19 Quemador de una turbina de gas que tiene una configuración de lanza especial Active ES2400247T3 (es)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP20080172239 EP2199674B1 (en) 2008-12-19 2008-12-19 Burner of a gas turbine having a special lance configuration

Publications (1)

Publication Number Publication Date
ES2400247T3 true ES2400247T3 (es) 2013-04-08

Family

ID=40690258

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES08172239T Active ES2400247T3 (es) 2008-12-19 2008-12-19 Quemador de una turbina de gas que tiene una configuración de lanza especial

Country Status (3)

Country Link
US (1) US8938968B2 (es)
EP (1) EP2199674B1 (es)
ES (1) ES2400247T3 (es)

Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ES2611106T3 (es) * 2010-05-20 2017-05-04 General Electric Technology Gmbh Lanza de un quemador de una turbina de gas
EP2420730B1 (en) * 2010-08-16 2018-03-07 Ansaldo Energia IP UK Limited Reheat burner
US20130152555A1 (en) * 2011-12-15 2013-06-20 Caterpillar Inc. Fluid injection lance with balanced flow distribution
JP6138231B2 (ja) * 2012-03-23 2017-05-31 ゼネラル エレクトリック テクノロジー ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツングＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ＧｍｂＨ 燃焼装置
EP2685170A1 (en) 2012-07-10 2014-01-15 Alstom Technology Ltd Cooled wall structure for the hot gas parts of a gas turbine and method for manufacturing such a structure
EP2789915A1 (en) * 2013-04-10 2014-10-15 Alstom Technology Ltd Method for operating a combustion chamber and combustion chamber
WO2014179956A1 (en) * 2013-05-09 2014-11-13 Zheng Shi System and method for small-scale combustion of pulverized solid fuels
US10094570B2 (en) 2014-12-11 2018-10-09 General Electric Company Injector apparatus and reheat combustor
US10107498B2 (en) 2014-12-11 2018-10-23 General Electric Company Injection systems for fuel and gas
US10094569B2 (en) 2014-12-11 2018-10-09 General Electric Company Injecting apparatus with reheat combustor and turbomachine
US10094571B2 (en) 2014-12-11 2018-10-09 General Electric Company Injector apparatus with reheat combustor and turbomachine
CN106642127A (zh) * 2016-11-24 2017-05-10 兴化市紫邦燃器具科技有限公司 强制全预混三维混气室
GB201700465D0 (en) * 2017-01-11 2017-02-22 Rolls Royce Plc Fuel injector
GB201700459D0 (en) * 2017-01-11 2017-02-22 Rolls Royce Plc Fuel injector
EP3657072B1 (en) * 2018-11-23 2021-08-11 Ansaldo Energia Switzerland AG Lance for a burner and method for retrofitting a lance

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0059490B1 (de) * 1981-03-04 1984-12-12 BBC Aktiengesellschaft Brown, Boveri & Cie. Ringbrennkammer mit Ringbrenner für Gasturbinen
US5293843A (en) * 1992-12-09 1994-03-15 A. Ahlstrom Corporation Combustor or gasifier for application in pressurized systems
DE59402803D1 (de) 1993-04-08 1997-06-26 Asea Brown Boveri Brennkammer
DE4326802A1 (de) * 1993-08-10 1995-02-16 Abb Management Ag Brennstofflanze für flüssige und/oder gasförmige Brennstoffe sowie Verfahren zu deren Betrieb
DE4446611A1 (de) * 1994-12-24 1996-06-27 Abb Management Ag Brennkammer
DE19510744A1 (de) * 1995-03-24 1996-09-26 Abb Management Ag Brennkammer mit Zweistufenverbrennung
GB2307980B (en) * 1995-12-06 2000-07-05 Europ Gas Turbines Ltd A fuel injector arrangement; a method of operating a fuel injector arrangement
US6325818B1 (en) * 1999-10-07 2001-12-04 Innercool Therapies, Inc. Inflatable cooling apparatus for selective organ hypothermia
DE19905996A1 (de) 1999-02-15 2000-08-17 Abb Alstom Power Ch Ag Brennstofflanze zum Eindüsen von flüssigen und/oder gasförmigen Brennstoffen in eine Brennkammer
DE102004041272B4 (de) * 2004-08-23 2017-07-13 General Electric Technology Gmbh Hybridbrennerlanze
WO2009019114A2 (de) * 2007-08-07 2009-02-12 Alstom Technology Ltd Brenner für eine brennkammer einer turbogruppe
WO2009019113A2 (de) * 2007-08-07 2009-02-12 Alstom Technology Ltd Brenner für eine brennkammer einer turbogruppe

Also Published As

Publication number Publication date
US8938968B2 (en) 2015-01-27
US20100236246A1 (en) 2010-09-23
EP2199674B1 (en) 2012-11-21
EP2199674A1 (en) 2010-06-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2400247T3 (es) Quemador de una turbina de gas que tiene una configuración de lanza especial
JP6516996B2 (ja) 燃焼器及びガスタービンエンジン
RU2014130231A (ru) Жидкотопливная форсунка для газовой турбины и способ впрыска топлива в камеру сгорания газовой турбины
KR101752114B1 (ko) 노즐, 연소기, 및 가스 터빈
US9500369B2 (en) Fuel nozzle and method for operating a combustor
US9441837B2 (en) Premix burner of the multi-cone type for a gas turbine
RU2605166C2 (ru) Универсальная вихревая форсунка смесительной головки для газовой горелки
KR20200021059A (ko) 혼소용 버너 장치
JP5734358B2 (ja) ガスタービン用のマルチコーン型の予混合バーナ
ITUA20163988A1 (it) Ugello carburante per una turbina a gas con swirler radiale e swirler assiale e turbina a gas / fuel nozzle for a gas turbine with radial swirler and axial swirler and gas turbine
KR102738673B1 (ko) 코안다 효과를 이용한 연소기
ES2219282T3 (es) Perfeccionamiento en los quemadores de gas para el calentamiento de un gas que circula a traves de un conducto.
JP6134510B2 (ja) ターボ機械の燃焼器
JP6502462B2 (ja) 混焼用バーナ装置及びボイラ
US20110079014A1 (en) Burner arrangement, and use of such a burner arrangement
KR101300940B1 (ko) 저녹스형 버너
RU2005129938A (ru) Малоэмиссионная камера сгорания газовой турбины
RU2006125111A (ru) Устройство для сжигания жидкого и/или газообразного топлива в газовой турбине
CZ306247B6 (cs) Plynový hořák
TH80645A (th) หัวเผาแบบผสมล่วงหน้าพร้อมช่วงสำหรับผสม