JPH10311539A - ガスタービンエンジン用低エミッション燃焼システム - Google Patents

ガスタービンエンジン用低エミッション燃焼システム

Info

Publication number
JPH10311539A
JPH10311539A JP10107642A JP10764298A JPH10311539A JP H10311539 A JPH10311539 A JP H10311539A JP 10107642 A JP10107642 A JP 10107642A JP 10764298 A JP10764298 A JP 10764298A JP H10311539 A JPH10311539 A JP H10311539A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
fuel
injector
tube
combustor
air
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.)
Pending
Application number
JP10107642A
Other languages
English (en)
Inventor
W Wills Jeffrey
ダブリュ．ウィリス ジェフリー
Pont Gilliermo
ポント ギリェルモ
L Older Bruce Jr
エル．オールダー，ジュニア ブルース
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.)
Capstone Green Energy Corp
Original Assignee
Capstone Turbine Corp
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 Capstone Turbine Corp filed Critical Capstone Turbine Corp
Publication of JPH10311539A publication Critical patent/JPH10311539A/ja
Pending legal-status Critical Current

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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • 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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers

Landscapes

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

Abstract

(57)【要約】 【課題】 燃料／空気混合物を導入するための複数の接
線方向燃料インジェクタを有する略環状の燃焼器を含む
ガスタービンエンジン用低エミッション燃焼システムを
提供する。 【解決手段】 環状燃焼器２２は、内側ライナー４６か
らのスカート状流動制御バッフルと、流動制御バッフル
の下側で内側ライナーに、さらに円筒状外側ライナーに
設けられた空気希釈孔５１，５２を含む。燃料インジェ
クタは、レキュペレータハウジング４０を貫通し、傾斜
管５８を通って燃焼器内へ延在し、次いで燃焼器ハウジ
ング３９の円筒状外側ライナーに設けた接線ガイドを通
って延在している。燃料インジェクタは、おもに伸長イ
ンジェクタ管６９を備え、その外端部は、少なくとも１
つの燃料流入管６４を有するカプラー６２を含んでい
る。圧縮燃焼空気は、伸長インジェクタ管の内部に、そ
こに設けた孔やスリットのいずれかから供給される。こ
れらの孔やスリットは、レキュペレータハウジングと燃
焼器の間の空間に開口した燃料インジェクタの回りの傾
斜管から圧縮空気を受け入れる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、燃焼システムの分
野に関し、特に、改良されたガスタービンエンジン用低
エミッション燃焼システムに関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンにおいて、流入空
気は、連続的に圧縮され、可燃比率で燃料と混合され、
次いで、点火源と接触させて混合物に点火し、燃焼を続
けさせる。このようにして放出された熱エネルギーは、
次に燃焼ガスとしてガスタービンへ流れ、ここで発電機
などの駆動装置用の回転エネルギーに変換される。次
に、燃焼ガスは、その残留熱の一部を、圧縮機から供給
される到来空気に渡した後、大気中に排出される。
【０００３】理論空気量を大幅に上回る量の空気は通常
圧縮され、燃焼器ライナーを低温に保ち、燃焼器排気ガ
スを希釈するために利用される。これにより、タービン
ノズルおよびブレードに対する損傷を避けることができ
る。一般に、燃焼器の一次セクションは、ほぼ理論的状
態で作動し、華氏約４０００度までの燃焼ガス温度を発
生する。さらに燃焼器に沿って二次空気を入れて空気燃
料比を上げ、ガス温度を下げる。そこで、燃焼器から出
るガスの温度は華氏２０００度の範囲内となる。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】ＮＯｘの形成が高温に
おいて熱力学的に促進されることは十分に立証されてい
る。ＮＯｘ形成反応は、温度依存性が非常に高いため、
最高燃焼温度を減少させることは、燃焼ゾーンにおける
燃焼生成物の滞留時間を制限することと同じく、ガスタ
ービンエンジンからのＮＯｘ放出を減少させる効果的な
手段を提供することができる。非常に希薄な状態（すな
わち、極めて過剰な空気）において燃焼プロセスを作動
させることは、低温ひいては低ＮＯｘ放出を達成する最
も簡単な方法の一つである。しかしながら、非常に希薄
な状態での点火および燃焼では、不完全燃焼を避けるこ
とができず、それに付随したエミッションを生じる。さ
らに、このように極めて希薄な動作状態においては燃焼
プロセスを持続させることができない。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明の低エミッション
燃焼システムは、円筒状外側ライナーおよびテーパ状内
側ライナーから構成される略環状の燃焼器と、燃焼器ド
ームを含んでいる。複数の接線方向燃料インジェクタ
は、環状燃焼室の燃焼器ドーム端において、燃料／空気
混合物を導入する。略スカート状の流動制御バッフル
が、テーパ状内側ライナーから環状燃焼室内に延在して
いる。流動制御バッフルの下側でテーパ状内側ライナー
内に設けられた複数の空気希釈孔は、希釈空気を環状燃
焼室内に導入する。さらに、円筒状外側ライナーに設け
られた複数の空気希釈孔は、流動制御バッフルの下流側
でさらなる希釈空気を導入する。
【０００６】燃料インジェクタは、レキュペレータ（伝
熱式熱交換器）ハウジングを通り、外側レキュペレータ
壁と内側レキュペレータ壁との間に延在する傾斜(angle
d)管を通って燃焼器内に入り、次いで、燃焼器ハウジン
グの円筒状外側ライナー内のガイドを通って環状燃焼室
の内部まで延在する。燃料インジェクタは、伸長インジ
ェクタ管を備え、その外側端部には少なくとも一つの燃
料流入管を有するカプラーが設けられている。圧縮され
た燃焼空気は、伸長インジェクタ管に設けられた孔やス
リットのいずれかからその内部に供給される。これらの
孔やスリットは、レキュペレータハウジングと燃焼器の
間の空間に開口した燃料インジェクタの回りの傾斜管か
らの圧縮空気を受入れる。
【０００７】燃焼インジェクタは、伸長インジェクタ管
内に同心状内側管を含んでいてもよく、また、複数の孔
を含むセンタリングリングを、同心状内側インジェクタ
管と伸長インジェクタ管間の空間に配置してもよい。中
心リングおよび外側インジェクタ管の孔やスリットにつ
いては、様々な配置が可能である。外側インジェクタ管
の排出端には、パイロット火炎ホルダーや過流器を設け
てもよい。
【０００８】具体的に述べると、本発明によれば、外側
ライナーと、内側ライナーと、閉鎖上流端と、開放排出
端とを有する環状燃焼器と、上記燃焼器の上記閉鎖端の
外周のまわりに間隔を置いて設けた複数の接線方向燃料
インジェクタと、上記内側ライナーと上記外側ライナー
の間で上記内側ライナーから下流側に環状燃焼器内に延
在する屈曲略スカート状流動制御バッフルであって、上
記内側ライナーと上記外側ライナー間の距離の約３分の
１から３分の２まで突出している屈曲略スカート状流動
制御バッフルと、上記屈曲略スカート状流動制御バッフ
ルの下側で上記内側ライナーに間隔を置いて設けた複数
の空気希釈開口であって、上記屈曲略スカート状流動制
御バッフルが上記間隔を置いて設けた複数の空気希釈開
口から下流方向に空気を導くように構成された空気希釈
開口と、上記環状燃焼器内にさらなる希釈空気を注入す
るために上記環状燃焼器の上記外側ライナーに間隔を置
いて設けた複数の空気希釈開口とを備えることを特徴と
するガスタービンエンジン用低エミッション燃焼システ
ムが得られる。
【０００９】また本発明によれば、圧縮機と、上記圧縮
機を駆動するタービンと、上記タービンから排気ガスを
受け入れて、燃焼空気を加熱するハウジングを含む環状
レキュペレータとを有するガスタービンエンジン用低エ
ミッション燃焼システムにおいて、上記タービンを駆動
するための高温燃焼ガスを発生させる環状燃焼器であっ
て、上記環状燃焼器は上記環状レキュペレータハウジン
グ内に同心状に配置され、その間の環状空間には上記レ
キュペレータからの加熱圧縮空気が供給され、上記環状
燃焼器は、外側ライナーと、内側ライナーと、略ドーム
状閉鎖上流端と、開放排出端とを備え、上記外側ライナ
ーが上記外側ライナーを貫通して接線方向に延在する複
数の傾斜燃料インジェクタガイドを含むように構成され
た環状燃焼器を含み、上記レキュペレータハウジング
は、内部に延在するとともに上記レキュペレータハウジ
ングと上記燃焼器の間の環状空間に開口した間隔を置い
て設けた複数の傾斜管を含み、さらに、上記複数の傾斜
管内で上記レキュペレータハウジングを通過しかつ上記
環状燃焼器の上記外側ライナー内で上記複数の傾斜燃料
インジェクタガイドを経て上記環状燃焼器の閉鎖端まで
延在する複数の接線方向燃料インジェクタであって、１
つの燃料インジェクタは１つの傾斜管と１つの傾斜ガイ
ドを通って延在する接線方向燃料インジェクタと、上記
内側ライナーと上記外側ライナーの間で上記内側ライナ
ーから下流側に環状燃焼器内に延在する屈曲略スカート
状流動制御バッフルであって、上記内側ライナーと上記
外側ライナー間の距離の約３分の１から３分の２まで突
出している屈曲略スカート状流動制御バッフルと、上記
屈曲略スカート状流動制御バッフルの下側で上記内側ラ
イナーに間隔を置いて設けた複数の空気希釈開口であっ
て、上記屈曲略スカート状流動制御バッフルが、上記間
隔を置いて設けた複数の空気希釈開口から下流方向に空
気を導くように構成された空気希釈開口と、上記環状燃
焼器内にさらなる希釈空気を注入するために上記環状燃
焼器の上記外側ライナーに間隔を置いて設けた複数の空
気希釈開口とを備えることを特徴とする低エミッション
燃焼システムが得られる。
【００１０】また本発明によれば、外側端および排出端
を有する伸長インジェクタ管と、燃料流入管と、上記伸
長インジェクタ管の外側端を上記燃料流入管に結合する
カプラーとを備え、上記伸長インジェクタ管の内部には
上記カプラーと上記排出端の中間に複数の開口が設けら
れ、上記開口は、圧縮空気を導入して上記伸長インジェ
クタ管内で上記燃料流入管からの燃料と混合させるため
のものであることを特徴とするガスタービンエンジン燃
焼器用燃料インジェクタが得られる。
【００１１】また本発明によれば、外側端および排出端
を有する伸長インジェクタ管と、気体燃料流入管と、液
体燃料流入管と、上記伸長インジェクタ管の外側端を上
記気体燃料流入管および上記液体燃料流入管に結合する
カプラーとを備え、上記気体燃料流入管は上記伸長イン
ジェクタ管に対して垂直であり、上記液体燃料流入管は
上記伸長インジェクタ管と同心であり、上記伸長インジ
ェクタ管は上記カプラーと上記排出端の中間に設けた複
数の開口を有し、上記複数の開口は、上記傾斜管から上
記伸長インジェクタ管の内部に圧縮空気を導入して上記
気体燃料流入口からの気体燃料あるいは上記液体燃料流
入口からの液体燃料と混合するためのものであることを
特徴とするガスタービンエンジン燃焼器用燃料インジェ
クタが得られる。
【００１２】また本発明によれば、最大出力動作におい
て燃料インジェクタ管の排出端において燃焼室内に燃焼
火炎を形成するステップと、燃料インジェクタ管の排出
端内に上記燃焼火炎をフラッシュバックし低出力動作に
おいて上記燃料インジェクタ管内において火炎を安定さ
せるステップとを備えたことを特徴とするガスタービン
エンジン用燃料注入方法が得られる。
【００１３】また本発明によれば、燃焼器と、上記燃焼
器を駆動するためのタービンと、上記タービンから排気
ガスを受け入れて燃焼空気を加熱する、ハウジングを含
む環状レキュペレータとを有するガスタービンエンジン
のための燃焼方法において、上記タービンを駆動するた
めに高温燃焼ガスを発生させる環状燃焼器であって、上
記環状レキュペレータハウジング内に環状空間をはさん
で同心状に配置され、外側ライナーと、内側ライナー
と、略ドーム状閉鎖上流端と、開放排出端とを有し、上
記外側ライナーは、それを通過して接線方向に延在する
複数の傾斜燃料インジェクタガイドを含むように構成さ
れた環状燃焼器を用意するステップと、上記レキュペレ
ータハウジングを通って延在し、上記環状燃焼器の上記
外側ライナーの上記傾斜燃料インジェクタガイドと一直
線上に並び且つ上記レキュペレータハウジングと上記燃
焼器の間の環状空間に開口した、間隔を置いて設けた複
数の傾斜管を用意するステップと、上記複数の傾斜管内
で上記レキュペレータハウジングを通ってかつ上記環状
燃焼器の上記外側ライナー内で上記複数の傾斜燃料イン
ジェクタガイドを経て上記環状燃焼器の閉鎖端まで延在
する複数の接線方向燃料インジェクタであって、１つの
燃料インジェクタが１つの傾斜管と一直線上に並んだ１
つの傾斜ガイドとを通って延在する接線方向燃料インジ
ェクタを用意するステップとを有し、上記接線方向燃料
インジェクタの各々は、外側端および排出端を有する伸
長インジェクタ管と、上記外側端と上記排出端の間に設
けた燃料分散中央リングとを有し、上記中央リングは、
燃料を通過させるための間隔を置いて設けた複数の開口
と、燃料流入管と、上記伸長インジェクタ管の外側端を
上記燃料流入管に結合するカプラーとを含み、上記伸長
インジェクタ管は、上記燃料分散中央リングの下流側に
設けた複数の開口を有しており、さらに、上記レキュペ
レータから上記燃料分散中心リングの下流側で上記伸長
インジェクタ管に設けた開口に加熱圧縮空気を供給する
ステップと、燃料を燃料流入管に供給して上記燃料分散
中心リングの下流側で上記伸長管内において圧縮空気と
混合するステップと、最大出力動作において上記燃焼室
内の上記接線方向燃料インジェクタの上記伸長インジェ
クタ管の排出端において燃焼火炎を形成するステップ
と、上記伸長インジェクタ管の排出端内に上記火炎をフ
ラッシュバックし最小出力動作において上記接線方向燃
料インジェクタの上記燃料インジェクタ管内で火炎を安
定させるステップとを有することを特徴とする燃焼方法
が得られる。
【００１４】
【発明の実施の形態】本発明の低エミッション燃焼シス
テムを利用したターボ発電機１２を図１に示す。ターボ
発電機１２は、永久磁石発電機２０と、パワーヘッド２
１と、燃焼器２２と、レキュペレータ（すなわち熱交換
器）２３を備えている。
【００１５】永久磁石発電機２０は、永久磁石ロータま
たはスリーブ２６を含み、この永久磁石ロータ２６は、
その内部に配置された永久磁石を備え、一対の離間した
ジャーナルベアリングにより永久磁石ステータ２７内部
に回転可能に支持されている。放射状（径方向）永久磁
石ステータ冷却フィン２８が外側円筒スリーブ２９内に
収容され、環状空気流通路を構成している。この空気流
通路は、永久磁石ステータ２７を冷却し、これにより、
パワーヘッド２１へ向かう途中で通過する空気を予熱す
る。
【００１６】ターボ発電機１２のパワーヘッド２１は、
圧縮機３０と、タービン３１と、ベアリングロータ３２
とを備え、このベアリングロータ３２を、永久磁石ロー
タ２６に至るタイロッド３３が通過している。圧縮機３
０は、永久磁石ステータ２７の回りの円筒スリーブ２９
内の環状空気流通路から予熱された空気を受ける圧縮機
インペラまたはホイール３４を備え、タービン３１によ
り駆動される。このタービン３１は、レキュペレータ２
３から予熱された空気を供給される燃焼器２２からの加
熱された排気ガスを受けるタービンホイール３５を有し
ている。圧縮機ホイール３４およびタービンホイール３
５は、放射状に延在するベアリングロータスラストディ
スク３６を有するベアリングシャフトまたはロータ３２
上に支持されている。ベアリングロータ３２は、中央ベ
アリングハウジング３７内の一つのジャーナルベアリン
グにより回転可能に支持され、ベアリングロータ３２の
圧縮機端のベアリングロータスラストディスク３６は、
バイラテラルスラストベアリングにより回転可能に支持
されている。
【００１７】取入空気は、圧縮機３０により永久磁石発
電機２０を介して吸引され、圧縮機３０は空気の圧力を
増加させ、レキュペレータ２３内に空気を送り込む。レ
キュペレータ２３は、熱伝達部４１と、排気ガスドーム
４２と、燃焼器ドーム４３を有する環状ハウジング４０
を備えている。タービン３１からの排出熱は、燃焼器２
２に空気が進入する前に空気を予熱するために用いら
れ、燃焼器２２では、予熱された空気を燃料と混合して
燃焼させる。燃焼ガスは、次いで、タービン３１内で膨
張され、タービン３１により、圧縮機３０およびタービ
ン３１と同軸上に搭載されている永久磁石発電機２０の
永久磁石ロータ２６を駆動する。膨張させたタービン排
気ガスは、次いで、ターボ発電機１２から排出する前に
レキュペレータ２３を通過させられる。
【００１８】図２〜図４に示す燃焼器２２の燃焼器ハウ
ジング３９は、円筒状外側ライナー４４およびテーパ状
内側ライナー４６を備え、これらは燃焼器ドーム４３と
ともに、燃焼器ドーム４３からタービン３１に至る略拡
張形環状燃焼ハウジングまたはチャンバ３９を構成す
る。複数の燃料インジェクタガイド４９（図では３つ）
が、燃料インジェクタ１４を位置づけ、燃料インジェク
タ軸すなわち中心線４７に沿って環状燃焼ハウジング３
９の燃焼器ドーム４３端において燃料／空気混合物を接
線方向に導入する。この同じ中心線４７は、燃焼ハウジ
ング３９内で点火装置（図示せず）を位置決めするため
の点火装置キャップを含んでいる。燃焼器ドーム４３は
丸みづけられ、燃料インジェクタ１４からの過流パター
ンが十分に発達することを可能にするとともに、燃焼器
内の構造応力負荷を減少させている。
【００１９】流動制御バッフル４８が、テーパ状内側ラ
イナー４６から環状燃焼ハウジング３９内に延在してい
る。バッフル４８は、略スカート状であり、テーパ状内
側ライナー４６と円筒状外側ライナー４４間の距離の３
分の１から２分の１の範囲に延在している。流動制御バ
ッフル４８の下側でテーパ状内側ライナー４６に設けら
れた複数の間隔を置いて設けたオフセット空気希釈孔５
２、５３、５４からそれぞれなる３列の希釈孔は、希釈
空気を環状燃焼ハウジング３９内に導入する。最初の２
列の空気希釈孔５２および５３（燃料インジェクタ中心
線４７に最も近い）は、同じサイズでもよいが、両方と
も３列めの空気希釈孔５４よりは小さくする。
【００２０】さらに、円筒状外側ライナー４４に設けた
複数の間隔を置いて設けた空間空気希釈孔５０および５
１からそれぞれなる２列の希釈孔は、流動制御バッフル
４８から下流側でさらなる希釈空気を導入する。流動制
御バッフル４８に最も近い複数の孔５０は、二列めの孔
５１より大きく、数が少なくてもよい。
【００２１】図５に示す別の燃焼ハウジング３９´は、
流動制御バッフル４８´がテーパ状内側ライナー４６お
よび円筒状外側ライナー４４間の距離の２分の１から３
分の２の範囲に延在していることを除いて、図２〜図４
の燃焼ハウジング３９と概ね同様である。
【００２２】本発明の低エミッション燃焼器システム
は、天然ガスやプロパンなどの気体燃料と、ガソリンや
ディーゼルオイルなどの液体燃料に対して作動でき、あ
るいは、気体またはガス状または液体燃料のどちらかに
対応するよう設計することもできる。図６〜図１８の燃
料インジェクタは一種類の燃料に対して作動するように
設計されている。図１９〜図２４の燃料インジェクタに
は、気体燃料および液体燃料の両方について個々の入口
が設けられ、どちらの燃料が利用できる場合にも作動で
きる。
【００２３】燃料は、各燃料インジェクタ１４に対して
個別に供給することができる。あるいは、図１に示すよ
うに、燃料マニホールド１５を用いて、３つの燃料イン
ジェクタ１４すべてに燃料を供給することもできる。燃
料マニホールド１５は、燃料源（図示せず）からの燃料
を受け入れるための燃料入口１６を備えている。流動制
御バルブ１７が、マニホールド１５から燃料インジェク
タ１４への燃料ラインのそれぞれに設けられている。低
電力動作を持続させ、燃料節約および低エミッションを
維持するため、これらの流動制御バルブ１７は、オン／
オフ位置に個別に制御することができ（燃料インジェク
タのいかなる結合をも個別に独立して使用するため）、
あるいは、一緒に調節することもできる。流動制御バル
ブ１７は、燃料圧力により開放することができ、あるい
は、これらの動作をソレノイドを用いて制御または増大
することもできる。
【００２４】図６に示す燃料インジェクタ１４は、レキ
ュペレータハウジング４０を通って、次いで燃料インジ
ェクタガイド４９を通って燃焼器ハウジング３９内まで
延在する。燃料インジェクタフランジ５５が外側レキュ
ペレータ壁５７上のボス５６に取りつけられ、外側レキ
ュペレータ壁５７と内側レキュペレータ壁５９との間の
傾斜管５８を通って延在している。燃料インジェクタ１
４は、燃焼器ハウジング３９の円筒状外側ライナー４４
内の燃焼インジェクタガイド４９を通って環状燃焼ハウ
ジング３９の内部まで延在している。
【００２５】燃料インジェクタ１４は、インジェクタ管
６１を備えており、このインジェクタ管６１は流入端お
よび排出端を有している。インジェクタ管６１の流入端
は、燃料流入管６４を有するカプラー６２を含んでお
り、この燃料流入管６４により燃料をインジェクタ管６
１に供給する。燃料を通過させるための、間隔を置いて
設けた複数の開口６６を有する中心リング６５により、
燃料がインジェクタ管６１内に分散される。これらの開
口６６は、燃料インジェクタ管６１内の燃料の分散を良
好にする役割を果たす。
【００２６】傾斜管５８と外側インジェクタ管６１との
間の空間が、内側レキュペレータ壁５９と燃焼器ハウジ
ング３９の円筒状外側ライナー４４との間の空間に開口
している。レキュペレータ２３からの加熱された圧縮空
気が、内側レキュペレータ壁５９と燃焼器ハウジング３
９の円筒状外側ライナー４４との間の空間に供給され、
したがって、傾斜管５８の内部で利用可能となる。
【００２７】中心リング６５の下流側でインジェクタ管
６１内に設けられた複数の伸長スリット６７は、傾斜管
５８から、中心リング６５の下流側のインジェクタ管６
１内の燃料に、圧縮空気を供給する。これらの伸長スリ
ットは傾斜管５８からの圧縮空気を受け入れ、傾斜管５
８は、内側レキュペレータ壁５９と燃焼器ハウジング３
９の円筒状外側ライナー４４との間の空間から圧縮空気
を受け入れる。中心リング６５の下流面は、インジェク
タ管６１に入る圧縮空気を下流方向に導くために傾斜さ
せてもよい。
【００２８】伸長スリット６７を図８および図９に詳細
に示す。スリット６７はインジェクタ管６１の軸すなわ
ち中心線に概ね平行に延在しているが、放射方向に傾斜
させてある。すなわち、スリット６７の側壁は放射状で
なく傾斜されている。この傾斜角度により、インジェク
タ管６１に流入する圧縮空気は略接線方向に導かれ、イ
ンジェクタ管６１内の燃料分散中心リング６５から流出
する燃料とより良好に混合し燃料をかきまぜる。あるい
は、図１０に示すように、インジェクタ管６９に、イン
ジェクタ管６９の軸すなわち中心線から傾斜させた伸長
スリット７０を設けてもよい。これはやはり、インジェ
クタ管６１内の燃料分散中心リング６５から流出する燃
料を混合しかきまぜる作用を有する。
【００２９】最大出力において、燃料インジェクタ１４
からの火炎７１は、図６に示すように、燃焼器ハウジン
グ３９の内側にある。高度に予混合された燃料空気混合
物は、非常に低いＮＯｘレベルをもたらす。しかしなが
ら、出力が削減され、燃料が減少するにつれて、火炎７
１はインジェクタ管６１内に戻り、図７に示すようにイ
ンジェクタ管６１内で安定する。インジェクタ管６１
と、燃料分散中心リング６５と、過流スリット６７は共
働して、インジェクタ管６１内でフレームを安定させ
る。
【００３０】インジェクタ管６１内で安定した火炎７１
は、インジェクタ管６１の外側の火炎７０に比べるとい
くぶん高いＮＯｘレベルを生じるが、このことは、高い
ターンダウン比の達成によりじゅうぶん埋め合わせられ
る。本発明の低エミッション燃焼システムについての通
常のターンダウン比は４程度であるのに対し、インジェ
クタ６１内で火炎７１を安定させると２０を越えるター
ンダウン比が達成される。この大きさのターンダウン比
では、燃焼システムの制御は非常に簡素化され、複数の
燃料インジェクタ１４のステージング(staging) を省く
ことができる。燃焼システムのコストがかなり削減され
るだけでなく、燃焼システムの寿命および安定性もかな
り向上する。
【００３１】別の傾斜管５８´を図７に示す。傾斜管５
８´は外側レキュペレータ壁５７と内側レキュペレータ
壁５９との間に延在しベローズ部６８を含んでいる。こ
のベローズ部６８は、傾斜管５８´とそれが延在するレ
キュペレータハウジング４０の間の熱膨脹差を吸収する
ことができる。
【００３２】図１１の燃料インジェクタ７４において、
インジェクタ管７５は燃料分散中心リング６５の下流側
に設けた１列の孔７９を含んでいる。燃料インジェクタ
管７５の排出端は、面過流器７７を含み、これにより、
燃焼器ハウジング３９内に燃料空気混合物を排出する前
の燃料と空気の混合、および、インジェクタ出口と燃焼
器３９内における火炎安定化を促進する。面過流器７７
は、複数の翼７８を有し、図２５〜図２７に詳細が示さ
れている。
【００３３】図１２を参照して、燃料インジェクタ８１
は燃料インジェクタ管８２を含んでいる。燃料インジェ
クタ管８２は、複数の孔７９および燃料分散中心リング
６５の下流側に配置された複数の伸長スリット６７を有
している。孔７９およびスリット６７の位置は、図１３
の燃料インジェクタ８３の燃料インジェクタ管８４内に
おいては逆転されている。
【００３４】図１４〜図１７の燃料インジェクタ８５、
８６、８７、８８はそれぞれ、図６、図１１、図１２、
図１３の燃料インジェクタ１４、７４、８１、８３に概
ね対応している。但し、燃料インジェクタ８５、８６、
８７、８８には、燃料インジェクタ１４、１７、８１、
８３の燃料分散中心リング６５は含まれていない。その
他の唯一の相違は、燃料インジェクタ８６の燃料インジ
ェクタ管８９が、燃料インジェクタ７４の燃料インジェ
クタ管７５のような１列の孔７９ではなく、２列に配し
た複数のオフセット孔７９および８０を含んでいること
である。
【００３５】さらに異なる燃料インジェクタ９０を図１
８に示す。燃料インジェクタ９０は、外側インジェクタ
管７５内に同心状に配置された内側インジェクタ管９１
を備えている。外側インジェクタ管７５の流入端は、主
燃料流入管９３を有するカプラー９２を含んでいる。カ
プラー９２の外側の内側インジェクタ管９１の延長部９
４は、二次すなわちパイロット燃料流入口を提供してい
る。燃料流入管９３は、内側インジェクタ管９１と外側
インジェクタ管７５との間の環状空間へ燃料を供給す
る。一方、内側インジェクタ管９１の延長部９４は、内
側インジェクタ管９１の排出端において、パイロット火
炎ホルダー９５へ燃料を供給する。内側インジェクタ管
９１は、燃料分散中心リング６５により、外側インジェ
クタ管７５内に同心状に保持されている。燃料分散中心
リング６５は、カプラー９２とパイロット火炎ホルダー
９５との間の略中央に配置されている。
【００３６】既に述べたように、図６〜図１８の燃料イ
ンジェクタは、特に気体燃料を使用するために設計され
ており、気体燃料とともに用いることがもっとも好適で
ある。しかしながら、ある状況においては、これらの同
じ燃料インジェクタは、気体燃料の代わりに液体燃料を
使用することができる。しかしながら、図１９〜図２４
に示すように、これら燃料インジェクタは、燃料の利用
可能性に応じて、気体および液体燃料のいずれをも収容
できるように特別に設計されている。
【００３７】図１９〜図２４の燃料インジェクタ１０１
〜１０５は、それぞれ、燃料インジェクタ管８２（図１
９および図２２）と、燃料インジェクタ管６１（図２０
および２４）と、燃料インジェクタ管８９（図２１）
と、燃料インジェクタ管８４（図２３）とを含んでい
る。これら燃料インジェクタ管の各々は、カプラー９２
から延在している。カプラー９２は、気体燃料用の垂直
燃料流入管９７および液体燃料用の同心状燃料流入管９
８を含んでいる。燃料インジェクタ１００および１０１
は、燃料分散中心リング６５からカプラー９２の同心状
燃料流入管９８に延在する同心状内側インジェクタ管９
９を含んでいる。燃料インジェクタ１００の燃料インジ
ェクタ管８２は、オフセット孔７９および伸長スリット
６７の両方を含んでおり、燃料インジェクタ１０１の燃
料インジェクタ管６１は、伸長スリット６７のみを含ん
でいる。
【００３８】燃料インジェクタ１０２の燃料インジェク
タ管８９は、それぞれ複数のオフセット孔からなる２列
の穴７９および８０と、翼７８を有する過流器７７を含
んでいる。燃料インジェクタ１０３および１０４の燃料
インジェクタ管８２および８４内にはそれぞれ、１列の
孔７９および１列の伸長スリット６７が含まれ、燃料イ
ンジェクタ管８２では孔７９の下流側にスリット６７が
配置され、燃料インジェクタ管８４ではその逆に配置さ
れている。燃料インジェクタ１０５の燃料インジェクタ
管６１は、複数の伸長スリット６７のみを含んでいる。
【００３９】過流器７７を図２５〜図２７に示す。通過
する燃料／空気混合物に過流運動を与えるための６つの
翼７８が図示されているが、過流器は、より多数または
より少数の翼で構成されてもよい。図２８の過流器１０
７は、図２５〜図２７に示した過流器の別の図である。
【００４０】本発明の改良された低エミッション燃焼シ
ステムは、一貫して、稀薄状態の予混合燃焼ゾーンを用
いている。本発明は、一次ゾーンにおける燃料／空気混
合物の接線方向注入に続いて二次ゾーンにおける希釈空
気の注入を行う環状燃焼器を利用している。燃焼器は、
非常に大きく、与えられた出力レベルに対応する標準サ
イズと比べて、少なくともマグニチュード(magunitude)
のオーダーである。高度な混合および低い当量比によ
り、一次ゾーンにおけるＮＯｘ形成は非常に低レベルと
なる。
【００４１】稀薄な二次ゾーンは、流動制御バッフルの
下の二次孔から流動制御バッフルのさらに下流側に空気
を流すことにより形成される。流動制御バッフルは、燃
焼器内に別の急冷(quench)ゾーンが構成されることを防
ぐ。過流／衝突噴射は、高度な乱流を形成し、局部的混
合を促進するために利用される。接線方向入射型の特大
型燃焼器の使用により一次ゾーンにおける低速および高
滞留時間が得られるため、低レベルのＣＯが得られる。
大型燃焼器は、燃焼器と燃焼器ケーシングの間に高速を
生じ、燃焼器壁に対する対流冷却を増加させるため、し
ばしばＣＯおよびＨＣの形成を招く膜冷却の必要性がな
くなる。
【００４２】本発明の燃焼システムの使用は、比較的簡
単な設計および構造でありながら、低エミッションを達
成できる。本発明の要素の可能な組み合わせはいくつも
ある。燃料インジェクタのいくつかは、気体燃料に対し
て作動するように設計されており、他の燃料インジェク
タは、液体燃料に対して作動するように設計されてい
る。また、いくつかの燃料インジェクタは、気体でも液
体でも利用できる燃料に対して作動できる。
【００４３】翼つきの過流器は、特に、燃焼システムの
動作範囲全体でエミッションレベルを非常に低く抑える
ことに有利である。しかしながら、過流器の代わりにパ
イロット火炎を用いると、低出力動作においてはＮＯｘ
はやや高くなる。一方、パイロット火炎は、低出力動作
においてインジェクタ管内の火炎を安定させることと同
様、かなり良好なターンダウンを有する。燃料インジェ
クタのステージングまたはシーケンシング(sequencing)
によっても幅広い動作状態が得られ、オフローディング
中のパターンファクターを大きく増加させる。
【００４４】本発明の低エミッション燃焼システムは、
設計点における天然ガスに対して１５％Ｏ２の場合、９
ｐｐｍＶ未満のＮＭＯＧ，ＣＯおよびＮＯｘを達成する
ことができる。燃料と空気の高度の混合が燃料インジェ
クタ内において、また、燃焼器内に空気が注入される途
中で得られる。従って、比較的簡単な構造で低エミッシ
ョンを得ることができ、ガスタービン燃焼器において低
エミッションを得るために通常必要とされる多数の問題
を避けることができる。
【００４５】以上、本発明の実施の形態について説明し
たが、これらは単に例示のためのものであり、本発明が
これらに限定されるものではないことは言うまでもな
い。
【００４６】本発明は以下に列挙した様々な態様で実施
され得る。
【００４７】１．外側ライナーと、内側ライナーと、閉
鎖上流端と、開放排出端とを有する環状燃焼器と、上記
燃焼器の上記閉鎖端の外周のまわりに間隔を置いて設け
た複数の接線方向燃料インジェクタと、上記内側ライナ
ーと上記外側ライナーの間で上記内側ライナーから下流
側に環状燃焼器内に延在する屈曲略スカート状流動制御
バッフルであって、上記内側ライナーと上記外側ライナ
ー間の距離の約３分の１から３分の２まで突出している
屈曲略スカート状流動制御バッフルと、上記屈曲略スカ
ート状流動制御バッフルの下側で上記内側ライナーに間
隔を置いて設けた複数の空気希釈開口であって、上記屈
曲略スカート状流動制御バッフルが上記間隔を置いて設
けた複数の空気希釈開口から下流方向に空気を導くよう
に構成された空気希釈開口と、上記環状燃焼器内にさら
なる希釈空気を注入するために上記環状燃焼器の上記外
側ライナーに間隔を置いて設けた複数の空気希釈開口と
を備えることを特徴とするガスタービンエンジン用低エ
ミッション燃焼システム。
【００４８】２．上記環状燃焼器の外側ライナーに間隔
を置いて設けた上記複数の空気希釈開口は、上記屈曲略
スカート状流動制御バッフルの略下流側にあることを特
徴とする上記１記載の低エミッション燃焼システム。
【００４９】３．上記環状燃焼器は、環状領域がその開
放排出端まで概ね拡張していることを特徴とする上記１
記載の低エミッション燃焼システム。
【００５０】４．上記外側ライナーは、上記環状燃焼器
の上記排出端まで概ね一定の直径をもち、上記内側ライ
ナーは、上記環状燃焼器の上記閉鎖上流端から上記環状
燃焼器の上記排出端まで減少する直径を有することを特
徴とする上記３記載の低エミッション燃焼システム。
【００５１】５．上記環状燃焼器の上記閉鎖端は、略ド
ーム状であることを特徴とする上記１記載の低エミッシ
ョン燃焼システム。
【００５２】６．上記環状燃焼器の上記外側ライナー
は、上記外側ライナーを通って延在し上記複数の燃料イ
ンジェクタを接線方向に位置づける複数の傾斜燃料イン
ジェクタガイドを含むことを特徴とする上記１記載の低
エミッション燃焼システム。
【００５３】７．上記屈曲略スカート状流動制御バッフ
ルは、上記内側ライナーと上記外側ライナー間の距離の
約３分の１から２分の１まで突出していることを特徴と
する上記１記載の低エミッション燃焼システム。
【００５４】８．上記屈曲略スカート状流動制御バッフ
ルは、上記内側ライナーと上記外側ライナー間の距離の
約２分の１から３分の２まで突出していることを特徴と
する上記１記載の低エミッション燃焼システム。
【００５５】９．上記屈曲略スカート状流動制御バッフ
ルの下側で上記内側ライナーに間隔を置いて設けた上記
複数の空気希釈開口は、複数列のオフセット孔を含むこ
とを特徴とする上記１記載の低エミッション燃焼システ
ム。
【００５６】１０．上記内側ライナーに設けた上記複数
列のオフセット孔は３列であることを特徴とする上記９
記載の低エミッション燃焼システム。
【００５７】１１．上記内側ライナーに設けた上流側の
２列の孔は、同じ大きさで互いにずれた位置にあり、上
記内側ライナーに設けた下流側の３列目の孔は、上記内
側ライナーに設けた上流側の２列の孔よりも大きいこと
を特徴とする上記１０記載の低エミッション燃焼システ
ム。
【００５８】１２．上記外側ライナーに間隔を置いて設
けた上記複数の空気希釈開口は、複数列のオフセット孔
を含むことを特徴とする上記１記載の低エミッション燃
焼システム。
【００５９】１３．上記外側ライナーに設けた上記複数
列のオフセット孔は、２列であることを特徴とする上記
１２記載の低エミッション燃焼システム。
【００６０】１４．上記外側ライナーに設けた上流側の
列のオフセット孔は、上記外側ライナーに設けた下流側
の列のオフセット孔よりも大きいことを特徴とする上記
１３記載の低エミッション燃焼システム。
【００６１】１５．上記屈曲略スカート状流動制御バッ
フルの下側で上記内側ライナーに間隔を置いて設けた上
記複数の空気希釈開口は、複数列のオフセット孔を含
み、上記外側ライナーに間隔を置いて設けた上記複数の
空気希釈開口は、複数列のオフセット孔を含むことを特
徴とする上記１記載の低エミッション燃焼システム。
【００６２】１６．上記内側ライナーに設けた上記複数
列のオフセット孔は３列であり、上記外側ライナーに設
けた上記複数列のオフセット孔は２列であることを特徴
とする上記１５記載の低エミッション燃焼システム。
【００６３】１７．上記内側ライナーに設けた上流側の
２列の孔は同じ大きさで互いにずれた位置にあり、上記
内側ライナーに設けた下流側の３列目の孔は、上記上流
側の２列の孔よりも大きく、上記外側ライナーに設けた
上流側の列のオフセット孔は、上記外側ライナーに設け
た下流側の列のオフセット孔よりも大きいことを特徴と
する上記１６記載の低エミッション燃焼システム。
【００６４】１８．圧縮機と、上記圧縮機を駆動するタ
ービンと、上記タービンから排気ガスを受け入れて、燃
焼空気を加熱するハウジングを含む環状レキュペレータ
とを有するガスタービンエンジン用低エミッション燃焼
システムにおいて、上記タービンを駆動するための高温
燃焼ガスを発生させる環状燃焼器であって、上記環状燃
焼器は上記環状レキュペレータハウジング内に同心状に
配置され、その間の環状空間には上記レキュペレータか
らの加熱圧縮空気が供給され、上記環状燃焼器は、外側
ライナーと、内側ライナーと、略ドーム状閉鎖上流端
と、開放排出端とを備え、上記外側ライナーが上記外側
ライナーを貫通して接線方向に延在する複数の傾斜燃料
インジェクタガイドを含むように構成された環状燃焼器
を含み、上記レキュペレータハウジングは、内部に延在
するとともに上記レキュペレータハウジングと上記燃焼
器の間の環状空間に開口した間隔を置いて設けた複数の
傾斜管を含み、さらに、上記複数の傾斜管内で上記レキ
ュペレータハウジングを通過しかつ上記環状燃焼器の上
記外側ライナー内で上記複数の傾斜燃料インジェクタガ
イドを経て上記環状燃焼器の閉鎖端まで延在する複数の
接線方向燃料インジェクタであって、１つの燃料インジ
ェクタは１つの傾斜管と１つの傾斜ガイドを通って延在
する接線方向燃料インジェクタと、上記内側ライナーと
上記外側ライナーの間で上記内側ライナーから下流側に
環状燃焼器内に延在する屈曲略スカート状流動制御バッ
フルであって、上記内側ライナーと上記外側ライナー間
の距離の約３分の１から３分の２まで突出している屈曲
略スカート状流動制御バッフルと、上記屈曲略スカート
状流動制御バッフルの下側で上記内側ライナーに間隔を
置いて設けた複数の空気希釈開口であって、上記屈曲略
スカート状流動制御バッフルが、上記間隔を置いて設け
た複数の空気希釈開口から下流方向に空気を導くように
構成された空気希釈開口と、上記環状燃焼器内にさらな
る希釈空気を注入するために上記環状燃焼器の上記外側
ライナーに間隔を置いて設けた複数の空気希釈開口とを
備えることを特徴とする低エミッション燃焼システム。
【００６５】１９．上記環状燃焼器の上記外側ライナー
に間隔を置いて設けた上記複数の空気希釈開口は、上記
屈曲略スカート状流動制御バッフルの下流側にあること
を特徴とする上記１８記載の低エミッション燃焼システ
ム。
【００６６】２０．上記複数の接線方向燃料インジェク
タの各々は、外側端および排出端を有する伸長インジェ
クタ管と、燃料流入管と、上記伸長インジェクタ管の上
記外側端を上記燃料流入管に結合するカプラーとを備
え、上記伸長インジェクタ管には、上記カプラーと上記
排出端の中間に複数の開口が設けられ、上記開口は、上
記傾斜管から上記伸長インジェクタ管内へ圧縮空気を導
入して上記伸長インジェクタ管内で上記燃料流入管から
の燃料と混合するためのものであることを特徴とする上
記１８記載の低エミッション燃焼システム。
【００６７】２１．上記伸長インジェクタ管に設けた上
記複数の開口は、伸長スリットを含むことを特徴とする
上記２０記載の低エミッション燃焼システム。
【００６８】２２．上記伸長スリットは、上記インジェ
クタ管内に圧縮空気を接線方向に導入するために径方向
に傾斜させた側壁を有していることを特徴とする上記２
１記載の低エミッション燃焼システム。
【００６９】２３．上記伸長スリットは、上記伸長イン
ジェクタ管の軸に対して平行に方向づけられていること
を特徴とする上記２１記載の低エミッション燃焼システ
ム。
【００７０】２４．上記伸長スリットは、上記伸長イン
ジェクタ管の軸に関して角度をもって方向づけられてい
ることを特徴とする上記２１記載の低エミッション燃焼
システム。
【００７１】２５．上記伸長スリットは、上記インジェ
クタ管内に圧縮空気を接線方向に導入するために径方向
に傾斜させた側壁を有し、上記伸長スリットは上記伸長
インジェクタ管の軸に対して平行に方向づけられている
ことを特徴とする上記２１記載の低エミッション燃焼シ
ステム。
【００７２】２６．上記伸長インジェクタ管に設けられ
た上記複数の開口は、少なくとも１列の孔を含むことを
特徴とする上記２０記載の低エミッション燃焼システ
ム。
【００７３】２７．複数の孔の列の数は２列であり、隣
接する列の孔はずれた位置にあることを特徴とする上記
２６記載の低エミッション燃焼システム。
【００７４】２８．複数の孔の列の数は３列であり、隣
接する列の孔はずれた位置にあることを特徴とする上記
２６記載の低エミッション燃焼システム。
【００７５】２９．複数の孔の列の数は５列であり、隣
接する列の孔はずれた位置にあることを特徴とする上記
２６記載の低エミッション燃焼システム。
【００７６】３０．上記伸長インジェクタ管に設けた上
記複数の開口は、１列の孔および１列の伸長スリットを
含むことを特徴とする上記２０記載の低エミッション燃
焼システム。
【００７７】３１．上記１列の孔は、上記１列の伸長ス
リットの上流側にあることを特徴とする上記３０記載の
低エミッション燃焼システム。
【００７８】３２．上記１列の孔は、上記１列の伸長ス
リットの下流側にあることを特徴とする上記３０記載の
低エミッション燃焼システム。
【００７９】３３．上記伸長スリットは、上記インジェ
クタ管内に圧縮空気を接線方向に導入するために径方向
に傾斜させた側壁を有していることを特徴とする上記３
０記載の低エミッション燃焼システム。
【００８０】３４．上記伸長スリットは、上記伸長イン
ジェクタ管の軸に対して平行に方向づけられていること
を特徴とする上記３０記載の低エミッション燃焼システ
ム。
【００８１】３５．上記伸長スリットは、上記伸長イン
ジェクタ管の軸に関して角度をもって方向づけられてい
ることを特徴とする上記３０記載の低エミッション燃焼
システム。
【００８２】３６．上記伸長スリットは、上記インジェ
クタ管内に圧縮空気を接線方向に導入するために径方向
に傾斜させた側壁を有し、上記伸長スリットは上記伸長
インジェクタ管の軸に対して平行に方向づけられている
ことを特徴とする上記３０記載の低エミッション燃焼シ
ステム。
【００８３】３７．上記伸長インジェクタ管に設けた上
記複数の開口は、少なくとも１列の孔を含み、さらに、
上記伸長インジェクタ管の排出端は翼形過流器を含むこ
とを特徴とする上記２０記載の低エミッション燃焼シス
テム。
【００８４】３８．上記複数の接線方向燃料インジェク
タの各々は、上記インジェクタ管に設けた上記複数の開
口の上流側で上記インジェクタ管内に設けた燃料分散中
心リングを含み、上記中心リングは、傾斜下流面を有
し、燃料を通過させるための複数の間隔を置いて設けた
開口を含むことを特徴とする上記２０記載の低エミッシ
ョン燃焼システム。
【００８５】３９．上記伸長インジェクタ管に設けた上
記複数の開口は、少なくとも１列の孔を含むことを特徴
とする上記３８記載の低エミッション燃焼システム。
【００８６】４０．上記伸長インジェクタ管に設けた上
記複数の開口は伸長スリットを含み、上記伸長スリット
は、上記インジェクタ管内に圧縮空気を接線方向に導入
するために径方向に傾斜させた側壁を有し、上記伸長ス
リットは、上記伸長インジェクタ管の軸に対して平行に
方向づけられていることを特徴とする上記３８記載の低
エミッション燃焼システム。
【００８７】４１．上記伸長インジェクタ管に設けた上
記複数の開口は、１列の孔および１列の伸長スリットを
含み、上記１列の孔は、上記燃料分散中心リングの上記
傾斜下流面の略上方に配置され、上記１列の伸長スリッ
トは、上記１列の孔の下流側にあることを特徴とする上
記３８記載の低エミッション燃焼システム。
【００８８】４２．上記複数の燃料インジェクタへの燃
料流を調整するための複数の燃料制御弁であって、１つ
の燃料制御弁を上記複数の燃料インジェクタの各々に組
合せた燃料制御弁をさらに備えることを特徴とする上記
１８記載の低エミッション燃焼システム。
【００８９】４３．上記複数の燃料インジェクタへの燃
料流を順序づけるための複数の燃料制御制御弁であっ
て、１つの燃料制御弁を上記複数の燃料インジェクタの
各々に組合せた燃料制御弁をさらに備えることを特徴と
する上記１８記載の低エミッション燃焼システム。
【００９０】４４．上記複数の燃料インジェクタへの燃
料流を制御するための燃料制御弁をさらに備えることを
特徴とする上記１８記載の低エミッション燃焼システ
ム。
【００９１】４５．上記複数の接線方向燃料インジェク
タの各々は、上記外側インジェクタ管内に設けられ上記
カプラーから上記伸長インジェクタ管の排出端に延在す
る同心状内側インジェクタ管と、上記同心状内側インジ
ェクタ管と上記伸長インジェクタ管の間に設けられ上記
カプラーと上記伸長インジェクタ管の排出端の間に配置
された燃料分散中心リングとを含み、上記中心リング
は、燃料を通過させるための間隔を置いて設けた複数の
開口を含み、上記伸長インジェクタ管に設けた上記複数
の開口は、上記中心リングの下流側にあることを特徴と
する上記１８記載の低エミッション燃焼システム。
【００９２】４６．上記燃料分散中心リングの下流面
は、傾斜していることを特徴とする上記４５記載の低エ
ミッション燃焼システム。
【００９３】４７．上記伸長インジェクタ管の排出端
は、過流器を含むことを特徴とする上記４５記載の低エ
ミッション燃焼システム。
【００９４】４８．上記過流器は、複数の翼を含むこと
を特徴とする上記４７記載の低エミッション燃焼システ
ム。
【００９５】４９．上記カプラーは、上記内側インジェ
クタ管へのパイロット燃料流入口を含み、上記内側イン
ジェクタ管の排出端は、パイロット火炎ホルダーを含む
ことを特徴とする上記４５記載の低エミッション燃焼シ
ステム。
【００９６】５０．上記複数の接線方向燃料インジェク
タの各々は、外側端および排出端を有する伸長インジェ
クタ管と、気体燃料流入管と、液体燃料流入管と、上記
伸長インジェクタ管の外側端を上記気体燃料流入管およ
び上記液体燃料流入管に結合するカプラーとを含み、上
記気体燃料流入管は、上記伸長インジェクタ管に直交
し、上記液体燃料流入管は、上記伸長インジェクタ管と
同心であり、上記伸長インジェクタ管は、上記カプラー
と上記排出端の中間に設けた複数の開口を有し、上記複
数の開口は、上記傾斜管から上記伸長インジェクタ管内
へ圧縮空気を導入して上記気体燃料流入口からの気体燃
料あるいは上記液体燃料流入口からの液体燃料と混合す
るためものであることを特徴とする上記１８記載の低エ
ミッション燃焼システム。
【００９７】５１．上記伸長インジェクタ管の排出端
は、過流器を含むことを特徴とする上記５０記載の低エ
ミッション燃焼システム。
【００９８】５２．上記伸長インジェクタ管に設けた上
記複数の開口は、少なくとも１列の複数の孔を含むこと
を特徴とする上記５０記載の低エミッション燃焼システ
ム。
【００９９】５３．上記複数列のオフセット孔は２列で
あり、隣接する列の孔はずれた位置であることを特徴と
する上記５２記載の低エミッション燃焼システム。
【０１００】５４．上記伸長インジェクタ管に設けた上
記複数の開口は、伸長スリットを含むことを特徴とする
上記５０記載の低エミッション燃焼システム。
【０１０１】５５．上記伸長スリットは、上記インジェ
クタ管内に圧縮空気を接線方向に導入するために径方向
に傾斜させた側壁を有し、上記伸長スリットは、上記伸
長インジェクタ管の軸に対して平行に方向づけられてい
ることを特徴とする上記５１記載の低エミッション燃焼
システム。
【０１０２】５６．上記伸長インジェクタ管に設けた上
記複数の開口は、１列の孔および１列の伸長スリットを
含むことを特徴とする上記５０記載の低エミッション燃
焼システム。
【０１０３】５７．上記伸長スリットは、上記インジェ
クタ管内に圧縮空気を接線方向に導入するために径方向
に傾斜させた側壁を有し、上記伸長スリットは、上記伸
長インジェクタ管の軸に対して平行に方向づけられてい
ることを特徴とする上記５５記載の低エミッション燃焼
システム。
【０１０４】５８．上記１列の孔は、上記１列の伸長ス
リットの上流側にあることを特徴とする上記５６記載の
低エミッション燃焼システム。
【０１０５】５９．上記１列の孔は、上記１列の伸長ス
リットの下流側にあることを特徴とする上記５６記載の
低エミッション燃焼システム。
【０１０６】６０．上記複数の接線方向燃料インジェク
タの各々は、上記伸長インジェクタ管内に設けられ上記
カプラーと上記伸長インジェクタ管の排出端の間に配置
された燃料分散中心リングであって、傾斜下流面を有
し、燃料を通過させるための複数の間隔を置いて設けた
開口を含む中心リングと、上記外側インジェクタ管内に
配置され上記カプラーの液体燃料流入口から上記燃料分
散中心リングまで延在する同心状内側インジェクタ管と
を含み、上記伸長インジェクタ管に設けた上記複数の開
口は、上記燃料分散中心リングの下流側にあることを特
徴とする上記５０記載の低エミッション燃焼システム。
【０１０７】６１．外側端および排出端を有する伸長イ
ンジェクタ管と、燃料流入管と、上記伸長インジェクタ
管の外側端を上記燃料流入管に結合するカプラーとを備
え、上記伸長インジェクタ管の内部には上記カプラーと
上記排出端の中間に複数の開口が設けられ、上記開口
は、圧縮空気を導入して上記伸長インジェクタ管内で上
記燃料流入管からの燃料と混合させるためのものである
ことを特徴とするガスタービンエンジン燃焼器用燃料イ
ンジェクタ。
【０１０８】６２．上記伸長インジェクタ管に設けた上
記複数の開口は、伸長スリットを含むことを特徴とする
上記６１記載の燃料インジェクタ。
【０１０９】６３．上記伸長スリットは、上記インジェ
クタ管内に圧縮空気を接線方向に導入するために径方向
に傾斜させた側壁を有することを特徴とする上記６２記
載の燃料インジェクタ。
【０１１０】６４．上記伸長スリットは、上記伸長イン
ジェクタ管の軸に対して平行に方向づけられていること
を特徴とする上記６２記載の燃料インジェクタ。
【０１１１】６５．上記伸長スリットは、上記伸長イン
ジェクタ管の軸に対して角度をもって方向づけられてい
ることを特徴とする上記６２記載の燃料インジェクタ。
【０１１２】６６．上記伸長スリットは、上記インジェ
クタ管内に圧縮空気を接線方向に導入するために径方向
に傾斜させた側壁を有し、上記伸長スリットは、上記伸
長インジェクタ管の軸に対して平行に方向づけられてい
ることを特徴とする上記６２記載の燃料インジェクタ。
【０１１３】６７．上記伸長インジェクタ管に設けた上
記複数の開口は、少なくとも１列の孔を含むことを特徴
とする上記６１記載の燃料インジェクタ。
【０１１４】６８．上記伸長インジェクタ管に設けた上
記複数の開口は、１列の孔および１列の伸長スリットを
含むことを特徴とする上記６１記載の燃料インジェク
タ。
【０１１５】６９．上記１列の孔は、上記１列の伸長ス
リットの上流側にあることを特徴とする上記６８記載の
燃料インジェクタ。
【０１１６】７０．上記１列の孔は、上記１列の伸長ス
リットの下流側にあることを特徴とする上記６８記載の
燃料インジェクタ。
【０１１７】７１．上記伸長スリットは、上記インジェ
クタ管内に圧縮空気を接線方向に導入するために径方向
に傾斜させた側壁を有し、上記伸長スリットは、上記伸
長インジェクタ管の軸に対して平行に方向づけられてい
ることを特徴とする上記６８記載の燃料インジェクタ。
【０１１８】７２．上記伸長インジェクタ管に設けられ
た上記複数の開口は、少なくとも１列の孔を含み、さら
に、上記伸長インジェクタ管の排出端は、翼形過流器を
含むことを特徴とする上記６１記載の燃料インジェク
タ。
【０１１９】７３．上記複数の接線方向燃料インジェク
タの各々は、上記インジェクタ管に設けた上記複数の開
口の上流側で上記インジェクタ管内に設けた燃料分散中
心リングを含み、上記中心リングは、燃料を通過させる
ための複数の間隔を置いて設けた開口を含むことを特徴
とする上記６１記載の燃料インジェクタ。
【０１２０】７４．上記燃料分散中心リングの下流面は
傾斜していることを特徴とする上記７３記載の燃料イン
ジェクタ。
【０１２１】７５．上記伸長インジェクタ管に設けた上
記複数の開口は伸長スリットを含み、上記伸長スリット
は、上記インジェクタ管内に圧縮空気を接線方向に導入
するために径方向に傾斜させた側壁を有し、上記伸長ス
リットは、上記伸長インジェクタ管の軸に対して平行に
方向づけられていることを特徴とする上記７４記載の低
エミッション燃焼システム。
【０１２２】７６．上記伸長インジェクタ管に設けた上
記複数の開口は、１列の孔および１列の伸長スリットを
含み、上記１列の孔は、上記燃料分散中心リングの傾斜
下流面の略上方に配置され、上記１列の伸長スリットは
上記１列の孔の下流側にあることを特徴とする上記７４
記載の燃料インジェクタ。
【０１２３】７７．上記複数の接線方向燃料インジェク
タの各々は、上記外側インジェクタ管内に設けられ上記
カプラーから上記伸長インジェクタ管の排出端まで延在
する同心状内側インジェクタ管と、上記同心状内側イン
ジェクタ管と上記伸長インジェクタ管の間に設けられの
上記カプラーと上記伸長インジェクタ管の排出端の間に
配置された燃料分散中心リングとを含み、上記中心リン
グは燃料を通過させるための複数の間隔を置いて設けた
開口を含み、上記伸長インジェクタ管に設けた上記複数
の開口は上記中心リングの下流側にあることを特徴とす
る上記６１記載の燃料インジェクタ。
【０１２４】７８．上記燃料分散中心リングの下流面は
傾斜していることを特徴とする上記７７記載の燃料イン
ジェクタ。
【０１２５】７９．上記伸長インジェクタ管の排出端は
翼形過流器を含むことを特徴とする上記７７記載の燃料
インジェクタ。
【０１２６】８０．上記カプラーは、上記内側インジェ
クタ管へのパイロット燃料流入口を含み、上記内側イン
ジェクタ管の排出端は、パイロット火炎ホルダーを含む
ことを特徴とする上記７７記載の燃料インジェクタ。
【０１２７】８１．外側端および排出端を有する伸長イ
ンジェクタ管と、気体燃料流入管と、液体燃料流入管
と、上記伸長インジェクタ管の外側端を上記気体燃料流
入管および上記液体燃料流入管に結合するカプラーとを
備え、上記気体燃料流入管は上記伸長インジェクタ管に
対して垂直であり、上記液体燃料流入管は上記伸長イン
ジェクタ管と同心であり、上記伸長インジェクタ管は上
記カプラーと上記排出端の中間に設けた複数の開口を有
し、上記複数の開口は、上記傾斜管から上記伸長インジ
ェクタ管の内部に圧縮空気を導入して上記気体燃料流入
口からの気体燃料あるいは上記液体燃料流入口からの液
体燃料と混合するためのものであることを特徴とするガ
スタービンエンジン燃焼器用燃料インジェクタ。
【０１２８】８２．上記伸長インジェクタ管の排出端
は、翼形過流器を含むことを特徴とする上記８１記載の
燃料インジェクタ。
【０１２９】８３．上記伸長インジェクタ管に設けた複
数の開口は、少なくとも１列の複数の孔を含むことを特
徴とする上記８１記載の燃料インジェクタ。
【０１３０】８４．上記伸長インジェクタ管に設けた複
数の開口は、伸長スリットを含むことを特徴とする上記
８１記載の燃料インジェクタ。
【０１３１】８５．上記伸長スリットは、上記インジェ
クタ管内に圧縮空気を接線方向に導入するために径方向
に傾斜させた側壁を有し、上記伸長スリットは、上記伸
長インジェクタ管の軸に対して平行に方向づけられてい
ることを特徴とする上記８４記載の燃料インジェクタ。
【０１３２】８６．上記伸長インジェクタ管に設けた上
記複数の開口は、１列の孔および１列の伸長スリットを
含むことを特徴とする上記８１記載の燃料インジェク
タ。
【０１３３】８７．上記伸長スリットは、上記インジェ
クタ管内に圧縮空気を接線方向に導入するために径方向
に傾斜させた側壁を有し、上記伸長スリットは上記伸長
インジェクタ管の軸に対して平行に方向づけられている
ことを特徴とする上記８６記載の燃料インジェクタ。
【０１３４】８８．上記１列の孔は、上記１列の伸長ス
リットの上流側にあることを特徴とする上記８６記載の
燃料インジェクタ。
【０１３５】８９．上記１列の孔は、上記１列の伸長ス
リットの下流側にあることを特徴とする上記８６記載の
燃料インジェクタ。
【０１３６】９０．上記複数の接線方向燃料インジェク
タの各々が、上記伸長インジェクタ管内に設けられ上記
カプラーと上記伸長インジェクタ管の排出端の間に配置
された燃料分散中心リングであって、傾斜下流面を有
し、燃料を通過させるための複数の間隔を置いて設けた
開口を含む中心リングと、上記外側インジェクタ管内に
配置され上記カプラーの液体燃料流入口から上記燃料分
散中心リングまで延在する同心状内側インジェクタ管と
を含み、上記伸長インジェクタ管に設けた上記複数の開
口は上記燃料分散中心リングの下流側にあることを特徴
とする上記８１記載の燃料インジェクタ。
【０１３７】９１．最大出力動作において燃料インジェ
クタ管の排出端において燃焼室内に燃焼火炎を形成する
ステップと、燃料インジェクタ管の排出端内に上記燃焼
火炎をフラッシュバックし低出力動作において上記燃料
インジェクタ管内において火炎を安定させるステップと
を備えたことを特徴とするガスタービンエンジン用燃料
注入方法。
【０１３８】９２．燃焼器と、上記燃焼器を駆動するた
めのタービンと、上記タービンから排気ガスを受け入れ
て燃焼空気を加熱する、ハウジングを含む環状レキュペ
レータとを有するガスタービンエンジンのための燃焼方
法において、上記タービンを駆動するために高温燃焼ガ
スを発生させる環状燃焼器であって、上記環状レキュペ
レータハウジング内に環状空間をはさんで同心状に配置
され、外側ライナーと、内側ライナーと、略ドーム状閉
鎖上流端と、開放排出端とを有し、上記外側ライナー
は、それを通過して接線方向に延在する複数の傾斜燃料
インジェクタガイドを含むように構成された環状燃焼器
を用意するステップと、上記レキュペレータハウジング
を通って延在し、上記環状燃焼器の上記外側ライナーの
上記傾斜燃料インジェクタガイドと一直線上に並び且つ
上記レキュペレータハウジングと上記燃焼器の間の環状
空間に開口した、間隔を置いて設けた複数の傾斜管を用
意するステップと、上記複数の傾斜管内で上記レキュペ
レータハウジングを通ってかつ上記環状燃焼器の上記外
側ライナー内で上記複数の傾斜燃料インジェクタガイド
を経て上記環状燃焼器の閉鎖端まで延在する複数の接線
方向燃料インジェクタであって、１つの燃料インジェク
タが１つの傾斜管と一直線上に並んだ１つの傾斜ガイド
とを通って延在する接線方向燃料インジェクタを用意す
るステップとを有し、上記接線方向燃料インジェクタの
各々は、外側端および排出端を有する伸長インジェクタ
管と、上記外側端と上記排出端の間に設けた燃料分散中
央リングとを有し、上記中央リングは、燃料を通過させ
るための間隔を置いて設けた複数の開口と、燃料流入管
と、上記伸長インジェクタ管の外側端を上記燃料流入管
に結合するカプラーとを含み、上記伸長インジェクタ管
は、上記燃料分散中央リングの下流側に設けた複数の開
口を有しており、さらに、上記レキュペレータから上記
燃料分散中心リングの下流側で上記伸長インジェクタ管
に設けた開口に加熱圧縮空気を供給するステップと、燃
料を燃料流入管に供給して上記燃料分散中心リングの下
流側で上記伸長管内において圧縮空気と混合するステッ
プと、最大出力動作において上記燃焼室内の上記接線方
向燃料インジェクタの上記伸長インジェクタ管の排出端
において燃焼火炎を形成するステップと、上記伸長イン
ジェクタ管の排出端内に上記火炎をフラッシュバックし
最小出力動作において上記接線方向燃料インジェクタの
上記燃料インジェクタ管内で火炎を安定させるステップ
とを有することを特徴とする燃焼方法。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の低エミッション燃焼システムを用いた
ターボ発電機の一部破断斜視図である。
【図２】本発明の低エミッション燃焼システムのための
燃焼器ハウジングの平面図である。
【図３】図２の３−３線に沿った燃焼器ハウジングの断
面図である。
【図４】図３の４−４線に沿った燃焼器ハウジングの断
面図である。
【図５】本発明の低エミッション燃焼システムのための
別の燃焼器ハウジングの一部概略拡大断面図である。
【図６】本発明の低エミッション燃焼システムのための
最大出力における燃料インジェクタの拡大断面図であ
り、ガスタービンエンジンのレキュペレータハウジング
を通過し燃焼器ハウジング内に至る燃料インジェクタの
通路を示す図である。
【図７】本発明の低エミッション燃焼システムのための
低出力における燃料インジェクタの拡大断面図であり、
ガスタービンエンジンのレキュペレータハウジングを通
過し燃焼器ハウジング内に至る燃料インジェクタの通路
を示す図である。
【図８】伸長スリットを有する燃料インジェクタ管の部
分拡大図である。
【図９】図８の９−９線に沿った燃料インジェクタ管の
断面図である。
【図１０】伸長スリットを有する別の燃料インジェクタ
管の部分拡大図である。
【図１１】本発明の低エミッション燃焼システムのため
の別の燃料インジェクタの断面図である。
【図１２】本発明の低エミッション燃焼システムのため
のさらに別の燃料インジェクタの断面図である。
【図１３】本発明の低エミッション燃焼システムのため
のさらに別の燃料インジェクタの断面図である。
【図１４】本発明の低エミッション燃焼システムのため
のさらに別の燃料インジェクタの断面図である。
【図１５】本発明の低エミッション燃焼システムのため
のさらに別の燃料インジェクタの断面図である。
【図１６】本発明の低エミッション燃焼システムのため
のさらに別の燃料インジェクタの断面図である。
【図１７】本発明の低エミッション燃焼システムのため
のさらに別の燃料インジェクタの断面図である。
【図１８】本発明の低エミッション燃焼システムのため
のさらに別の燃料インジェクタの断面図である。
【図１９】本発明の低エミッション燃焼システムのため
の二種燃料インジェクタの断面図である。
【図２０】本発明の低エミッション燃焼システムのため
の別の二種燃料インジェクタの断面図である。
【図２１】本発明の低エミッション燃焼システムのため
のさらに別の二種燃料インジェクタの断面図である。
【図２２】本発明の低エミッション燃焼システムのため
のさらに別の二種燃料インジェクタの断面図である。
【図２３】本発明の低エミッション燃焼システムのため
のさらに別の二種燃料インジェクタの断面図である。
【図２４】本発明の低エミッション燃焼システムのため
のさらに別の二種燃料インジェクタの断面図である。
【図２５】図１１、図１５、図２１の燃料インジェクタ
の過流器の端面図である。
【図２６】図２５の過流器の側面図である。
【図２７】図２６の２７−２７線に沿った過流器の断面
図である。
【図２８】図２５〜図２７の過流器の拡大斜視図であ
る。
【符号の説明】
１２ ターボ発電機 １４、７４、８１、８３、８５、８６、８７、８８、９
０、１０１、１０２、１０３、１０４、１０５ 燃料
インジェクタ １５ 燃料マニホールド １６ 燃料入口 １７ 流動制御バルブ ２０ 永久磁石発電機 ２１ パワーヘッド ２２ 燃焼器 ２３ レキュペレータ ２６ 永久磁石ロータ ２７ 永久磁石ステータ ２８ 放射状永久磁石ステータ冷却フィン ２９ 円筒スリーブ ３０ 圧縮機 ３１ タービン ３２ ベアリングロータ ３３ タイロッド ３４ 圧縮機ホイール ３５ タービンホイール ３６ ベアリングロータスラストディスク ３７ 中央ベアリングハウジング ３９、３９´ 環状燃焼器ハウジング ４０ レキュペレータハウジング ４１ 熱伝達部 ４２ 排気ガスドーム ４３ 燃焼器ドーム ４４ 円筒状外側ライナー ４６ テーパ状内側ライナー ４７ 燃料インジェクタ中心線 ４８、４８´ 流動制御バッフル ４９ 燃料インジェクタガイド ５０、５１ 空気希釈孔 ５２、５３、５４ オフセット空気希釈孔 ５５ 燃料インジェクタフランジ ５６ ボス ５７ 外側レキュペレータ壁 ５８、５８´ 傾斜管 ５９ 内側レキュペレータ壁 ６２ カプラー ６４ 燃料流入管 ６５ 中心リング ６６ 開口 ６７、７０ 伸長スリット ６８ ベローズ部 ６９ インジェクタ管 ７１ 火炎 ６１、７５、８２、８４、８９ 燃料インジェクタ管 ７７ 面過流器 ７９ 孔 ９１ 内側インジェクタ管 ９２ カプラー ９３ 主燃料流入管 ９４ 延長部 ９５ パイロット火炎ホルダー ９７ 垂直燃料流入管 ９８ 同心状燃料流入管
フロントページの続き (51)Int.Cl.6 識別記号 ＦＩ Ｆ２３Ｒ 3/28 Ｆ２３Ｒ 3/28 Ｄ (71)出願人 596065186 6025 Ｙｏｌａｎｄａ Ａｖｅｎｕｅ，Ｔ ａｒｚａｎａ，Ｃａｌｉｆｏｒｎｉａ 91356 Ｕ．Ｓ．Ａ. (72)発明者 ギリェルモ ポント アメリカ合衆国，カリフォルニア 90036, ロサンゼルス，スポールディング アヴェ ニュー，359 エヌ. (72)発明者 ブルース エル．オールダー，ジュニア アメリカ合衆国，カリフォルニア 91301, アゴラ，＃293，ディアー ラン レーン 773

Claims (6)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 外側ライナーと、内側ライナーと、閉鎖
    上流端と、開放排出端とを有する環状燃焼器と、 上記燃焼器の上記閉鎖端の外周のまわりに間隔を置いて
    設けた複数の接線方向燃料インジェクタと、 上記内側ライナーと上記外側ライナーの間で上記内側ラ
    イナーから下流側に環状燃焼器内に延在する屈曲略スカ
    ート状流動制御バッフルであって、上記内側ライナーと
    上記外側ライナー間の距離の約３分の１から３分の２ま
    で突出している屈曲略スカート状流動制御バッフルと、 上記屈曲略スカート状流動制御バッフルの下側で上記内
    側ライナーに間隔を置いて設けた複数の空気希釈開口で
    あって、上記屈曲略スカート状流動制御バッフルが上記
    間隔を置いて設けた複数の空気希釈開口から下流方向に
    空気を導くように構成された空気希釈開口と、 上記環状燃焼器内にさらなる希釈空気を注入するために
    上記環状燃焼器の上記外側ライナーに間隔を置いて設け
    た複数の空気希釈開口とを備えることを特徴とするガス
    タービンエンジン用低エミッション燃焼システム。
  2. 【請求項２】 圧縮機と、上記圧縮機を駆動するタービ
    ンと、上記タービンから排気ガスを受け入れて、燃焼空
    気を加熱するハウジングを含む環状レキュペレータとを
    有するガスタービンエンジン用低エミッション燃焼シス
    テムにおいて、 上記タービンを駆動するための高温燃焼ガスを発生させ
    る環状燃焼器であって、上記環状燃焼器は上記環状レキ
    ュペレータハウジング内に同心状に配置され、その間の
    環状空間には上記レキュペレータからの加熱圧縮空気が
    供給され、上記環状燃焼器は、外側ライナーと、内側ラ
    イナーと、略ドーム状閉鎖上流端と、開放排出端とを備
    え、上記外側ライナーが上記外側ライナーを貫通して接
    線方向に延在する複数の傾斜燃料インジェクタガイドを
    含むように構成された環状燃焼器を含み、 上記レキュペレータハウジングは、内部に延在するとと
    もに上記レキュペレータハウジングと上記燃焼器の間の
    環状空間に開口した間隔を置いて設けた複数の傾斜管を
    含み、 さらに、上記複数の傾斜管内で上記レキュペレータハウ
    ジングを通過しかつ上記環状燃焼器の上記外側ライナー
    内で上記複数の傾斜燃料インジェクタガイドを経て上記
    環状燃焼器の閉鎖端まで延在する複数の接線方向燃料イ
    ンジェクタであって、１つの燃料インジェクタは１つの
    傾斜管と１つの傾斜ガイドを通って延在する接線方向燃
    料インジェクタと、 上記内側ライナーと上記外側ライナーの間で上記内側ラ
    イナーから下流側に環状燃焼器内に延在する屈曲略スカ
    ート状流動制御バッフルであって、上記内側ライナーと
    上記外側ライナー間の距離の約３分の１から３分の２ま
    で突出している屈曲略スカート状流動制御バッフルと、 上記屈曲略スカート状流動制御バッフルの下側で上記内
    側ライナーに間隔を置いて設けた複数の空気希釈開口で
    あって、上記屈曲略スカート状流動制御バッフルが、上
    記間隔を置いて設けた複数の空気希釈開口から下流方向
    に空気を導くように構成された空気希釈開口と、 上記環状燃焼器内にさらなる希釈空気を注入するために
    上記環状燃焼器の上記外側ライナーに間隔を置いて設け
    た複数の空気希釈開口とを備えることを特徴とする低エ
    ミッション燃焼システム。
  3. 【請求項３】 外側端および排出端を有する伸長インジ
    ェクタ管と、燃料流入管と、上記伸長インジェクタ管の
    外側端を上記燃料流入管に結合するカプラーとを備え、
    上記伸長インジェクタ管の内部には上記カプラーと上記
    排出端の中間に複数の開口が設けられ、上記開口は、圧
    縮空気を導入して上記伸長インジェクタ管内で上記燃料
    流入管からの燃料と混合させるためのものであることを
    特徴とするガスタービンエンジン燃焼器用燃料インジェ
    クタ。
  4. 【請求項４】 外側端および排出端を有する伸長インジ
    ェクタ管と、気体燃料流入管と、液体燃料流入管と、上
    記伸長インジェクタ管の外側端を上記気体燃料流入管お
    よび上記液体燃料流入管に結合するカプラーとを備え、
    上記気体燃料流入管は上記伸長インジェクタ管に対して
    垂直であり、上記液体燃料流入管は上記伸長インジェク
    タ管と同心であり、上記伸長インジェクタ管は上記カプ
    ラーと上記排出端の中間に設けた複数の開口を有し、上
    記複数の開口は、上記傾斜管から上記伸長インジェクタ
    管の内部に圧縮空気を導入して上記気体燃料流入口から
    の気体燃料あるいは上記液体燃料流入口からの液体燃料
    と混合するためのものであることを特徴とするガスター
    ビンエンジン燃焼器用燃料インジェクタ。
  5. 【請求項５】 最大出力動作において燃料インジェクタ
    管の排出端において燃焼室内に燃焼火炎を形成するステ
    ップと、燃料インジェクタ管の排出端内に上記燃焼火炎
    をフラッシュバックし低出力動作において上記燃料イン
    ジェクタ管内において火炎を安定させるステップとを備
    えたことを特徴とするガスタービンエンジン用燃料注入
    方法。
  6. 【請求項６】 燃焼器と、上記燃焼器を駆動するための
    タービンと、上記タービンから排気ガスを受け入れて燃
    焼空気を加熱する、ハウジングを含む環状レキュペレー
    タとを有するガスタービンエンジンのための燃焼方法に
    おいて、 上記タービンを駆動するために高温燃焼ガスを発生させ
    る環状燃焼器であって、上記環状レキュペレータハウジ
    ング内に環状空間をはさんで同心状に配置され、外側ラ
    イナーと、内側ライナーと、略ドーム状閉鎖上流端と、
    開放排出端とを有し、上記外側ライナーは、それを通過
    して接線方向に延在する複数の傾斜燃料インジェクタガ
    イドを含むように構成された環状燃焼器を用意するステ
    ップと、 上記レキュペレータハウジングを通って延在し、上記環
    状燃焼器の上記外側ライナーの上記傾斜燃料インジェク
    タガイドと一直線上に並び且つ上記レキュペレータハウ
    ジングと上記燃焼器の間の環状空間に開口した、間隔を
    置いて設けた複数の傾斜管を用意するステップと、 上記複数の傾斜管内で上記レキュペレータハウジングを
    通ってかつ上記環状燃焼器の上記外側ライナー内で上記
    複数の傾斜燃料インジェクタガイドを経て上記環状燃焼
    器の閉鎖端まで延在する複数の接線方向燃料インジェク
    タであって、１つの燃料インジェクタが１つの傾斜管と
    一直線上に並んだ１つの傾斜ガイドとを通って延在する
    接線方向燃料インジェクタを用意するステップとを有
    し、 上記接線方向燃料インジェクタの各々は、外側端および
    排出端を有する伸長インジェクタ管と、上記外側端と上
    記排出端の間に設けた燃料分散中央リングとを有し、上
    記中央リングは、燃料を通過させるための間隔を置いて
    設けた複数の開口と、燃料流入管と、上記伸長インジェ
    クタ管の外側端を上記燃料流入管に結合するカプラーと
    を含み、上記伸長インジェクタ管は、上記燃料分散中央
    リングの下流側に設けた複数の開口を有しており、 さらに、上記レキュペレータから上記燃料分散中心リン
    グの下流側で上記伸長インジェクタ管に設けた開口に加
    熱圧縮空気を供給するステップと、 燃料を燃料流入管に供給して上記燃料分散中心リングの
    下流側で上記伸長管内において圧縮空気と混合するステ
    ップと、 最大出力動作において上記燃焼室内の上記接線方向燃料
    インジェクタの上記伸長インジェクタ管の排出端におい
    て燃焼火炎を形成するステップと、 上記伸長インジェクタ管の排出端内に上記火炎をフラッ
    シュバックし最小出力動作において上記接線方向燃料イ
    ンジェクタの上記燃料インジェクタ管内で火炎を安定さ
    せるステップとを有することを特徴とする燃焼方法。
JP10107642A 1997-05-13 1998-04-17 ガスタービンエンジン用低エミッション燃焼システム Pending JPH10311539A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/855,210 1997-05-13
US08/855,210 US5850732A (en) 1997-05-13 1997-05-13 Low emissions combustion system for a gas turbine engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JPH10311539A true JPH10311539A (ja) 1998-11-24

Family

ID=25320623

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP10107642A Pending JPH10311539A (ja) 1997-05-13 1998-04-17 ガスタービンエンジン用低エミッション燃焼システム

Country Status (6)

Country Link
US (3) US5850732A (ja)
EP (1) EP0878665B1 (ja)
JP (1) JPH10311539A (ja)
CA (1) CA2234529A1 (ja)
DE (1) DE69828916T2 (ja)
IL (1) IL122912A (ja)

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001221437A (ja) * 1999-12-16 2001-08-17 Rolls Royce Plc 燃焼室
JP2001241663A (ja) * 2000-02-24 2001-09-07 Capstone Turbine Corp ガスタービンエンジン用多段式・多面型燃焼システム
JP2004507700A (ja) * 2000-05-01 2004-03-11 エリオット・エナジー・システムズ・インコーポレイテッド エネルギーシステムと併用する環状燃焼器
JP2010175244A (ja) * 2009-02-02 2010-08-12 General Electric Co <Ge> タービン・エンジンにおける燃料噴射用装置
WO2011058931A1 (ja) * 2009-11-10 2011-05-19 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器及びガスタービン
CN111023155A (zh) * 2019-12-31 2020-04-17 西安增材制造国家研究院有限公司 一种二次流蒸发管式燃烧室结构
JP2020083063A (ja) * 2018-11-26 2020-06-04 本田技研工業株式会社 電源装置及び飛行体
CN113280372A (zh) * 2021-06-25 2021-08-20 中国环境科学研究院 一种节能灶用炉芯及节能灶

Families Citing this family (154)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5850732A (en) * 1997-05-13 1998-12-22 Capstone Turbine Corporation Low emissions combustion system for a gas turbine engine
US6870279B2 (en) * 1998-01-05 2005-03-22 Capstone Turbine Corporation Method and system for control of turbogenerator power and temperature
US20020166324A1 (en) * 1998-04-02 2002-11-14 Capstone Turbine Corporation Integrated turbine power generation system having low pressure supplemental catalytic reactor
US20040119291A1 (en) * 1998-04-02 2004-06-24 Capstone Turbine Corporation Method and apparatus for indirect catalytic combustor preheating
US6169334B1 (en) 1998-10-27 2001-01-02 Capstone Turbine Corporation Command and control system and method for multiple turbogenerators
US6311473B1 (en) * 1999-03-25 2001-11-06 Parker-Hannifin Corporation Stable pre-mixer for lean burn composition
US6195607B1 (en) 1999-07-06 2001-02-27 General Electric Company Method and apparatus for optimizing NOx emissions in a gas turbine
US6405522B1 (en) 1999-12-01 2002-06-18 Capstone Turbine Corporation System and method for modular control of a multi-fuel low emissions turbogenerator
US6489692B1 (en) 1999-12-13 2002-12-03 Capstone Turbine Corporation Method and apparatus for controlling rotation of magnetic rotor
US6675583B2 (en) * 2000-10-04 2004-01-13 Capstone Turbine Corporation Combustion method
CA2427113A1 (en) * 2000-10-27 2002-09-12 Lexicon Genetics Incorporated Novel human 7tm proteins and polynucleotides encoding the same
US6360776B1 (en) 2000-11-01 2002-03-26 Rolls-Royce Corporation Apparatus for premixing in a gas turbine engine
DE10056243A1 (de) * 2000-11-14 2002-05-23 Alstom Switzerland Ltd Brennkammer und Verfahren zum Betrieb dieser Brennkammer
US6536217B2 (en) 2000-12-20 2003-03-25 Honeywell Power Systems Inc. Liquid fuel reverse purge
US6732531B2 (en) * 2001-03-16 2004-05-11 Capstone Turbine Corporation Combustion system for a gas turbine engine with variable airflow pressure actuated premix injector
GB0111788D0 (en) * 2001-05-15 2001-07-04 Rolls Royce Plc A combustion chamber
US6543231B2 (en) 2001-07-13 2003-04-08 Pratt & Whitney Canada Corp Cyclone combustor
US6513331B1 (en) 2001-08-21 2003-02-04 General Electric Company Preferential multihole combustor liner
US6775987B2 (en) 2002-09-12 2004-08-17 The Boeing Company Low-emission, staged-combustion power generation
US6755359B2 (en) 2002-09-12 2004-06-29 The Boeing Company Fluid mixing injector and method
US6802178B2 (en) * 2002-09-12 2004-10-12 The Boeing Company Fluid injection and injection method
US6886342B2 (en) 2002-12-17 2005-05-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Vortex fuel nozzle to reduce noise levels and improve mixing
US20040148942A1 (en) * 2003-01-31 2004-08-05 Capstone Turbine Corporation Method for catalytic combustion in a gas- turbine engine, and applications thereof
WO2005059442A1 (ja) * 2003-12-16 2005-06-30 Hitachi, Ltd. ガスタービン用燃焼器
EP1568942A1 (de) * 2004-02-24 2005-08-31 Siemens Aktiengesellschaft Vormischbrenner sowie Verfahren zur Verbrennung eines niederkalorischen Brenngases
US7299620B2 (en) * 2004-06-29 2007-11-27 Peter Stuttaford Tornado torch igniter
US7081696B2 (en) 2004-08-12 2006-07-25 Exro Technologies Inc. Polyphasic multi-coil generator
US7503511B2 (en) * 2004-09-08 2009-03-17 Space Exploration Technologies Pintle injector tip with active cooling
US7690203B2 (en) * 2006-03-17 2010-04-06 Siemens Energy, Inc. Removable diffusion stage for gas turbine engine fuel nozzle assemblages
US20070245710A1 (en) * 2006-04-21 2007-10-25 Honeywell International, Inc. Optimized configuration of a reverse flow combustion system for a gas turbine engine
CN102647058A (zh) 2006-06-08 2012-08-22 Exro技术公司 电力设备
US8701416B2 (en) 2006-06-26 2014-04-22 Joseph Michael Teets Radially staged RQL combustor with tangential fuel-air premixers
US7669422B2 (en) * 2006-07-26 2010-03-02 General Electric Company Combustor liner and method of fabricating same
US7631500B2 (en) * 2006-09-29 2009-12-15 General Electric Company Methods and apparatus to facilitate decreasing combustor acoustics
US8015814B2 (en) * 2006-10-24 2011-09-13 Caterpillar Inc. Turbine engine having folded annular jet combustor
US20090211260A1 (en) * 2007-05-03 2009-08-27 Brayton Energy, Llc Multi-Spool Intercooled Recuperated Gas Turbine
MY153097A (en) 2008-03-28 2014-12-31 Exxonmobil Upstream Res Co Low emission power generation and hydrocarbon recovery systems and methods
MY156350A (en) 2008-03-28 2016-02-15 Exxonmobil Upstream Res Co Low emission power generation and hydrocarbon recovery systems and methods
US8113001B2 (en) * 2008-09-30 2012-02-14 General Electric Company Tubular fuel injector for secondary fuel nozzle
BRPI0920139A2 (pt) 2008-10-14 2015-12-22 Exxonmobil Upstream Res Co sistema de combustão, método de controle de combustão, e, sistema de combustor.
US8099940B2 (en) * 2008-12-18 2012-01-24 Solar Turbines Inc. Low cross-talk gas turbine fuel injector
EP2430292A1 (en) 2009-05-12 2012-03-21 Icr Turbine Engine Corporation Gas turbine energy storage and conversion system
EP2264370B1 (de) * 2009-06-16 2012-10-10 Siemens Aktiengesellschaft Brenneranordnung für eine Verfeuerungsanlage zum Verfeuern fluidischer Brennstoffe und Verfahren zum Betrieb einer solchen Brenneranordnung
US20110016866A1 (en) * 2009-07-22 2011-01-27 General Electric Company Apparatus for fuel injection in a turbine engine
CN101691981B (zh) * 2009-07-23 2011-12-07 三花丹佛斯（杭州）微通道换热器有限公司 具有改进的制冷剂流体分配均匀性的多通道换热器
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
CN102597418A (zh) 2009-11-12 2012-07-18 埃克森美孚上游研究公司 低排放发电和烃采收系统及方法
US8866334B2 (en) 2010-03-02 2014-10-21 Icr Turbine Engine Corporation Dispatchable power from a renewable energy facility
AU2011271636B2 (en) 2010-07-02 2016-03-17 Exxonmobil Upstream Research Company Low emission power generation systems and methods
MY160832A (en) 2010-07-02 2017-03-31 Exxonmobil Upstream Res Co Stoichiometric combustion with exhaust gas recirculation and direct contact cooler
EA029301B1 (ru) 2010-07-02 2018-03-30 Эксонмобил Апстрим Рисерч Компани Интегрированные системы для получения со(варианты) и способ производства электроэнергии
CA2801494C (en) 2010-07-02 2018-04-17 Exxonmobil Upstream Research Company Stoichiometric combustion of enriched air with exhaust gas recirculation
US8984895B2 (en) 2010-07-09 2015-03-24 Icr Turbine Engine Corporation Metallic ceramic spool for a gas turbine engine
CA2813680A1 (en) 2010-09-03 2012-03-08 Icr Turbine Engine Corporation Gas turbine engine configurations
US8925324B2 (en) * 2010-10-05 2015-01-06 General Electric Company Turbomachine including a mixing tube element having a vortex generator
TWI563166B (en) 2011-03-22 2016-12-21 Exxonmobil Upstream Res Co Integrated generation systems and methods for generating power
TWI564474B (zh) 2011-03-22 2017-01-01 艾克頌美孚上游研究公司 於渦輪系統中控制化學計量燃燒的整合系統和使用彼之產生動力的方法
TWI593872B (zh) 2011-03-22 2017-08-01 艾克頌美孚上游研究公司 整合系統及產生動力之方法
TWI563165B (en) 2011-03-22 2016-12-21 Exxonmobil Upstream Res Co Power generation system and method for generating power
US9051873B2 (en) 2011-05-20 2015-06-09 Icr Turbine Engine Corporation Ceramic-to-metal turbine shaft attachment
US8397514B2 (en) * 2011-05-24 2013-03-19 General Electric Company System and method for flow control in gas turbine engine
US8826667B2 (en) * 2011-05-24 2014-09-09 General Electric Company System and method for flow control in gas turbine engine
US8919127B2 (en) * 2011-05-24 2014-12-30 General Electric Company System and method for flow control in gas turbine engine
US9243802B2 (en) * 2011-12-07 2016-01-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Two-stage combustor for gas turbine engine
CN104428490B (zh) 2011-12-20 2018-06-05 埃克森美孚上游研究公司 提高的煤层甲烷生产
US9134023B2 (en) * 2012-01-06 2015-09-15 General Electric Company Combustor and method for distributing fuel in the combustor
US9062609B2 (en) * 2012-01-09 2015-06-23 Hamilton Sundstrand Corporation Symmetric fuel injection for turbine combustor
US9353682B2 (en) 2012-04-12 2016-05-31 General Electric Company Methods, systems and apparatus relating to combustion turbine power plants with exhaust gas recirculation
US9784185B2 (en) 2012-04-26 2017-10-10 General Electric Company System and method for cooling a gas turbine with an exhaust gas provided by the gas turbine
US10273880B2 (en) 2012-04-26 2019-04-30 General Electric Company System and method of recirculating exhaust gas for use in a plurality of flow paths in a gas turbine engine
US9366432B2 (en) 2012-05-17 2016-06-14 Capstone Turbine Corporation Multistaged lean prevaporizing premixing fuel injector
US10094288B2 (en) 2012-07-24 2018-10-09 Icr Turbine Engine Corporation Ceramic-to-metal turbine volute attachment for a gas turbine engine
US9708977B2 (en) 2012-12-28 2017-07-18 General Electric Company System and method for reheat in gas turbine with exhaust gas recirculation
US10215412B2 (en) 2012-11-02 2019-02-26 General Electric Company System and method for load control with diffusion combustion in a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system
US9803865B2 (en) 2012-12-28 2017-10-31 General Electric Company System and method for a turbine combustor
US10100741B2 (en) 2012-11-02 2018-10-16 General Electric Company System and method for diffusion combustion with oxidant-diluent mixing in a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system
US9869279B2 (en) 2012-11-02 2018-01-16 General Electric Company System and method for a multi-wall turbine combustor
US9631815B2 (en) 2012-12-28 2017-04-25 General Electric Company System and method for a turbine combustor
US9611756B2 (en) 2012-11-02 2017-04-04 General Electric Company System and method for protecting components in a gas turbine engine with exhaust gas recirculation
US9599070B2 (en) 2012-11-02 2017-03-21 General Electric Company System and method for oxidant compression in a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system
US10107495B2 (en) 2012-11-02 2018-10-23 General Electric Company Gas turbine combustor control system for stoichiometric combustion in the presence of a diluent
US9574496B2 (en) 2012-12-28 2017-02-21 General Electric Company System and method for a turbine combustor
US10208677B2 (en) 2012-12-31 2019-02-19 General Electric Company Gas turbine load control system
US9581081B2 (en) 2013-01-13 2017-02-28 General Electric Company System and method for protecting components in a gas turbine engine with exhaust gas recirculation
US9512759B2 (en) 2013-02-06 2016-12-06 General Electric Company System and method for catalyst heat utilization for gas turbine with exhaust gas recirculation
US9938861B2 (en) 2013-02-21 2018-04-10 Exxonmobil Upstream Research Company Fuel combusting method
TW201502356A (zh) 2013-02-21 2015-01-16 Exxonmobil Upstream Res Co 氣渦輪機排氣中氧之減少
RU2637609C2 (ru) 2013-02-28 2017-12-05 Эксонмобил Апстрим Рисерч Компани Система и способ для камеры сгорания турбины
US10161633B2 (en) * 2013-03-04 2018-12-25 Delavan Inc. Air swirlers
US20140250945A1 (en) 2013-03-08 2014-09-11 Richard A. Huntington Carbon Dioxide Recovery
US9618261B2 (en) 2013-03-08 2017-04-11 Exxonmobil Upstream Research Company Power generation and LNG production
WO2014137648A1 (en) 2013-03-08 2014-09-12 Exxonmobil Upstream Research Company Power generation and methane recovery from methane hydrates
TW201500635A (zh) 2013-03-08 2015-01-01 Exxonmobil Upstream Res Co 處理廢氣以供用於提高油回收
US9759425B2 (en) 2013-03-12 2017-09-12 General Electric Company System and method having multi-tube fuel nozzle with multiple fuel injectors
US9528444B2 (en) 2013-03-12 2016-12-27 General Electric Company System having multi-tube fuel nozzle with floating arrangement of mixing tubes
US9765973B2 (en) 2013-03-12 2017-09-19 General Electric Company System and method for tube level air flow conditioning
US9347668B2 (en) 2013-03-12 2016-05-24 General Electric Company End cover configuration and assembly
US9671112B2 (en) 2013-03-12 2017-06-06 General Electric Company Air diffuser for a head end of a combustor
US9650959B2 (en) * 2013-03-12 2017-05-16 General Electric Company Fuel-air mixing system with mixing chambers of various lengths for gas turbine system
US9366439B2 (en) 2013-03-12 2016-06-14 General Electric Company Combustor end cover with fuel plenums
US9534787B2 (en) 2013-03-12 2017-01-03 General Electric Company Micromixing cap assembly
US20140338340A1 (en) * 2013-03-12 2014-11-20 General Electric Company System and method for tube level air flow conditioning
US9651259B2 (en) 2013-03-12 2017-05-16 General Electric Company Multi-injector micromixing system
US9617914B2 (en) 2013-06-28 2017-04-11 General Electric Company Systems and methods for monitoring gas turbine systems having exhaust gas recirculation
US9835089B2 (en) 2013-06-28 2017-12-05 General Electric Company System and method for a fuel nozzle
TWI654368B (zh) 2013-06-28 2019-03-21 美商艾克頌美孚上游研究公司 用於控制在廢氣再循環氣渦輪機系統中的廢氣流之系統、方法與媒體
US9631542B2 (en) 2013-06-28 2017-04-25 General Electric Company System and method for exhausting combustion gases from gas turbine engines
US9903588B2 (en) 2013-07-30 2018-02-27 General Electric Company System and method for barrier in passage of combustor of gas turbine engine with exhaust gas recirculation
US9587510B2 (en) 2013-07-30 2017-03-07 General Electric Company System and method for a gas turbine engine sensor
US9951658B2 (en) 2013-07-31 2018-04-24 General Electric Company System and method for an oxidant heating system
US9752458B2 (en) 2013-12-04 2017-09-05 General Electric Company System and method for a gas turbine engine
US10030588B2 (en) 2013-12-04 2018-07-24 General Electric Company Gas turbine combustor diagnostic system and method
US10227920B2 (en) 2014-01-15 2019-03-12 General Electric Company Gas turbine oxidant separation system
US9915200B2 (en) 2014-01-21 2018-03-13 General Electric Company System and method for controlling the combustion process in a gas turbine operating with exhaust gas recirculation
US9863267B2 (en) 2014-01-21 2018-01-09 General Electric Company System and method of control for a gas turbine engine
US10079564B2 (en) 2014-01-27 2018-09-18 General Electric Company System and method for a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system
US9709279B2 (en) 2014-02-27 2017-07-18 General Electric Company System and method for control of combustion dynamics in combustion system
US10047633B2 (en) 2014-05-16 2018-08-14 General Electric Company Bearing housing
US10655542B2 (en) 2014-06-30 2020-05-19 General Electric Company Method and system for startup of gas turbine system drive trains with exhaust gas recirculation
US9885290B2 (en) 2014-06-30 2018-02-06 General Electric Company Erosion suppression system and method in an exhaust gas recirculation gas turbine system
US10060359B2 (en) 2014-06-30 2018-08-28 General Electric Company Method and system for combustion control for gas turbine system with exhaust gas recirculation
US10184664B2 (en) * 2014-08-01 2019-01-22 Capstone Turbine Corporation Fuel injector for high flame speed fuel combustion
US9869247B2 (en) 2014-12-31 2018-01-16 General Electric Company Systems and methods of estimating a combustion equivalence ratio in a gas turbine with exhaust gas recirculation
US9819292B2 (en) 2014-12-31 2017-11-14 General Electric Company Systems and methods to respond to grid overfrequency events for a stoichiometric exhaust recirculation gas turbine
US10788212B2 (en) 2015-01-12 2020-09-29 General Electric Company System and method for an oxidant passageway in a gas turbine system with exhaust gas recirculation
US9939155B2 (en) * 2015-01-26 2018-04-10 Delavan Inc. Flexible swirlers
US10253690B2 (en) 2015-02-04 2019-04-09 General Electric Company Turbine system with exhaust gas recirculation, separation and extraction
US10316746B2 (en) 2015-02-04 2019-06-11 General Electric Company Turbine system with exhaust gas recirculation, separation and extraction
US10094566B2 (en) 2015-02-04 2018-10-09 General Electric Company Systems and methods for high volumetric oxidant flow in gas turbine engine with exhaust gas recirculation
US10267270B2 (en) 2015-02-06 2019-04-23 General Electric Company Systems and methods for carbon black production with a gas turbine engine having exhaust gas recirculation
US10145269B2 (en) 2015-03-04 2018-12-04 General Electric Company System and method for cooling discharge flow
US10480792B2 (en) 2015-03-06 2019-11-19 General Electric Company Fuel staging in a gas turbine engine
US10113747B2 (en) * 2015-04-15 2018-10-30 General Electric Company Systems and methods for control of combustion dynamics in combustion system
CA3006361A1 (en) * 2015-12-04 2017-07-06 Jetoptera, Inc. Micro-turbine gas generator and propulsive system
WO2018213919A1 (en) 2017-05-23 2018-11-29 Dpm Technologies Inc. Variable coil configuration system control, apparatus and method
US10969107B2 (en) * 2017-09-15 2021-04-06 General Electric Company Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor
US10890329B2 (en) 2018-03-01 2021-01-12 General Electric Company Fuel injector assembly for gas turbine engine
US20210249981A1 (en) 2018-09-05 2021-08-12 Dpm Technologies Inc. Systems and methods for intelligent control of rotating electric machines
US10941944B2 (en) * 2018-10-04 2021-03-09 Raytheon Technologies Corporation Consumable support structures for additively manufactured combustor components
US10935245B2 (en) 2018-11-20 2021-03-02 General Electric Company Annular concentric fuel nozzle assembly with annular depression and radial inlet ports
US11286884B2 (en) 2018-12-12 2022-03-29 General Electric Company Combustion section and fuel injector assembly for a heat engine
US11073114B2 (en) 2018-12-12 2021-07-27 General Electric Company Fuel injector assembly for a heat engine
RU191265U1 (ru) * 2019-02-14 2019-07-31 Общество с ограниченной ответственностью "Сатурн" Камера сгорания для газотурбинного двигателя
US11156360B2 (en) 2019-02-18 2021-10-26 General Electric Company Fuel nozzle assembly
US11722026B2 (en) 2019-04-23 2023-08-08 Dpm Technologies Inc. Fault tolerant rotating electric machine
FR3115324B1 (fr) * 2020-10-16 2023-04-14 Office National Detudes Rech Aerospatiales Injecteur de fluides
EP4271939B1 (en) * 2021-02-23 2024-11-20 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Premixer injector in gas turbine engine
US11897362B2 (en) 2021-05-04 2024-02-13 Exro Technologies Inc. Systems and methods for individual control of a plurality of controllable units of battery cells
CN117337545A (zh) 2021-05-13 2024-01-02 Exro技术公司 驱动多相电机的线圈的方法及装置
US11674445B2 (en) 2021-08-30 2023-06-13 Collins Engine Nozzles, Inc. Cooling for continuous ignition devices
US12454909B2 (en) 2021-12-03 2025-10-28 General Electric Company Combustor size rating for a gas turbine engine using hydrogen fuel
US12331932B2 (en) 2022-01-31 2025-06-17 General Electric Company Turbine engine fuel mixer
US12215866B2 (en) 2022-02-18 2025-02-04 General Electric Company Combustor for a turbine engine having a fuel-air mixer including a set of mixing passages
US12209560B1 (en) * 2024-04-18 2025-01-28 Caterpillar Inc. Fuel admission tube for gaseous fuel engine and engine operating method

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS4865315A (ja) * 1971-12-15 1973-09-08
JPH0599410A (ja) * 1990-06-15 1993-04-20 Veg Gasinstituut Nv 高ターンダウン比を有する予混合ガスバーナ
JPH05203147A (ja) * 1991-09-23 1993-08-10 General Electric Co <Ge> ガスタービンエンジン燃焼器
JPH06500617A (ja) * 1991-05-13 1994-01-20 サンドストランド・コーポレイション 高々度タービン燃焼器
JPH0694238A (ja) * 1992-06-12 1994-04-05 General Electric Co <Ge> フィルム創始構造体
JPH06265146A (ja) * 1990-03-05 1994-09-20 Rolf Jan Mowill ガスタービンエンジン燃焼器
JPH0719481A (ja) * 1993-07-07 1995-01-20 Kawasaki Heavy Ind Ltd ガスタービン用燃焼器
JPH0821626A (ja) * 1994-03-14 1996-01-23 General Electric Co <Ge> タービン用燃焼器及びタービン用燃焼器からのｃｏ排出量を低減させる方法
US5497615A (en) * 1994-03-21 1996-03-12 Noe; James C. Gas turbine generator set
JPH08303256A (ja) * 1995-02-24 1996-11-19 R Jan Mowill 低排出型星形単段燃焼器システム
WO1997009524A1 (en) * 1995-09-08 1997-03-13 Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha Gas-turbine engine

Family Cites Families (39)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2593849A (en) * 1952-04-22 Liquid fuel burner with diverse air
US1826776A (en) * 1928-07-20 1931-10-13 Charles O Gunther Liquid fuel burner and method of atomizing liquids
US1874970A (en) * 1931-04-03 1932-08-30 Columbia Burner Company Gas burner spud
US2946185A (en) * 1953-10-29 1960-07-26 Thompson Ramo Wooldridge Inc Fuel-air manifold for an afterburner
US2982099A (en) * 1956-10-09 1961-05-02 Rolls Royce Fuel injection arrangement in combustion equipment for gas turbine engines
US3865538A (en) * 1972-03-27 1975-02-11 Phillips Petroleum Co Combustor and combustion apparatus
US3866413A (en) * 1973-01-22 1975-02-18 Parker Hannifin Corp Air blast fuel atomizer
US4179881A (en) * 1973-02-28 1979-12-25 United Technologies Corporation Premix combustor assembly
US4586328A (en) * 1974-07-24 1986-05-06 Howald Werner E Combustion apparatus including an air-fuel premixing chamber
US4007002A (en) * 1975-04-14 1977-02-08 Phillips Petroleum Company Combustors and methods of operating same
DE2629761A1 (de) * 1976-07-02 1978-01-05 Volkswagenwerk Ag Brennkammer fuer gasturbinen
US4044553A (en) * 1976-08-16 1977-08-30 General Motors Corporation Variable geometry swirler
DE2638878A1 (de) * 1976-08-28 1978-03-02 Daimler Benz Ag Brennkammer fuer fluessige oder gasfoermige brennstoffe
US4698963A (en) * 1981-04-22 1987-10-13 The United States Of America As Represented By The Department Of Energy Low NOx combustor
JPS57207711A (en) * 1981-06-15 1982-12-20 Hitachi Ltd Premixture and revolving burner
US4638636A (en) * 1984-06-28 1987-01-27 General Electric Company Fuel nozzle
US4982570A (en) * 1986-11-25 1991-01-08 General Electric Company Premixed pilot nozzle for dry low Nox combustor
US4928479A (en) * 1987-12-28 1990-05-29 Sundstrand Corporation Annular combustor with tangential cooling air injection
JPH0684817B2 (ja) * 1988-08-08 1994-10-26 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器及びその運転方法
US5025622A (en) * 1988-08-26 1991-06-25 Sol-3- Resources, Inc. Annular vortex combustor
US4996838A (en) * 1988-10-27 1991-03-05 Sol-3 Resources, Inc. Annular vortex slinger combustor
US5063745A (en) * 1989-07-13 1991-11-12 Sundstrand Corporation Turbine engine with pin injector
US5214911A (en) * 1989-12-21 1993-06-01 Sundstrand Corporation Method and apparatus for high altitude starting of gas turbine engine
US5099644A (en) * 1990-04-04 1992-03-31 General Electric Company Lean staged combustion assembly
US5127221A (en) * 1990-05-03 1992-07-07 General Electric Company Transpiration cooled throat section for low nox combustor and related process
US5207064A (en) * 1990-11-21 1993-05-04 General Electric Company Staged, mixed combustor assembly having low emissions
US5235813A (en) * 1990-12-24 1993-08-17 United Technologies Corporation Mechanism for controlling the rate of mixing in combusting flows
US5199265A (en) * 1991-04-03 1993-04-06 General Electric Company Two stage (premixed/diffusion) gas only secondary fuel nozzle
US5235814A (en) * 1991-08-01 1993-08-17 General Electric Company Flashback resistant fuel staged premixed combustor
EP0540167A1 (en) * 1991-09-27 1993-05-05 General Electric Company A fuel staged premixed dry low NOx combustor
US5222357A (en) * 1992-01-21 1993-06-29 Westinghouse Electric Corp. Gas turbine dual fuel nozzle
US5613357A (en) * 1993-07-07 1997-03-25 Mowill; R. Jan Star-shaped single stage low emission combustor system
FR2717250B1 (fr) * 1994-03-10 1996-04-12 Snecma Système d'injection à prémélange.
US5611684A (en) * 1995-04-10 1997-03-18 Eclipse, Inc. Fuel-air mixing unit
DE19520291A1 (de) * 1995-06-02 1996-12-05 Abb Management Ag Brennkammer
US5622054A (en) * 1995-12-22 1997-04-22 General Electric Company Low NOx lobed mixer fuel injector
US5685156A (en) * 1996-05-20 1997-11-11 Capstone Turbine Corporation Catalytic combustion system
US5752380A (en) * 1996-10-16 1998-05-19 Capstone Turbine Corporation Liquid fuel pressurization and control system
US5850732A (en) * 1997-05-13 1998-12-22 Capstone Turbine Corporation Low emissions combustion system for a gas turbine engine

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS4865315A (ja) * 1971-12-15 1973-09-08
JPH06265146A (ja) * 1990-03-05 1994-09-20 Rolf Jan Mowill ガスタービンエンジン燃焼器
JPH0599410A (ja) * 1990-06-15 1993-04-20 Veg Gasinstituut Nv 高ターンダウン比を有する予混合ガスバーナ
JPH06500617A (ja) * 1991-05-13 1994-01-20 サンドストランド・コーポレイション 高々度タービン燃焼器
JPH05203147A (ja) * 1991-09-23 1993-08-10 General Electric Co <Ge> ガスタービンエンジン燃焼器
JPH0694238A (ja) * 1992-06-12 1994-04-05 General Electric Co <Ge> フィルム創始構造体
JPH0719481A (ja) * 1993-07-07 1995-01-20 Kawasaki Heavy Ind Ltd ガスタービン用燃焼器
JPH0821626A (ja) * 1994-03-14 1996-01-23 General Electric Co <Ge> タービン用燃焼器及びタービン用燃焼器からのｃｏ排出量を低減させる方法
US5497615A (en) * 1994-03-21 1996-03-12 Noe; James C. Gas turbine generator set
JPH08303256A (ja) * 1995-02-24 1996-11-19 R Jan Mowill 低排出型星形単段燃焼器システム
WO1997009524A1 (en) * 1995-09-08 1997-03-13 Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha Gas-turbine engine

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001221437A (ja) * 1999-12-16 2001-08-17 Rolls Royce Plc 燃焼室
JP2001241663A (ja) * 2000-02-24 2001-09-07 Capstone Turbine Corp ガスタービンエンジン用多段式・多面型燃焼システム
JP2004507700A (ja) * 2000-05-01 2004-03-11 エリオット・エナジー・システムズ・インコーポレイテッド エネルギーシステムと併用する環状燃焼器
JP4851674B2 (ja) * 2000-05-01 2012-01-11 キャプストーン タービン コーポレーション エネルギーシステムと併用する環状燃焼器
JP2010175244A (ja) * 2009-02-02 2010-08-12 General Electric Co <Ge> タービン・エンジンにおける燃料噴射用装置
WO2011058931A1 (ja) * 2009-11-10 2011-05-19 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器及びガスタービン
US8950190B2 (en) 2009-11-10 2015-02-10 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine combustor having contraction member on inner wall surface
JP2020083063A (ja) * 2018-11-26 2020-06-04 本田技研工業株式会社 電源装置及び飛行体
CN111023155A (zh) * 2019-12-31 2020-04-17 西安增材制造国家研究院有限公司 一种二次流蒸发管式燃烧室结构
CN113280372A (zh) * 2021-06-25 2021-08-20 中国环境科学研究院 一种节能灶用炉芯及节能灶
CN113280372B (zh) * 2021-06-25 2022-04-01 中国环境科学研究院 一种节能灶用炉芯及节能灶

Also Published As

Publication number Publication date
US5894720A (en) 1999-04-20
IL122912A0 (en) 1998-08-16
US6016658A (en) 2000-01-25
CA2234529A1 (en) 1998-11-13
EP0878665A3 (en) 1999-04-07
IL122912A (en) 2000-07-26
EP0878665A2 (en) 1998-11-18
US5850732A (en) 1998-12-22
DE69828916D1 (de) 2005-03-17
EP0878665B1 (en) 2005-02-09
DE69828916T2 (de) 2006-03-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5850732A (en) Low emissions combustion system for a gas turbine engine
US4112676A (en) Hybrid combustor with staged injection of pre-mixed fuel
EP1130322B1 (en) Multi-stage multi-plane combustion system for a gas turbine engine
US6868676B1 (en) Turbine containing system and an injector therefor
US3958413A (en) Combustion method and apparatus
US5361586A (en) Gas turbine ultra low NOx combustor
US5813232A (en) Dry low emission combustor for gas turbine engines
US8763359B2 (en) Apparatus for combusting fuel within a gas turbine engine
US5657631A (en) Injector for turbine engines
US8590311B2 (en) Pocketed air and fuel mixing tube
US6826913B2 (en) Airflow modulation technique for low emissions combustors
US6047550A (en) Premixing dry low NOx emissions combustor with lean direct injection of gas fuel
US8015814B2 (en) Turbine engine having folded annular jet combustor
JP2008502877A (ja) 燃焼システムに対するよどみ点逆流燃焼器
JPH07180835A (ja) ガスタービン
US11708973B2 (en) Combustor
JPH07504263A (ja) ガスタービンの燃焼室構造

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20040625

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20070411

A02 Decision of refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02

Effective date: 20071107