JPH11270357A - ガスタ―ビンエンジン用燃焼装置 - Google Patents

ガスタ―ビンエンジン用燃焼装置

Info

Publication number
JPH11270357A
JPH11270357A JP11021326A JP2132699A JPH11270357A JP H11270357 A JPH11270357 A JP H11270357A JP 11021326 A JP11021326 A JP 11021326A JP 2132699 A JP2132699 A JP 2132699A JP H11270357 A JPH11270357 A JP H11270357A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
fuel
combustion
injection means
gas fuel
burner
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.)
Granted
Application number
JP11021326A
Other languages
English (en)
Other versions
JP4346724B2 (ja
Inventor
Eric Roy Norster
ロイ ノースター エリック
Pietro Simon De
デ ピエトロ シモン
Mahmoud Kowkabi
コウカビー マームード
Hoger Gunter Heinrich Hesse
ギュンター ハインリッヒ ヘッセ ホーガー
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.)
Alstom Power UK Holdings Ltd
Original Assignee
Alstom Gas Turbines Ltd
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 Gas Turbines Ltd filed Critical Alstom Gas Turbines Ltd
Publication of JPH11270357A publication Critical patent/JPH11270357A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP4346724B2 publication Critical patent/JP4346724B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

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
    • F23D14/20—Non-premix gas burners, i.e. in which gaseous fuel is mixed with combustion air on arrival at the combustion zone
    • F23D14/22—Non-premix gas burners, i.e. in which gaseous fuel is mixed with combustion air on arrival at the combustion zone with separate air and gas feed ducts, e.g. with ducts running parallel or crossing each other
    • F23D14/24—Non-premix gas burners, i.e. in which gaseous fuel is mixed with combustion air on arrival at the combustion zone with separate air and gas feed ducts, e.g. with ducts running parallel or crossing each other at least one of the fluids being submitted to a swirling motion
    • 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
    • F23R3/36—Supply of different fuels
    • 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 
    • F23C7/00—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply
    • F23C7/002—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply the air being submitted to a rotary or spinning motion
    • 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
    • F23D14/72—Safety devices, e.g. operative in case of failure of gas supply
    • F23D14/76—Protecting flame and burner parts
    • 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
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C2202/00—Fluegas recirculation
    • F23C2202/40—Inducing local whirls around flame
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D2214/00—Cooling
    • 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
    • F23D2900/00015—Pilot burners specially adapted for low load or transient conditions, e.g. for increasing stability

Landscapes

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

Abstract

(57)【要約】 【課題】 排気汚染物の放出量が少なく、構造が簡単で
安価なガスタービンエンジン用燃焼装置を提供するこ
と。 【解決手段】 この燃焼装置は、パイロットガス噴射手
段とパイロット液体燃料噴射手段の両方を有するバーナ
ーヘッドを含む。パイロットガス噴射手段は、バーナー
ヘッドの下流面に連通した環状通路と、環状通路に近接
して配置され、パイロットガス燃料を燃焼装置の長手軸
線の方に向け、下流面の中央部分を被って吹き付けるた
めの偏向手段を有する。燃焼装置は、ガス燃料作動中も
液体燃料作動中も、火炎の前面がバーナーヘッドに近接
したところに位置し、液体燃料作動中、冷却用空気流を
下流面を横切るようにして掃引させるように構成されて
いる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガス燃料及び液体
燃料の両方を燃焼させることができるガスタービンエン
ジン用燃焼装置に関し、特に、希薄燃焼型（燃焼帯域の
上流において拡散燃焼型燃焼火炎を用いる燃焼装置の場
合より多量の空気を燃料に混合する燃焼方式、即ち、燃
料分の少ない希薄混合気を燃焼させる燃焼方式）の燃焼
過程下で作動する希薄燃焼型燃焼装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】燃焼用空気を燃焼装置内の、バーナーの
空燃混合手段の部位の下流へはたとえ導入するとしても
ごく僅かしか導入しないようになされた希薄燃焼型燃焼
装置が、現在では主流である。希薄混合気燃焼システム
（単に「希薄燃焼システム」とも称する）の大きな利点
は、高エンジン負荷条件下での有害な排気汚染物の放出
量を抑制することである。しかしながら、このシステム
の１つの欠点は、低負荷条件下での作動中「フレームア
ウト」（消炎）（燃料の不完全燃焼・不足などの燃料供
給の障害や燃焼不全のため、特にジェットエンジンのよ
うなエンジン内の火炎が突然消えること）が生じないよ
うに燃焼装置の火炎の完全性又は安定を維持することが
困難であるということである。
【０００３】低負荷条件下においてフレームアウトを回
避するために、従来は、燃料濃厚パイロット炎方式や、
段階的燃料噴射方式などの技法を使用している。しかし
ながら、前者は、汚染物の放出量を増大させるきらいが
あり、後者は、一般に、構造が複雑でコスト高となる。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】本発明は、有害な排気
汚染物の放出量を抑制し、かつ、構造を簡略化し、その
結果としてコストを削減することを課題とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明は、燃料の流れ方
向でみて直列式に順次に配置されたバーナーと、燃焼プ
レチャンバーと、燃焼主チャンバーとから成る燃焼器を
有し、該バーナーは前記燃焼プレチャンバー内へ燃料を
噴射するための燃料噴射手段を備えたバーナー面を有す
るバーナーヘッドから成る、希薄燃焼型のガスタービン
エンジン用燃焼装置において、該燃焼器は、その作動
中、燃焼火炎の前面が前記バーナー面に近接して燃焼す
るように構成されており、前記バーナーは、該燃焼器の
第１作動モード中は燃料を前記バーナー面に向けて差し
向けるための燃料指向手段と、該燃焼器の第２作動モー
ド中は冷却用空気流を該バーナー面に向けて差し向ける
ための冷却用空気指向手段を備えていることを特徴とす
る燃焼装置を提供する。本発明の好ましい実施形態によ
れば、燃料の流れ方向でみて直列式に順次に配置された
バーナーと、燃焼プレチャンバーと、燃焼主チャンバー
とから成る燃焼器を有する希薄燃焼型のガスタービンエ
ンジン用燃焼装置において、該バーナーは、前記燃焼プ
レチャンバーの最上流面を画定するバーナー面を有する
バーナーヘッドと、該バーナーヘッドから該燃焼プレチ
ャンバー内へガス燃料を噴射するためのガス燃料噴射手
段と、該バーナーヘッドから該燃焼プレチャンバー内へ
液体燃料を噴射するための、前記ガス燃料噴射手段とは
別個に設けられた、液体燃料噴射手段から成り、前記燃
焼器は、その作動中、燃焼火炎の前面が前記バーナー面
の中央部分（２に近接して燃焼するように構成されてお
り、該燃焼装置は、前記燃焼器のガス燃料炊き作動モー
ド（以下、単に「ガス燃料作動」又は「ガス燃料モー
ド」とも称する）から液体燃料炊き作動モード（以下、
単に「液体燃料作動」又は「液体燃料モード」とも称す
る）への切換えを可能にするための手段と、該燃焼器の
液体燃料作動中作動してガス燃料の噴射を停止し、前記
バーナーヘッドから前記燃焼プレチャンバーへの冷却用
空気の噴射を可能にする働きをする手段を有し、前記バ
ーナーは、該燃焼器のガス燃料作動中は、ガス燃料を前
記バーナー面の前記中央部分に向けて差し向け、該燃焼
器の液体燃料作動中は、冷却用空気流を該バーナー面の
該中央部分に向けて差し向けるための指向手段を備えて
いることを特徴とする燃焼装置が提供される。
【０００６】必須要件ではないが、ガス燃料を前記バー
ナー面の中央部分に差し向けるためと、冷却用空気流を
該バーナー面の中央部分に差し向けるために上記同じ指
向手段を用いることが好ましい。
【０００７】前記ガス燃料噴射手段は、前記ガス燃料及
び前記冷却用空気を前記バーナー面の中央部分の周りに
環形状に噴射するようになされたガス導管を含むものと
することができる。
【０００８】前記指向手段は、前記バーナー面に設けら
れて該バーナー面の中央部分に向けて突出させたリップ
によって構成し、該リップは、前記ガス燃料噴射手段か
ら噴射されたガス燃料又は空気を該バーナー面の中央部
分に向けて偏向させるように該ガス燃料噴射手段に対し
て配置することができる。
【０００９】前記液体燃料噴射手段は、前記ガス燃料噴
射手段とバーナー面の中央部分との間に配置することが
でき、バーナー面に連通させた液体燃料導管を含むもの
とすることができる。点火器は、該ガス燃料噴射手段と
液体燃料噴射手段の間、又は、隣接する液体燃料噴射手
段の間に配置することができる。
【００１０】前記ガス燃料噴射手段及び液体燃料噴射手
段は、パイロットガス燃料噴射手段、パイロット液体燃
料噴射手段、主ガス燃料噴射手段及び主液体燃料噴射手
段によって構成することが好ましく、それらのすべての
燃料噴射手段を前記バーナー面に連通させる。該主液体
燃料噴射手段をパイロットガス燃料噴射手段の半径方向
外方に配置し、主ガス燃料噴射手段を該主液体燃料噴射
手段の半径方向外方に配置することが有利である。
【００１１】前記バーナー面と前記燃焼プレチャンバー
の間に、燃焼用空気を該バーナー面の中央部分に向けて
吹き込むための複数の通路を有する輻流渦流器を配置す
ることが好ましい。又、前記主ガス燃料噴射手段は、前
記渦流器の前記通路の少なくとも１つに該通路の半径方
向外側部分に近接した部位で連通させ、前記主液体燃料
噴射手段は、該渦流器の前記通路の少なくとも１つに該
通路の半径方向内側部分に近接した部位で連通させるこ
とが好ましい。
【００１２】該燃焼装置は、前記パイロットガス燃料噴
射手段、主ガス燃料噴射手段、パイロット液体燃料噴射
手段及び主液体燃料噴射手段に燃料を供給するためにそ
れらの燃料噴射手段に連通した燃料導入手段を有してお
り、液体燃料作動中、ガス燃料の流れを前記パイロット
ガス燃料噴射手段から遮断して該パイロットガス燃料噴
射手段に冷却用空気の供給源を接続するように、前記パ
イロットガス燃料噴射手段、主ガス燃料噴射手段、主液
体燃料噴射手段への燃料の流れを制御するための制御手
段がそれらの噴射手段に接続されている。
【００１３】本発明は、又、燃焼器のガス燃料作動中請
求の範囲第１項に記載の燃焼装置を作動する方法であっ
て、前記燃焼プレチャンバーへのパイロットガス燃料及
び主ガス燃料の噴射をそれぞれ所定の質量流量で開始
し、エンジンの始動時には総ガス燃料流の過半量をパイ
ロットガス燃料によって構成し、エンジンの全負荷条件
下では総ガス燃料流の過半量を主ガス燃料によって構成
するように、前記噴射されるパイロットガス燃料及び主
ガス燃料のそれぞれの質量流量をエンジンの始動時とエ
ンジンの全負荷条件下との間で総ガス燃料質量流量に対
して変化させることを特徴とする燃焼装置の作動方法を
提供する。
【００１４】エンジンの始動時では、主ガス燃料の供給
量を総ガス燃料流の約５％未満として、パイロットガス
燃料の供給量を総ガス燃料流の約９５％以上とし、エン
ジンの全負荷条件下では主ガス燃料の供給量を総ガス燃
料流の約９５％以上として、パイロットガス燃料の供給
量を総ガス燃料流の約５％未満で、０％より多い量とす
ることが好ましい。
【００１５】燃焼器の液体燃料作動中請求の範囲第１項
又は１０項に記載の燃焼装置を作動する方法であって、
エンジンの始動中は前記燃焼プレチャンバーへのパイロ
ット液体燃料の噴射を所定の質量流量で開始し、エンジ
ンのパワーをその全負荷状態に向けて増大させるめにパ
イロット液体燃料の質量流量を増大させ、エンジンの負
荷がその全負荷時の所定の分率に達したとき前記燃焼プ
レチャンバーへの主液体燃料の噴射を所定の質量流量で
開始し、エンジンの負荷が全負荷状態に達するまでパイ
ロット燃料の供給を漸次減少させて主液体主液体燃料の
供給を増大させ、該燃焼器の液体燃料作動中、前記指向
手段を用いて前記バーナーヘッドから前記燃焼プレチャ
ンバー内へ冷却用空気を噴射することを特徴とする燃焼
装置の作動方法を提供する。
【００１６】エンジンの全負荷時の前記所定の分率は、
約７０％とすることができ、全負荷条件下では、主液体
燃料の供給量を総液体燃料流の約９５％以上として、パ
イロット液体燃料の供給量を総液体燃料流の約５％未満
で、０％より多い量とすることができる。
【００１７】
【発明の実施の形態】以下に、添付図を参照して本発明
の実施形態を説明する。図１を参照して説明すると、本
発明による燃焼装置は、バーナー１０と、燃焼プレチャ
ンバー１３と、燃焼主チャンバー１４とから成る。バー
ナー１０は、輻流渦流器部分１２に取り付けられたバー
ナーヘッド部分１１を含む。燃焼主チャンバー（以下、
単に「主チャンバー」とも称する）１４は、燃焼プレチ
ャンバー（以下、単に「プレチャンバー」とも称する）
１３より大きい直径を有する。輻流渦流器部分（以下、
「輻流渦流器」又は単に「渦流器」とも称する）１２
は、間に通路１２’を画定する多数の互いに離隔された
羽根３０（図４参照）を有する。
【００１８】作動において、図示の矢印の方向に流れる
圧縮空気（燃焼用空気）１５は、（通常はガスタービン
の圧縮機から）バーナー１０へ供給され、渦流器１２の
羽根３０の間の通路１２’を通る。この空気は、バーナ
ーヘッドの下流面（以下、「バーナー面」又は単に「バ
ーナー面」とも称する）１６から噴射される燃料と混合
し、その混合気は、プレチャンバー１３に達すると、電
気点火器等の手段によって点火される。一旦着火する
と、以後は火炎は点火器からの助成なしに燃え続ける。
【００１９】次に、この燃焼装置のガス燃料モード及び
液体燃料モードについてそれぞれ別々に説明する。
【００２０】まず、図１及び２を参照して、ガス燃料モ
ードを説明する。ガス燃料手段（ガス燃料モードで作動
させるための手段）は、パイロットガス燃料系と主ガス
燃料系から成り、両系は、協同して順次に無段階的に作
動に変化を与える。エンジンが始動されると、燃料制御
器４０は、燃料供給導管４６からのガス燃料の大部分が
パイロットガス燃料系へ差し向けられるように可変弁４
２，４４を制御する。それによって、パイロットガス燃
料コネクタ（以下、「パイロットコネクタ」単に「コネ
クタ」とも称する）１８を通してバーナーヘッド１１に
供給されたガスはバーナーヘッド１１内の通路を通って
環状通路１９に達し、そこから一連の互いに離隔した孔
即ちガス噴出口３２、又は、連続した環状導管を経て、
燃焼装置の長手軸線２１に向かって半径方向内方に突出
した周縁リップ２０の形とした流れ指向手段の内側に達
する。リップ２０は、このパイロットガス燃料をバーナ
ー面１６の中央部分２２を横切るようにして、即ち、軸
線２１に対してほぼ直角の方向に半径方向内方へ偏向さ
せる。パイロットガス燃料は、入来する圧縮空気１５及
び渦流器羽根の通路１２’から噴出する主ガス燃料（主
ガス燃料はバーナーヘッドの複数の開口即ち主ガス燃料
噴口２３から噴出する）と混合し、次いで、点火器１７
が付勢されてパイロット炎を創出する。主ガス燃料噴口
２３へは、渦流器の空気導入口領域に、通路１２’の半
径方向外方部分に近接したところに配置されており、各
主ガス燃料コネクタ（以下、「主コネクタ」又は単に
「コネクタ」とも称する）２４から図に示されるように
連絡導管を通して主ガス燃料が供給される。
【００２１】エンジンの始動時及び低負荷時には、燃焼
器へ噴射される燃料の大部分（例えば、≧９５％）が、
弁４４を経て経路４６，４８，５０を通して送られるパ
イロットガス燃料とされ、残りは、この段階でパッと開
放される弁４２を経て主ガス燃料系の主ガス燃料噴口２
３によって供給される。エンジン負荷及び速度が増大す
るにつれて、弁４４は漸進的に閉じられ、それと併行し
て弁４２は漸進的に開放されて、経路４６，５２を通し
てコネクタ２４へ送られる主ガス燃料の供給量が増大さ
れ、導管４６中のガス燃料の総質量流量のうち噴口２３
からプレチャンバー１３へ噴射される主ガス燃料の割合
が漸進的に増大される。主ガス燃料と空気は、渦流器通
路１２’を通って内方へ流れる途中で混合し、プレチャ
ンバー１３及び主チャンバー１４内で燃焼火炎となる。
負荷が更に増大するにつれて、燃料制御器４０は、引き
続き弁４２，４４の設定値を漸進的に変更し、主ガス燃
料コネクタ２４を通して導入される燃料を漸進的に増大
させ、パイロットガス燃料コネクタ１８を通して導入さ
れる燃料を漸進的に減少させて、最終的に全負荷条件下
では総燃料所要量の約９５％が主コネクタ２４を通して
充足され、残部がパイロットコネクタ１８を通して供給
される。
【００２２】ただし、弁４４は、経路４６，４８，５０
を完全に閉じるように設定されることはないので、パイ
ロットガス燃料系からはバーナー面１６の中央部分２２
を横切るようにして常時なにがしかの量のガス燃料流れ
が存在する。
【００２３】図２において、燃焼炎包絡線は境界線Ｆに
よって示され、火炎前面はＦＦによって示されている。
火炎前面ＦＦは、燃焼主チャンバー１４にその半径方向
外側部分に沿って流入し（矢印３３）、主チャンバーの
中央軸線部分（軸線２１）に沿ってバーナー１０の方に
向かって戻り（矢印３４）、次いで再度主チャンバー１
４に向かって流れる（矢印３５）流体の再循環によって
創生される。火炎前面ＦＦ自体は、バーナーの方向に流
れる軸方向の流れ３４が、折り返して流れ３５に合流す
る地点である。
【００２４】本発明のバーナーの１つの特徴は、あらゆ
るエンジン負荷の設定値において、火炎前面ＦＦがバー
ナー面１６の中央部分２２に近接したままに留まること
である。（この点、従来のプレチャンバー／主チャンバ
ー型燃焼装置では、必ずしもパイロット炎ではなく、主
炎がプレチャンバー内のそれほど上流側でない地点、換
言すれば、バーナー面から相当に離れた地点に位置する
ようになされているのが普通である。）
【００２５】本発明は、火炎前面ＦＦを、例えばプレチ
ャンバー１３の直径対長さ比を大きくする（具体例では
この比率を２：１とした）ことによって、かつ、軸方向
に噴出する空気又は燃料ジェットをなくすことによって
バーナー面１６に近接する位置にまで到達させる。従来
技術では、バーナー面１６の中央部分２２から空気又は
燃料ジェットが軸方向に噴射され、それが流れ３４に対
抗するので火炎前面ＦＦのバーナー面１６に向かっての
移行を阻止していた。
【００２６】火炎前面ＦＦをバーナー面１６に近接させ
れば、通常ならば過熱を起してバーナー面１６を損傷さ
せ、従って、装置の信頼性の問題を惹起すると予想され
る。しかしながら、本発明によれば、バーナー面１６を
横切って掃引するパイロットガス燃料がそのような損傷
を防止するための有効な断熱材を形成する。火炎の前面
ＦＦを常にバーナーヘッドの下流面１６に近接したとこ
ろに、従ってプレチャンバー１３内に維持する本発明に
よるバーナーのこの構成は、プレチャンバー内の空燃混
合気に、それが渦流器１２への点火フラッシュバック
（点火炎の逆流）を防止するのに十分な速度を与えると
いう点で有利である。これは、プレチャンバー１３内を
通る燃料と空気の質量に比してプレチャンバーの断面積
が小さいことに基因する。
【００２７】次に、本発明の燃焼装置の液体燃料作動モ
ードについて図１及び３を参照して説明する。この作動
モードも、ガス燃料モードの場合と同様に、可変弁６
２，６８を介して制御されるパイロット液体燃料系と主
液体燃料系の両方を使用し、やはり、火炎前面ＦＦがあ
らゆるエンジン負荷の設定値においてバーナー面１６の
中央部分２２に近接したままに維持される。
【００２８】少なくとも１つの、好ましくは数個のパイ
ロット液体燃料噴口（以下、「パイロット噴口」又は単
に「噴口」とも称する）２５が、バーナー面１６の中央
部分２２の周縁に配置されており、これらの噴口２５
は、導管６０から弁６２を経て導管６４を通し、パイロ
ット液体燃料コネクタ（以下、「パイロットコネクタ」
単に「コネクタ」とも称する）２６からバーナーヘッド
１１内の適当な導管又は通路を通してパイロット液体燃
料を供給される。これらのパイロット噴口２５は、バー
ナー面１６に、それに近接する燃焼炎の外円周の外側の
部位に配置される。バーナー面１６には、又、渦流器部
分１２の空気噴出口領域に、即ち、渦流器通路１２’の
半径方向内方部分近くに主液体燃料噴口（以下、「主噴
口」又は単に「噴口」とも称する）２７が設けられてい
る。これらの主噴口２７は、導管６０から導管６６及び
弁６８、導管７０を通し、主液体燃料コネクタ（以下、
「主コネクタ」単に「コネクタ」とも称する）２８から
バーナーヘッド１１内の適当な導管又は通路を通して主
液体燃料を供給される。
【００２９】エンジンが始動されると、パイロット液体
燃料がパイロット噴口２５から長手中心軸線２１に平行
な、又は、ほぼ平行な軸方向にプレチャンバー１３内へ
噴射され、プレチャンバー内で渦流器通路１２’から噴
射される空気１５と混合し、その空燃混合気が点火器１
７からのスパークによって点火される。始動時では、燃
料制御器４０が弁６２，６８を制御して弁６８を閉鎖
し、全燃料所要量をパイロット噴口からのパイロット燃
料によって充足する。主ガス燃料噴口２７はこの段階で
は作動しない。
【００３０】エンジンの負荷が始動時からその全負荷時
の約７０％にまで増大するにつれて、弁６２が制御され
て導管６０中の液体燃料の総質量流量のうちパイロット
噴口２５から噴射されるパイロット液体燃料の割合が漸
進的に増大される。全負荷時の約７０％負荷に達する
と、燃料供給モードが変更されて弁６８が開放され、主
液体燃料が主噴口２７から噴射される。かくして、主ガ
ス燃料系が作動されて、７０％負荷から１００％負荷
（全負荷）の間では、総燃料所要量の約９５％の燃料を
供給し、この負荷範囲内ではパイロット噴口２５から供
給される燃料はわずか約５％である。ただし、全負荷時
であっても、常時なにがしかの量のパイロット液体燃料
流れが存在するように弁６２を少なくとも僅かに開放し
た状態に維持することが肝要である。
【００３１】主液体燃料噴口２７は、バーナー面１６
の、渦流器通路１２’の空気出口領域に配置されてお
り、空気流１５にほぼ垂直な方向に燃料を噴射する。噴
射されるすべての燃料が空気流１５内へ搬入され、渦流
器１２の上流側及び下流側側壁にも、羽根の壁にも、そ
れらを濡らすほどには接触させないようにすることが肝
要である。この目的のために、主液体燃料噴口２７本体
をその取り付け面であるバーナー面１６から突出させて
噴口２７のオリフィスをバーナー面１６から離隔させ、
それによって、低い燃料圧力設定値においても、燃料が
バーナー面１６上に滴れ落ちることがないようにする。
同様の理由により、比較的高い燃料圧力設定値において
は、燃料が渦流器１２の下流側側壁２９に押しつけられ
ない程度に燃料の圧力を制御する。
【００３２】重要なことは、液体燃料モード中、バーナ
ー面１６の過熱及びその結果としての損傷を回避するた
めに、ガス燃料モードのときにパイロットガス燃料をバ
ーナー面１６に接触させるようにして供給するのと同じ
態様で、導管７２からの高圧空気をパイロットガス燃料
系の多位置可変弁４４及び導管５０を通してパイロット
ガス噴射器へ供給し、空気をバーナー面１６に接触させ
るようにして掃引する。そのような高圧空気は、冷却剤
として機能し、バーナー面１６を火炎の熱から保護する
断熱バリヤーとして機能する。
【００３３】図４は、図３のバーナーの線IV−IVに沿っ
てみた横断面図であり、本発明の上述した実施形態に用
いられる渦流器羽根及び通路の形状及び、ガス燃料及び
液体燃料噴口の配置を示す。三角形の斜線部分は羽根３
０であり、羽根３０と３０の間に空白部分は、空気通路
１２’である。
【００３４】冷却用空気をバーナーヘッド１１の下流面
１６へ搬送する好ましい方法はパイロットガス導管を用
いることであるが、別法として、専用の噴出口（図示せ
ず）をバーナーヘッドの、例えばガス噴出口３２と３２
の間に併置することができる。それらの専用噴出口へ
は、適当な導入口、及び、燃料制御器４０によって制御
される別個の弁に接続された、やはり専用の通路（図示
せず）から冷却用空気を供給する。
【００３５】又、点火器１７は半径方向でみてパイロッ
ト液体燃料噴口２５と環状通路１９との間に配置された
ものとして示されているが、噴口２５と同一の円上に配
置してもよい。
【図面の簡単な説明】
【図１】図１は、本発明による燃焼装置の概略縦断面図
であり、燃焼装置の一部を構成する燃焼器を示す。
【図２】図２は、ガス燃料モードで作動する図１の燃焼
装置の概略縦断面図である。
【図３】図３は、液体燃料モードで作動する図１の燃焼
装置の概略縦断面図である。
【図４】図４は、図３のバーナーの線IV−IVに沿ってみ
た横断面図である。
【符号の説明】
１０：バーナー １１：バーナーヘッド、バーナーヘッド部分 １２：渦流器部分渦流器、渦流器部分 １２’：渦流器通路 １３：燃焼プレチャンバー １４：燃焼主チャンバー １５：空気流 １６：バーナー面 １７：点火器 １８：パイロットガス燃料コネクタ、パイロットコネク
タ １９：環状通路 ２０：周縁リップ ２１：長手軸線、長手中心軸線 ２２：バーナー面の中央部分 ２３：主ガス燃料噴口 ２４：主ガス燃料コネクタ、主コネクタ ２５：パイロット液体燃料噴口、パイロット噴口 ２７：主液体燃料噴口、主噴口 ２９：下流側側壁 ３０：羽根 ３２：ガス噴出口 ＦＦ：火炎前面
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 エリック ロイ ノースター イギリス エヌジー23 ７イービー，ノッ ティンガムシアー，ニューアーク，ハービ ー，ハイ ストリート，ピアツリー コテ ージ（番地なし) (72)発明者 シモン デ ピエトロ イギリス エルエヌ１ ２エイチエイ リ ンカーン，サックシビイ，ハイ ストリー ト 56 (72)発明者 マームード コウカビー イギリス エルエヌ２ ２ジェイユー，リ ンカーン，ロングデイルズ ロード 38 (72)発明者 ホーガー ギュンター ハインリッヒ ヘ ッセ イギリス エルエヌ１ ３ジェイダブリ ュ，リンカーン，ウィンドミル ビュー 11

Claims (12)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 燃料の流れ方向でみて直列式に順次に配
    置されたバーナー（１０）と、燃焼プレチャンバー（１
    ３）と、燃焼主チャンバー（１４）とから成る燃焼器を
    有する希薄燃焼型のガスタービンエンジン用燃焼装置に
    おいて、該バーナーは、 前記燃焼プレチャンバー（１３）の最上流面を画定する
    バーナー面（１６）を有するバーナーヘッド（１１）
    と、 該バーナーヘッドから該燃焼プレチャンバー内へガス燃
    料を噴射するためのガス燃料噴射手段（２３，３２）
    と、 該バーナーヘッドから該燃焼プレチャンバー内へ液体燃
    料を噴射するための、前記ガス燃料噴射手段とは別個に
    設けられた、液体燃料噴射手段（２５，２７）と、 前記燃焼器のガス燃料作動から液体燃料作動への切換え
    を可能にするための手段（４０等）から成り、 前記燃焼器は、その作動中、燃焼火炎の前面（ＦＦ）が
    前記バーナー面（１６）の中央部分（２２）に近接して
    燃焼するように構成されており、該燃焼装置は、燃焼器
    の液体燃料作動中作動してガス燃料の噴射を停止し、前
    記バーナーヘッド（１１）から前記燃焼プレチャンバー
    （１３）への冷却用空気の噴射を可能にする働きをする
    手段（４０，４４）を有し、前記バーナー（１０）は、
    該燃焼器のガス燃料作動中は、ガス燃料を前記バーナー
    面（１６）の前記中央部分（２２）に向けて差し向け、
    該燃焼器の液体燃料作動中は、冷却用空気流を該バーナ
    ー面の該中央部分に向けて差し向けるための指向手段
    （２０）を備えていることを特徴とする燃焼装置。
  2. 【請求項２】 ガス燃料を前記バーナー面の中央部分に
    差し向けるためと、冷却用空気流を該バーナー面の中央
    部分に差し向けるために前記同じ指向手段が用いられる
    ことを特徴とする請求項１に記載の燃焼装置。
  3. 【請求項３】 前記指向手段は、前記バーナー面に設け
    られて該バーナー面の中央部分に向けて突出させたリッ
    プから成り、該リップは、前記ガス燃料噴射手段（２
    ３，３２）から噴射されたガス燃料又は空気を前記バー
    ナー面（１６）の前記中央部分（２２）に向けて偏向さ
    せるように該ガス燃料噴射手段に対して配置されている
    ことを特徴とする請求項１又は２に記載の燃焼装置。
  4. 【請求項４】 前記ガス燃料噴射手段（２３，３２）及
    び液体燃料噴射手段（２５，２７）は、パイロットガス
    燃料噴射手段（３２）、パイロット液体燃料噴射手段
    （２５）、主ガス燃料噴射手段（２３）及び主液体燃料
    噴射手段（２７）から成り、それらのすべての燃料噴射
    手段が前記バーナー面（１６）に連通していることを特
    徴とする請求項１〜３のいずれか１つに記載の燃焼装
    置。
  5. 【請求項５】 前記バーナー面（１６）と前記燃焼プレ
    チャンバー（１３）の間に、燃焼用空気を該バーナー面
    の前記中央部分（２２）に向けて吹き込むための複数の
    通路を有する輻流渦流器（１２）が配置されていること
    を特徴とする請求項１〜４のいずれか１つに記載の燃焼
    装置。
  6. 【請求項６】 前記バーナー面（１６）と前記燃焼プレ
    チャンバー（１３）の間に、燃焼用空気を該バーナー面
    の前記中央部分（２２）に向けて吹き込むための複数の
    通路を有する輻流渦流器（１２）が配置されており、前
    記主ガス燃料噴射手段は、前記渦流器の前記通路の少な
    くとも１つに該通路の半径方向外側部分に近接した部位
    で連通しており、前記主液体燃料噴射手段は、該渦流器
    の前記通路の少なくとも１つに該通路の半径方向内側部
    分に近接した部位で連通していることを特徴とする請求
    項４に記載の燃焼装置。
  7. 【請求項７】 前記ガス燃料噴射手段（３２）及び液体
    燃料噴射手段（２５）に燃料を供給するために該ガス燃
    料噴射手段及び液体燃料噴射手段にそれぞれガス燃料導
    入手段（４４）及び液体燃料導入手段（６２）が連通し
    ており、液体燃料作動中、ガス燃料の流れを前記ガス燃
    料導入手段（４４）から遮断して該ガス燃料導入手段に
    冷却用空気の供給源（７２）を接続するように、前記ガ
    ス燃料噴射手段及び液体燃料噴射手段への燃料の流れを
    制御するための制御手段（４０）がそれらの噴射手段に
    接続されていることを特徴とする請求項１に記載の燃焼
    装置。
  8. 【請求項８】 前記パイロットガス燃料噴射手段、主ガ
    ス燃料噴射手段、パイロット液体燃料噴射手段及び主液
    体燃料噴射手段に燃料を供給するためにそれらの燃料噴
    射手段に燃料導入手段が連通しており、液体燃料作動
    中、ガス燃料の流れを前記パイロットガス燃料噴射手段
    から遮断して該パイロットガス燃料噴射手段に冷却用空
    気の供給源を接続するように、前記パイロットガス燃料
    噴射手段、主ガス燃料噴射手段、主液体燃料噴射手段へ
    の燃料の流れを制御するための制御手段がそれらの噴射
    手段に接続されていることを特徴とする請求項４に記載
    の燃焼装置。
  9. 【請求項９】 燃料の流れ方向でみて直列式に順次に配
    置されたバーナーと、燃焼プレチャンバーと、燃焼主チ
    ャンバーとから成る燃焼器を有し、該バーナーは前記燃
    焼プレチャンバー内へ燃料を噴射するための燃料噴射手
    段を備えたバーナー面を有するバーナーヘッドから成
    る、希薄燃焼型のガスタービンエンジン用燃焼装置にお
    いて、該燃焼器は、その作動中、燃焼火炎の前面が前記
    バーナー面に近接して燃焼するように構成されており、
    前記バーナーは、該燃焼器の第１作動モード中は燃料を
    前記バーナー面に向けて差し向けるための燃料指向手段
    と、該燃焼器の第２作動モード中は冷却用空気流を該バ
    ーナー面に向けて差し向けるための冷却用空気指向手段
    を備えていることを特徴とする燃焼装置。
  10. 【請求項１０】 前記第１作動モードは、ガス燃料作動
    であり、前記第２作動モードは、液体燃料作動であり、
    該燃焼器のガス燃料作動から液体燃料作動への切換えを
    可能にするための手段と、 該燃焼器の液体燃料作動中作動してガス燃料の噴射を停
    止し、前記バーナーヘッドから前記冷却用空気指向手段
    を通しての前記燃焼プレチャンバーへの冷却用空気の噴
    射を可能にする働きをする手段を含むことを特徴とする
    請求項９に記載の燃焼装置。
  11. 【請求項１１】 燃焼器のガス燃料作動中請求の範囲第
    １項に記載の燃焼装置を作動する方法であって、 前記燃焼プレチャンバーへのパイロットガス燃料及び主
    ガス燃料の噴射をそれぞれ所定の質量流量で開始し、 エンジンの始動時には総ガス燃料流の過半量をパイロッ
    トガス燃料によって構成し、エンジンの全負荷条件下で
    は総ガス燃料流の過半量を主ガス燃料によって構成する
    ように、前記噴射されるパイロットガス燃料及び主ガス
    燃料のそれぞれの質量流量をエンジンの始動時とエンジ
    ンの全負荷条件下との間で総ガス燃料質量流量に対して
    変化させることを特徴とする燃焼装置の作動方法。
  12. 【請求項１２】 燃焼器の液体燃料作動中請求の範囲第
    １項又は１０項に記載の燃焼装置を作動する方法であっ
    て、 エンジンの始動中は前記燃焼プレチャンバーへのパイロ
    ット液体燃料の噴射を所定の質量流量で開始し、 エンジンのパワーをその全負荷状態に向けて増大させる
    めにパイロット液体燃料の質量流量を増大させ、 エンジンの負荷がその全負荷時の所定の分率に達したと
    き前記燃焼プレチャンバーへの主液体燃料の噴射を所定
    の質量流量で開始し、 エンジンの負荷が全負荷状態に達するまでパイロット燃
    料の供給を漸次減少させて主液体主液体燃料の供給を増
    大させ、 該燃焼器の液体燃料作動中、前記指向手段を用いて前記
    バーナーヘッドから前記燃焼プレチャンバー内へ冷却用
    空気を噴射することを特徴とする燃焼装置の作動方法。
JP02132699A 1998-01-31 1999-01-29 ガスタービンエンジン用燃焼装置 Expired - Lifetime JP4346724B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GB9802021A GB2333832A (en) 1998-01-31 1998-01-31 Multi-fuel gas turbine engine combustor
GB9802021.7 1998-01-31

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH11270357A true JPH11270357A (ja) 1999-10-05
JP4346724B2 JP4346724B2 (ja) 2009-10-21

Family

ID=10826176

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP11010087A Pending JPH11257100A (ja) 1998-01-31 1999-01-19 多種燃料炊きガスタ―ビンエンジン用燃焼装置
JP02132699A Expired - Lifetime JP4346724B2 (ja) 1998-01-31 1999-01-29 ガスタービンエンジン用燃焼装置

Family Applications Before (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP11010087A Pending JPH11257100A (ja) 1998-01-31 1999-01-19 多種燃料炊きガスタ―ビンエンジン用燃焼装置

Country Status (6)

Country Link
US (1) US6532726B2 (ja)
JP (2) JPH11257100A (ja)
DE (1) DE19903770B4 (ja)
FR (1) FR2774455B1 (ja)
GB (2) GB2333832A (ja)
IT (1) IT1307122B1 (ja)

Families Citing this family (73)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10064893A1 (de) * 2000-12-23 2002-11-14 Alstom Switzerland Ltd Brenner mit gestufter Brennstoffeindüsung
SE521293C2 (sv) 2001-02-06 2003-10-21 Volvo Aero Corp Förfarande och anordning för tillförsel av bränsle till en brännkammare
US6427447B1 (en) * 2001-02-06 2002-08-06 United Technologies Corporation Bulkhead for dual fuel industrial and aeroengine gas turbines
FR2824625B1 (fr) * 2001-05-10 2003-08-15 Inst Francais Du Petrole Dispositif et procede d'injection d'un combustible liquide dans un flux d'air pour une chambre de combustion
EP1499800B1 (en) * 2002-04-26 2011-06-29 Rolls-Royce Corporation Fuel premixing module for gas turbine engine combustor
DE50313028D1 (de) * 2002-05-02 2010-10-14 Alstom Technology Ltd Katalytischer Brenner
GB0230070D0 (en) * 2002-12-23 2003-01-29 Bowman Power Systems Ltd A combustion device
US6935116B2 (en) * 2003-04-28 2005-08-30 Power Systems Mfg., Llc Flamesheet combustor
US6986254B2 (en) * 2003-05-14 2006-01-17 Power Systems Mfg, Llc Method of operating a flamesheet combustor
DE10348604A1 (de) * 2003-10-20 2005-07-28 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Kraftstoffeinspritzdüse mit filmartiger Kraftstoffplatzierung
WO2007036964A1 (en) * 2005-09-30 2007-04-05 Ansaldo Energia S.P.A. Method for starting a gas turbine equipped with a gas burner, and axial swirler for said burner
GB2432655A (en) * 2005-11-26 2007-05-30 Siemens Ag Combustion apparatus
US7640725B2 (en) * 2006-01-12 2010-01-05 Siemens Energy, Inc. Pilot fuel flow tuning for gas turbine combustors
EP1835231A1 (en) * 2006-03-13 2007-09-19 Siemens Aktiengesellschaft Burner in particular for a gas turbine combustor, and method of operating a burner
EP1835229A1 (en) * 2006-03-13 2007-09-19 Siemens Aktiengesellschaft Combustor and method of operating a combustor
US7690203B2 (en) * 2006-03-17 2010-04-06 Siemens Energy, Inc. Removable diffusion stage for gas turbine engine fuel nozzle assemblages
EP1843098A1 (en) * 2006-04-07 2007-10-10 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine combustor
US7631500B2 (en) * 2006-09-29 2009-12-15 General Electric Company Methods and apparatus to facilitate decreasing combustor acoustics
GB2444737B (en) * 2006-12-13 2009-03-04 Siemens Ag Improvements in or relating to burners for a gas turbine engine
EP1970629A1 (en) * 2007-03-15 2008-09-17 Siemens Aktiengesellschaft Burner fuel staging
DE102007043626A1 (de) * 2007-09-13 2009-03-19 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenmagerbrenner mit Kraftstoffdüse mit kontrollierter Kraftstoffinhomogenität
GB2454247A (en) * 2007-11-02 2009-05-06 Siemens Ag A Combustor for a Gas-Turbine Engine Has a Burner Head with Fuel Delivered at a Compound Angle
US7617684B2 (en) * 2007-11-13 2009-11-17 Opra Technologies B.V. Impingement cooled can combustor
GB2455289B (en) * 2007-12-03 2010-04-07 Siemens Ag Improvements in or relating to burners for a gas-turbine engine
US20090165435A1 (en) * 2008-01-02 2009-07-02 Michal Koranek Dual fuel can combustor with automatic liquid fuel purge
US8096132B2 (en) 2008-02-20 2012-01-17 Flexenergy Energy Systems, Inc. Air-cooled swirlerhead
US20090241547A1 (en) * 2008-03-31 2009-10-01 Andrew Luts Gas turbine fuel injector for lower heating capacity fuels
EP2107313A1 (en) * 2008-04-01 2009-10-07 Siemens Aktiengesellschaft Fuel staging in a burner
DE102008019117A1 (de) * 2008-04-16 2009-10-22 Man Turbo Ag Verfahren zum Betreiben eines Vormischbrenners und ein Vormischbrenner zur Durchführung des Verfahrens
EP2112433A1 (en) * 2008-04-23 2009-10-28 Siemens Aktiengesellschaft Mixing chamber
EP2169312A1 (en) * 2008-09-25 2010-03-31 Siemens Aktiengesellschaft Stepped swirler for dynamic control
US8220270B2 (en) * 2008-10-31 2012-07-17 General Electric Company Method and apparatus for affecting a recirculation zone in a cross flow
US8453425B2 (en) * 2009-01-23 2013-06-04 Lockheed Martin Corporation Soot reduction by combustor conditioning
US20100232930A1 (en) * 2009-03-16 2010-09-16 Terry Lynn Gregory Gas turbine engine
ATE540265T1 (de) * 2009-04-06 2012-01-15 Siemens Ag Drallvorrichtung, brennkammer und gasturbine mit verbessertem drall
EP2246617B1 (en) * 2009-04-29 2017-04-19 Siemens Aktiengesellschaft A burner for a gas turbine engine
US20100281869A1 (en) * 2009-05-06 2010-11-11 Mark Allan Hadley Airblown Syngas Fuel Nozzle With Diluent Openings
US20100281872A1 (en) * 2009-05-06 2010-11-11 Mark Allan Hadley Airblown Syngas Fuel Nozzle With Diluent Openings
US8607570B2 (en) * 2009-05-06 2013-12-17 General Electric Company Airblown syngas fuel nozzle with diluent openings
RU2516773C2 (ru) * 2009-08-13 2014-05-20 Сименс Акциенгезелльшафт Газотурбинный двигатель
EP2327933A1 (de) * 2009-11-30 2011-06-01 Siemens Aktiengesellschaft Brenneranordnung
DE102009054669A1 (de) * 2009-12-15 2011-06-16 Man Diesel & Turbo Se Brenner für eine Turbine
US8650851B2 (en) * 2010-01-05 2014-02-18 General Electric Company Systems and methods for controlling fuel flow within a machine
EP2400222A1 (en) * 2010-06-28 2011-12-28 Siemens Aktiengesellschaft A combustion apparatus
US8511092B2 (en) * 2010-08-13 2013-08-20 General Electric Company Dimpled/grooved face on a fuel injection nozzle body for flame stabilization and related method
EP2489939A1 (en) * 2011-02-18 2012-08-22 Siemens Aktiengesellschaft Combustion chamber with a wall section and a brim element
GB201106116D0 (en) * 2011-04-12 2011-05-25 Rolls Royce Plc Fuel supply arrangement
US20120282558A1 (en) * 2011-05-05 2012-11-08 General Electric Company Combustor nozzle and method for supplying fuel to a combustor
ITMI20111576A1 (it) * 2011-09-02 2013-03-03 Alstom Technology Ltd Metodo per commutare un dispositivo di combustione
US9279370B2 (en) 2011-10-28 2016-03-08 General Electric Company Turbomachine and method of operating a turbomachine to perform a fuel change over at a high load
EP2629008A1 (en) * 2012-02-15 2013-08-21 Siemens Aktiengesellschaft Inclined fuel injection of fuel into a swirler slot
JP5924066B2 (ja) * 2012-03-27 2016-05-25 いすゞ自動車株式会社 ディーゼルエンジンの始動装置及び始動方法
WO2013147632A1 (en) * 2012-03-29 2013-10-03 General Electric Company Bi-directional end cover with extraction capability for gas turbine combustor
US9212609B2 (en) 2012-11-20 2015-12-15 Solar Turbines Incoporated Combination air assist and pilot gaseous fuel circuit
EP2743581A1 (en) * 2012-12-11 2014-06-18 Siemens Aktiengesellschaft Air directed fuel injection
EP2772689A1 (en) * 2013-02-27 2014-09-03 Siemens Aktiengesellschaft Supplementary Laser Firing for Combustion Stability
DE102013016202A1 (de) * 2013-09-28 2015-04-02 Dürr Systems GmbH "Brennerkopf eines Brenners und Gasturbine mit einem solchen Brenner"
JP6366259B2 (ja) * 2013-11-18 2018-08-01 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ２軸ガスタービンの制御装置及び制御方法
EP2905535A1 (en) 2014-02-06 2015-08-12 Siemens Aktiengesellschaft Combustor
WO2015121063A1 (en) * 2014-02-11 2015-08-20 Siemens Aktiengesellschaft Swirler for a burner of a gas turbine engine
EP2942563A1 (en) 2014-05-09 2015-11-11 Siemens Aktiengesellschaft Swirler for a burner of a gas turbine engine, burner of a gas turbine engine and gas turbine engine
JP6325930B2 (ja) * 2014-07-24 2018-05-16 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン燃焼器
CN107923618B (zh) * 2015-06-30 2021-02-26 安萨尔多能源英国知识产权有限公司 燃气轮机燃料构件
EP3184898A1 (en) * 2015-12-23 2017-06-28 Siemens Aktiengesellschaft Combustor for a gas turbine
US10502425B2 (en) * 2016-06-03 2019-12-10 General Electric Company Contoured shroud swirling pre-mix fuel injector assembly
EP3301374A1 (en) * 2016-09-29 2018-04-04 Siemens Aktiengesellschaft A pilot burner assembly with pilot-air supply
JP6779097B2 (ja) * 2016-10-24 2020-11-04 三菱パワー株式会社 ガスタービン燃焼器及びその運転方法
DE102017114362A1 (de) * 2017-06-28 2019-01-03 Man Diesel & Turbo Se Brennkammer einer Gasturbine, Gasturbine und Verfahren zum Betreiben derselben
DE102018112540A1 (de) * 2018-05-25 2019-11-28 Kueppers Solutions Gmbh Brennstoffdüsensystem
US11149941B2 (en) * 2018-12-14 2021-10-19 Delavan Inc. Multipoint fuel injection for radial in-flow swirl premix gas fuel injectors
US12163665B2 (en) * 2019-07-08 2024-12-10 Opra Technologies Bv Nozzle and fuel system for operation on gas with varying heating value
US12098678B2 (en) * 2020-01-08 2024-09-24 Rtx Corporation Method of using a primary fuel to pilot liquid fueled combustors
US11326521B2 (en) * 2020-06-30 2022-05-10 General Electric Company Methods of igniting liquid fuel in a turbomachine

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB217993A (en) * 1923-03-26 1924-06-26 Thomas Crane Improvements in tobacco pipes
CA1178452A (en) * 1981-07-23 1984-11-27 Robie L. Faulkner Gas turbine engines
DE3241162A1 (de) 1982-11-08 1984-05-10 Kraftwerk Union AG, 4330 Mülheim Vormischbrenner mit integriertem diffusionsbrenner
GB2175993B (en) * 1985-06-07 1988-12-21 Rolls Royce Improvements in or relating to dual fuel injectors
JP2758301B2 (ja) * 1991-11-29 1998-05-28 株式会社東芝 ガスタービン燃焼器
US5359847B1 (en) * 1993-06-01 1996-04-09 Westinghouse Electric Corp Dual fuel ultra-flow nox combustor
US5404711A (en) * 1993-06-10 1995-04-11 Solar Turbines Incorporated Dual fuel injector nozzle for use with a gas turbine engine
US5450724A (en) 1993-08-27 1995-09-19 Northern Research & Engineering Corporation Gas turbine apparatus including fuel and air mixer
EP0728989B1 (en) * 1995-01-13 2001-11-28 European Gas Turbines Limited Gas turbine engine combustor
GB2297151B (en) * 1995-01-13 1998-04-22 Europ Gas Turbines Ltd Fuel injector arrangement for gas-or liquid-fuelled turbine

Also Published As

Publication number Publication date
GB9901797D0 (en) 1999-03-17
US20010027637A1 (en) 2001-10-11
GB2333832A (en) 1999-08-04
GB2336663A (en) 1999-10-27
US6532726B2 (en) 2003-03-18
GB9802021D0 (en) 1998-03-25
DE19903770A1 (de) 1999-09-23
JPH11257100A (ja) 1999-09-21
GB2336663B (en) 2000-10-04
FR2774455B1 (fr) 2000-11-24
DE19903770B4 (de) 2009-11-12
ITTO990062A1 (it) 2000-07-29
FR2774455A1 (fr) 1999-08-06
IT1307122B1 (it) 2001-10-29
JP4346724B2 (ja) 2009-10-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPH11270357A (ja) ガスタ―ビンエンジン用燃焼装置
US5404711A (en) Dual fuel injector nozzle for use with a gas turbine engine
JP4162430B2 (ja) ガスタービンエンジンの運転方法、燃焼器及びミキサ組立体
JP4681113B2 (ja) 気体燃料及び液体燃料の両方を使用するガスタービンの燃料を段階的に用いるための燃料装置構成とその方法
JP4733284B2 (ja) ガスタービンエンジンの排気を低減する方法及び装置
KR101792453B1 (ko) 가스 터빈 연소기, 가스 터빈, 제어 장치 및 제어 방법
CN102317690B (zh) 低串扰的燃气轮机燃料喷射器引燃组件及降低串扰的方法
JP4658471B2 (ja) ガスタービンエンジンの燃焼器エミッションを減少させる方法及び装置
US7716931B2 (en) Method and apparatus for assembling gas turbine engine
JP4191298B2 (ja) 燃焼装置のための燃料／空気混合装置
JP2010249504A (ja) デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置
JP2003510549A (ja) 可変予混合希薄燃焼燃焼器
JP4086767B2 (ja) 燃焼器のエミッションを低減する方法及び装置
JPH10148334A (ja) ガスタービンエンジンの二重燃料噴射器の液体パイロット燃料噴射方法と装置
US10288291B2 (en) Air-shielded fuel injection assembly to facilitate reduced NOx emissions in a combustor system
JPH1144426A (ja) 複数の空気噴流液体燃料噴霧器を備えた二重燃料噴射装置およびその方法
US6327860B1 (en) Fuel injector for low emissions premixing gas turbine combustor
JP3069347B1 (ja) ガスタ―ビンの燃焼器用バ―ナ装置
JP7311388B2 (ja) ガスタービンの燃焼室、ガスタービン及びガスタービンの運転方法
JP2004226051A (ja) 燃料噴射装置
JP2006144759A (ja) ガスタービン用予混合燃焼器およびその燃料供給制御方法
JP2001141239A (ja) ガスタービン燃焼器の窒素酸化物低減化構造
JPH08166132A (ja) ガス燃焼装置
CN110440289A (zh) 一种燃气轮机燃烧室燃料空气高效混合装置
JP2004251577A (ja) 可燃物質含有液体の燃焼装置

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20051012

A711 Notification of change in applicant

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A711

Effective date: 20060818

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20080408

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20080707

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20080930

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20081225

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20090630

A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20090715

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120724

Year of fee payment: 3

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130724

Year of fee payment: 4

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

EXPY Cancellation because of completion of term