PL191791B1 - Wtryskiwacz paliwa do komory spalania w silniku turbiny gazowej - Google Patents

Wtryskiwacz paliwa do komory spalania w silniku turbiny gazowej

Info

Publication number
PL191791B1
PL191791B1 PL344339A PL34433999A PL191791B1 PL 191791 B1 PL191791 B1 PL 191791B1 PL 344339 A PL344339 A PL 344339A PL 34433999 A PL34433999 A PL 34433999A PL 191791 B1 PL191791 B1 PL 191791B1
Authority
PL
Poland
Prior art keywords
air
fuel
combustion chamber
injector
tip
Prior art date
Application number
PL344339A
Other languages
English (en)
Other versions
PL344339A1 (en
Inventor
Lev Alexander Prociw
Parthasarathy Sampath
Richarad Alan Kostka
Original Assignee
Pratt & Whitney Canada
Pratt & Whitney Canada 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 Pratt & Whitney Canada, Pratt & Whitney Canada Corp filed Critical Pratt & Whitney Canada
Publication of PL344339A1 publication Critical patent/PL344339A1/xx
Publication of PL191791B1 publication Critical patent/PL191791B1/pl

Links

Classifications

    • 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
    • F23C7/02—Disposition of air supply not passing through burner
    • 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
    • F23D11/00—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space
    • F23D11/10—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space the spraying being induced by a gaseous medium, e.g. water vapour
    • F23D11/106—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space the spraying being induced by a gaseous medium, e.g. water vapour medium and fuel meeting at the burner outlet
    • F23D11/107—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space the spraying being induced by a gaseous medium, e.g. water vapour medium and fuel meeting at the burner outlet at least one of both being subjected to a swirling motion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D23/00—Assemblies of two or more burners
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2250/00—Geometry
    • F05B2250/20—Geometry three-dimensional
    • F05B2250/25—Geometry three-dimensional helical
    • 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
    • F23D2900/00014—Pilot burners specially adapted for ignition of main burners in furnaces or gas turbines
    • 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
    • F23D2900/11101—Pulverising gas flow impinging on fuel from pre-filming surface, e.g. lip atomizers

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Nozzles For Spraying Of Liquid Fuel (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)
  • Spray-Type Burners (AREA)

Abstract

1. Wtryskiwacz paliwa do komory spalania w silniku turbiny gazowej, w którym komora spalania zawiera sciane komory spalania wyznaczajaca rure komory spalania otoczona przez sprezone powietrze, znamienny tym, ze przez sciane (28) komo- ry spalania (10) przechodzi koncówka wtryskiwacza (26), wystaja- ca do komory spalania (10), przy czym ta koncówka wtryskiwa- cza(26) zawiera pierwszy kanal powietrzny (58, 60) tworzacy pierscieniowy uklad (58) komunikujacy sie ze sprezonym powie- trzem z zewnatrz sciany (28) do komory spalania, drugi kanal powietrzny wykonany jako pierscieniowy uklad poszczególnych kanalów powietrznych (62) oddalonych promieniowo od pierwsze- go kanalu powietrznego (58, 60) i prowadzacych sprezone powie- trze z zewnatrz sciany (28) komory spalania do komory spala- nia(10), pierwszy przewód paliwowy przechodzacy przez kon- cówke wtryskiwacza (26) i wyznaczajacy pierscieniowa dysze paliwowa (54) pomiedzy pierwszym kanalem powietrznym (58, 60) i drugim kanalem powietrznym (62), przy czym drugi kanal powietrzny (62) ma elementy rozpylajace paliwo wychodzace z pierscieniowej dyszy paliwowej (54) oraz zestaw trzecich kana- lów powietrznych rozmieszczonych w ukladzie pierscienio- wym (64) w koncówce wtryskiwacza (26), oddalonych promienio- wo zewnetrznie od drugich kanalów powietrznych (62), przy czym powietrze z trzecich kanalów (64) ksztaltuje mieszanine rozpylo- nego paliwa i powietrza i dodaje powietrze uzupelniajace do tej mieszaniny, a ponadto koncówka wtryskiwacza (26) jest wyposa- zona w osiowa dysze paliwowa (44), umieszczona wspólosiowo i centralnie wzgledem pierwszego kanalu powietrznego (58, 60), przy czym ta osiowa dysza paliwowa (44) ma elementy dostarcza- jace pierwszorzedowe paliwo dla spowodowania zaplonu. PL PL PL

Description

Opis wynalazku
Przedmiotem wynalazku jest wtryskiwacz paliwa do komory spalania w silniku turbiny gazowej.
Komora spalania niektórych silników turbin gazowych może stanowić pierścieniową rurę z licznymi wtryskiwaczami paliwa lub dyszami, które są rozstawione w odstępach obwodowo. Każdy wtryskiwacz paliwa w takim urządzeniu musi być wydajny i zapewniać właściwe rozprowadzanie rozpylonej mieszanki paliwa i powietrza w strefie otaczającej poszczególny wtryskiwacz. Korzystnie ta mieszanka jest rozprowadzana jako strumień stożkowy. Jest również ważne, aby paliwo było rozpylone dla promowania wydajnego spalania paliwa w komorze spalania. Kontrola stożka natryskowego może być realizowana przez zastosowanie zawirowania mieszaniny, gdy opuszcza ona wtryskiwacz. Wir może być wywoływany przez środki odchylające lub kierujące strumienie powietrza dla otrzymania zawirowania. Jednakże tego rodzaju urządzenia są często oddalone od właściwych dysz paliwowych tworzących część wtryskiwacza paliwa.
Opis patentowy USA nr 5 505 045 ujawnia podwójny wtryskiwacz paliwa, zawierający dwa umieszczone współśrodkowo wtryskiwacze wyposażone we współśrodkowe komory powietrza i paliwa.
Opis patentowy USA nr 4 773 596 ujawnia zespół wtryskiwacza paliwa do komory spalania w silniku turbiny gazowej, emitujący strumień paliwa w kształcie powierzchni stożkowej. Liczne nieciągłe dysze powietrzne kierują powietrze w stronę osi wtryskiwacza pod kątem pozwalającym na utworzenie bogatej w paliwo, zewnętrznej strefy recyrkulacji.
Opis patentowy USA nr 5 579 645 opisuje dyszę paliwową posiadającą pierwszy i drugi kanał powietrzny i pierścieniowy kanał paliwowy pomiędzy pierwszym i drugim kanałem powietrznym. W rezultacie otrzymuje się stożkowy strumień warstwowy powietrze-paliwo-powietrze, który znacznie zwiększa wytwarzanie rozpylonych kropelek paliwa dla polepszenia wydajnego spalania paliwa. Stwierdzono, że w niektórych przypadkach natryskowy stożek utworzony przez dyszę jest zbyt szeroki i powoduje uderzenie o ścianę. Z tego względu istnieje potrzeba kontrolowania kąta i wzoru stożka natryskowego.
Celem wynalazku jest opracowanie ulepszonego wtryskiwacza paliwa, który spełnia niektóre potrzeby podane powyżej, jednakże nie realizowane obecnie przez istniejącą technologię wtryskiwaczy paliwa. Jest również korzystne otrzymanie wyższego stosunku powietrza do paliwa, ponieważ przy istniejących ograniczeniach dotyczących obecnych rozwiązań wtryskiwaczy paliwa trudne jest zwiększenie tego stosunku.
Następnym celem wynalazku jest opracowanie wtryskiwacza paliwa do turbiny gazowej, która posiada zwarty układ dysz i kanałów do doprowadzania zarówno powietrza, jak i paliwa dla utworzenia rozbieżnego strumienia mieszaniny rozpylonego paliwa i powietrza o zwiększonym stosunku powietrza do paliwa, a także opracowanie wtryskiwacza bardziej podatnego na kontrolę kształtu strumienia natryskowego.
Wtryskiwacz paliwa do komory spalania w silniku turbiny gazowej, w którym komora spalania zawiera ścianę komory spalania wyznaczającą rurę komory spalania otoczoną przez sprężone powietrze, według wynalazku charakteryzuje się tym, że przez ścianę komory spalania przechodzi końcówka wtryskiwacza, wystająca do komory spalania, przy czym ta końcówka wtryskiwacza zawiera pierwszy kanał powietrzny tworzący pierścieniowy układ komunikujący się ze sprężonym powietrzem z zewnątrz ściany do komory spalania, drugi kanał powietrzny wykonany jako pierścieniowy układ poszczególnych kanałów powietrznych oddalonych promieniowo od pierwszego kanału powietrznego i prowadzących sprężone powietrze z zewnątrz ściany komory spalania do komory spalania, pierwszy przewód paliwowy przechodzący przez końcówkę wtryskiwacza i wyznaczający pierścieniową dyszę paliwową pomiędzy pierwszym kanałem powietrznym i drugim kanałem powietrznym, przy czym drugi kanał powietrzny ma elementy rozpylające paliwo wychodzące z pierścieniowej dyszy paliwowej oraz zestaw trzecich kanałów powietrznych rozmieszczonych w układzie pierścieniowym w końcówce wtryskiwacza, oddalonych promieniowo zewnętrznie od drugich kanałów powietrznych, przy czym powietrze z trzecich kanałów kształtuje mieszaninę rozpylonego paliwa i powietrza i dodaje powietrze uzupełniające do tej mieszaniny, a ponadto końcówka wtryskiwacza jest wyposażona w osiową dyszę paliwową, umieszczoną współosiowo i centralnie względem pierwszego kanału powietrznego, przy czym ta osiowa dysza paliwowa ma elementy dostarczające pierwszorzędowe paliwo dla spowodowania zapłonu.
Każdy kanał w drugim i trzecim pierścieniowym układzie korzystnie ma składową osiową i składową skierowaną wewnętrznie, wynikającą z przesunięcia kątowego skierowanego do wewnątrz i rówPL 191 791 B1 nolegle do płaszczyzny przechodzącej przez oś końcówki wtryskiwacza dla spowodowania zawirowania mieszaniny.
Każdy kanał w drugim układzie pierścieniowym korzystnie znajduje się w płaszczyźnie przesuniętej względem płaszczyzny przechodzącej przez oś końcówki wtryskiwacza o odległość D, kąt wewnętrznie skierowanej składowej osi kanału wynosi θ, odległość płaszczyzny przechodzącej przez każdy kanał w trzecim układzie pierścieniowym od płaszczyzny przechodzącej przez oś końcówki wtryskiwacza wynosi D1, zaś kąt wewnętrznie skierowanej składowej każdego kanału względem osi wynosi Φ.
Końcówka wtryskiwacza korzystnie zawiera skrawany korpus mający centralne osiowe wgłębienie wyznaczające komorę paliwa pierwszorzędowego, pierwszą wkładkę zawierającą osiową dyszę do przepuszczania strumienia paliwa pierwszorzędowego z osiowej dyszy, zespół zaworowy odmierzający paliwo pierwszorzędowe przez osiową dyszę, pierwszy kanał powietrzny zawierający pierścieniowy kanał współosiowy z osiową dyszą i oddalony od niej promieniowo, przy czym ten kanał jest wyznaczony przez drugą wkładkę współosiową z pierwszą wkładką, przy czym ta druga wkładka wyznacza przewód paliwowy i rozdzielacz, głowicę zawierającą rurowy kolisty człon cylindryczny dopasowany ponad pierwszą i drugą wkładką i na korpusie dla utworzenia pierścieniowej dyszy paliwowej oraz kanały powietrzne przechodzące przez głowicę i wyznaczające wtórny pierścieniowy układ i trzeci pierścieniowy układ kanałów powietrznych.
Odległość D1 = D, a kąt θ = kąt Φ, tak, że odpowiadające kanały w drugim i trzecim układzie pierścieniowym zachodzą w siebie tworząc szczeliny, przechodzące przez końcówkę wtryskiwacza dla rozpylania, kształtowania i doprowadzania dodatkowego powietrza przez końcówkę.
Wtryskiwacz paliwa do komory spalania w silniku turbiny gazowej, w którym komora spalania zawiera ścianę komory spalania wyznaczającą rurę komory spalania otoczoną przez sprężone powietrze, według drugiego wykonania wynalazku charakteryzuje się tym, że przez ścianę komory spalania przechodzi końcówka wtryskiwacza wystająca do komory spalania, przy czym ta końcówka wtryskiwacza zawiera przynajmniej kanał powietrzny tworzący pierścieniowy układ indywidualnych kanałów powietrznych oddalonych promieniowo od osi końcówki i prowadzących sprężone powietrze z zewnątrz ściany do komory spalania, przewód paliwowy przechodzący przez końcówkę wtryskiwacza i wyznaczający pierścieniową dyszę paliwową promieniowo wewnętrznie względem kanału powietrznego, przy czym każdy kanał powietrzny w układzie pierścieniowym ma elementy powodujące zawirowanie mieszaniny i rozpylanie paliwa wychodzącego z pierścieniowej dyszy paliwowej, przy czym każdy kanał w układzie pierścieniowym znajduje się w płaszczyźnie przesuniętej względem płaszczyzny przechodzącej przez oś końcówki wtryskiwacza o odległość D, kąt wewnętrznie skierowanej składowej osi kanału wynosi θ, a ponadto końcówka posiada drugi zestaw kanałów powietrznych, rozmieszczony w układzie pierścieniowym, oddalonym promieniowo zewnętrznie od kanałów powietrznych, przy czym odległość płaszczyzny przechodzącej przez każdy kanał w drugim zestawie kanałów powietrznych od płaszczyzny przechodzącej przez oś końcówki wtryskiwacza wynosi D1, a kąt wewnętrznie skierowanej składowej każdego kanału drugiego zestawu względem osi wynosi Φ, przy czym powietrze z drugiego zestawu kanałów powietrznych kształtuje mieszaninę rozpylonego paliwa i powietrza i dodaje powietrze uzupełniające do tej mieszaniny.
Odległość D1 = D, a kąt θ = kąt Φ, a zatem odpowiadające kanały w układach pierścieniowych zachodzą na siebie tworząc szczeliny, przechodzące przez końcówkę wtryskiwacza dla rozpylania, kształtowania i doprowadzania dodatkowego powietrza przez końcówkę.
Przedmiot wynalazku jest uwidoczniony w przykładzie wykonania na rysunku, na którym fig. 1 przedstawia uproszczony przekrój osiowy komory spalania silnika turbiny gazowej według wynalazku, fig. 2 - powiększony widok perspektywiczny rozwiązania wynalazku, fig. 3 - częściowy, powiększony, przekrojowy widok osiowy rozwiązania pokazanego na fig. 2, fig. 4a - widok z przodu wtryskiwacza paliwa pokazanego na fig. 2 i 3, fig. 4b - widok z przodu wtryskiwacza paliwa według wynalazku, według rozwiązania odmiennego, fig. 4c - widok z przodu podobny do fig. 4a i 4b, przedstawiający jeszcze inne rozwiązanie wynalazku, fig. 5 - częściowy widok perspektywiczny rozwiązania pokazanego na fig. 4c, fig. 6 - schemat widok przedstawiający przepływ powietrza nierozpylonego paliwa oraz zabezpieczenie ograniczające dostarczone przez rozwiązanie według wynalazku, a fig. 7 - schematyczny widok podobny do fig. 6, przedstawiający efekt odmiennego rozwiązania według wynalazku.
Na figurze 1 przedstawiono sekcję komory spalania 10, zawierającą pierścieniową obudowę 12 i pierścieniową rurę 14 komory spalania, współosiową z sekcją turbiny 16. Sekcja turbiny 16 posiada typowy wirnik 18 mający łopatki 19 i łopatki stojana 20 przed łopatkami 19.
PL 191 791 B1
Na figurach 1 i 2 pokazano wtryskiwacz paliwa 22, stanowiący część wynalazku, jako umieszczony przy końcu pierścieniowej rury 14 komory spalania i skierowany osiowo względem niej. Wtryskiwacz 22 jest przymontowany do obudowy 12 za pomocą wspornika 30. Wtryskiwacz zawiera obsadę montażową 31 dla przyłączania do typowego przewodu paliwowego. Można zastosować kilka wtryskiwaczy paliwa 22 umieszczonych na ścianie 28 komory spalania i mogą one być rozstawione w obwodowych odstępach. Dla potrzeb niniejszego opisu, zostanie omówiony jedynie pojedynczy wtryskiwacz paliwa 22. Wtryskiwacz paliwa 22 zawiera część trzpieniową, która może być w rodzaju opisanym w zgłoszeniu patentowym USA nr 08/960331 złożonym 29 października 1997, zatytułowanym „Dysza paliwowa do silnika turbiny gazowej”, na rzecz Zgłaszającego, wprowadzonym niniejszym jako odniesienie. Trzpień 24 jest otoczony ekranem 32.
Wtryskiwacz paliwa 22 zawiera również końcówkę wtryskiwacza 26, która jest przymontowana do ściany 28 komory spalania, jak pokazano na fig. 2 i 3. Wewnątrz komory spalania wystaje tylko przednia powierzchnia czołowa końcówki 26, zaś większość końcówki 26 znajduje się w kanale chłodzącego powietrza na zewnątrz ściany 28.
Końcówka wtryskiwacza 26 zawiera obrobiony skrawaniem korpus 34. Osiowe wgłębienie w korpusie 36 wyznacza komorę 36 paliwa pierwszorzędowego. Wkładka 50 umieszczona wewnątrz wgłębienia wyznacza otwór dyszy 44, połączony z komorą paliwową 36 dla przepuszczania pierwszorzędowego paliwa. Urządzenie zaworowe 38 zawiera spiralną łopatkę, która powoduje zawirowanie pierwszorzędowego paliwa wewnątrz komory 36. Trzpień 46 tego urządzenia zaworowego funkcjonuje jako zawór odmierzający pierwszorzędowe paliwo, gdy wychodzi przez dyszę 44. Paliwo pierwszorzędowe jest stosowane głównie dla celów zapłonowych.
Ekran cieplny 42 otacza końcówkę wkładki 50 i w szczególności otacza otwór 44 dyszy. Ekran cieplny 42 jest dopasowany na wkładce 50.
Do korpusu 34 współosiowo względem wkładki 50 jest zamontowana druga pierścieniowa wkładka 51, która tworzy część przewodu rozprowadzania wtórnego paliwa i dyszę. Wtórne paliwo przechodzi przez spiralne kanały tworzące przewód paliwowy 48. Zadaniem tego rodzaju krążenia paliwa wtórnego jest utrzymywanie zawirowania paliwa w kanałach, eliminując tym samym strefy stagnacji w przewodzie paliwowym dla uniknięcia spiekania i również dla wspomagania chłodzenia wtryskiwacza. Wtórne paliwo jest doprowadzane ewentualnie do pierścieniowej dyszy paliwowej 54, która również stanowi człon zawirowywujący dla otrzymania zawirowania wtórnego paliwa. Wtórne paliwo powstrzymuje spalanie w komorze spalania po zapaleniu paliwa.
Dysza paliwowa 54 jest utworzona przez wkładkę 51i cylindryczną głowicę rurową 55, która jest dopasowana na korpusie 34 końcówki i jest współosiowa z wkładkami 58 i 51. Głowica 55 zawiera otwory, które wyznaczają kanał powietrza rdzeniowego, który z kolei komunikuje się z kanałami 58 członu zawirowywującego powietrze rdzeniowe we wkładce 51. Te kanały 58 powietrza rdzeniowego mogą komunikować się z kanałem 60 powietrza rdzeniowego dla przepuszczania sprężonego powietrza przychodzącego z powietrza chłodzącego pomiędzy obudową i ścianą komory spalania, dla wejścia do komory spalania. Teoretycznie, powietrze rdzeniowe przychodzące spoza kanału 60 jest współosiowe i wewnętrzne względem pierścieniowej warstwy wtórnego paliwa wychodzącej z dyszy 54.
W głowicy 55 jest również zastosowany drugi szereg pierścieniowych kanałów powietrznych 62, który komunikuje się ze sprężonym powietrzem chłodzącym bezpośrednio na zewnątrz komory spalania 28. Poszczególne kanały 62 są ogólnie zaprojektowane tak, że nadają mieszaninie powietrza ipaliwa zawirowanie i w zasadzie celem sprężonego powietrza przechodzącego przez kanały 62 jest rozpylenie warstwy paliwa wtórnego wychodzącej z dyszy 54. Każdy z kanałów 52 ma oś x. Kanały 62 mają kąt zawirowania, który jest wyznaczony przez oś x leżącą w płaszczyźnie równoległej i odsuniętej o odległość d od płaszczyzny przez linię środkową CL od końcówki 26, usytuowana pod kątem wewnętrznie w przesuniętej płaszczyźnie przesuniętej do osi centralnej CL. To przesunięcie jest reprezentowane przez odległość D na fig. 4a, zaś kąt nachylenia osi X do linii środkowej CL jest pokazany jako 9 na fig. 3, gdzie płaszczyzna przekroju fig. 3 jest równoległa do płaszczyzny, w której leży oś x, przesunięta o D od płaszczyzny przez linię środkową CL.
Jak pokazano na fig. 2 do 4a, głowica 55 końcówki jest wyposażona w trzeci pierścieniowy szereg kanałów powietrznych określanych jako pomocnicze kanały powietrzne 64. Jak pokazano, kanały powietrzne stanowią proste otwory przechodzące przez powiększony pierścień 66 głowicy 55. Każdy kanał 64 ma oś y. Kanały 64 mogą być utworzone w ten sam sposób jak kanały 62, to jest przez oś y leżącą w płaszczyźnie równoległej i przesuniętą o odległość D1 od płaszczyzny przechodzącej przez linię środkową CL końcówki 26, nachyloną pod kątem wewnętrznie do tej płaszczyzny przesuniętej do
PL 191 791 B1 linii środkowej CL. Przesunięcie jest reprezentowane przez odległość D1 na fig. 4a, zaś kąt nachylenia osi y do linii środkowej CL jest pokazany jako Φ na fig. 3. Kanały 64 również komunikują się z powietrzem chłodzącym, przy czym to powietrze jest sprężane w stosunku do atmosfery wewnątrz komory spalania.
Głównym celem sprężonego powietrza przechodzącego przez kanały 64 jest kształtowanie stożka mieszaniny paliwowej, wytryskiwanego z powierzchni czołowej końcówki 26. Kanały 64 mogą być tak utworzone, aby redukować kąt rozbieżności stożka i może to być dostosowane do projektu komory spalania. Zjawisko to ilustruje schematycznie fig. 6. Stożek jest reprezentowany przez osie x i reprezentuje stożek rozpylonego strumienia paliwa i powietrza, przy danym kącie θ kanałów 62, pokazanych na fig. 3 i 4a. Jednakże kanały powietrzne 64 dostarczają sprężone powietrze tworzące stożek o znacznie mniejszym kącie reprezentowanym przez osie y na fig. 6, do kształtu rozpylonego stożka paliwa, jak pokazano przy x1. Tak więc, kanały 64 będą umożliwiały wchodzenie sprężonego powietrza do komory spalania w postaci spiralnego stożka, wywołując rozprowadzenie strumienia rozpylonego paliwa i sprężonego powietrza przechodzącego przez dyszę lub kanały powietrzne 62.
Należy również zauważyć, że dodanie pomocniczego powietrza z kanału 64 powoduje zwiększenie dostępności powietrza w mieszance paliwa z powietrzem, tym samym zwiększając stosunek powietrza do paliwa.
W obrębie formuły podanej powyżej, kąt θ kanału 62 i kąt Φ kanału 64 mogą ulegać zmianie dla uzyskiwania rozmaitych kształtów. Na fig. 7 przedstawiono rozwiązanie oparte na końcówce 126, pokazanej na fig. 4b. Jak pokazano na fig. 4b, końcówka 126 zawiera kanały 162 utworzone w głowicy 165, które mają kąt odmienny od pokazanych na fig. 4a. Stożek natryskowy jest pokazany na fig. 7. Kanały powietrzne 164, jak pokazano na fig. 4b i 7 są ustawione pod kątem dla otrzymania bardziej zamkniętego w kształcie stożka x1 za pomocą powietrza płynącego wzdłuż osi y i kształtującego stożek utworzony przez osie x dla bezpośredniego uformowania stożka x1.
Na figurach 4c i 5 pokazano następne rozwiązanie końcówki wtryskiwacza 226 paliwa. Na fig. 5 pokazano jedynie głowicę 255, a nie całą końcówkę. W każdym przypadku kanały powietrzne, które zwykle są oddzielone, jak pokazano na fig. 4a i 4b, są zanurzone tworząc bardziej przedłużone szczeliny 262, 264, przechodzące przez pierścień 266 i wystające do dyszy paliwowej 254. Tak więc, według powyższej zasady, kanały 264 mają to samo przesunięcie, to jest odległość D = D1 i płaszczyzny przesunięcia są zgodne. Ponadto, kąt θ = kąt Φ. Szczeliny 262, 264 dają znacznie większe wejście powietrza w porównaniu ze znanymi końcówkami.
Kanały 62, 64, 162, 164 i szczeliny 262, 264 mogą mieć rozmaity kształt przekroju i nie muszą koniecznie być utworzone jako okrągłe otwory cylindryczne. Naturalnie, kanały te mogą być utworzone dostępnymi obecnie technikami. Tego rodzaju techniki obejmują frezowanie i lutowanie, wyładowanie elektryczne lub technikę laserową.

Claims (7)

  1. Zastrzeżenia patentowe
    1. Wtryskiwacz paliwa do komory spalania w silniku turbiny gazowej, w którym komora spalania zawiera ścianę komory spalania wyznaczającą rurę komory spalania otoczoną przez sprężone powietrze, znamienny tym, że przez ścianę (28) komory spalania (10) przechodzi końcówka wtryskiwacza (26), wystająca do komory spalania (10), przy czym ta końcówka wtryskiwacza (26) zawiera pierwszy kanał powietrzny (58, 60) tworzący pierścieniowy układ (58) komunikujący się ze sprężonym powietrzem z zewnątrz ściany (28) do komory spalania, drugi kanał powietrzny wykonany jako pierścieniowy układ poszczególnych kanałów powietrznych (62) oddalonych promieniowo od pierwszego kanału powietrznego (58, 60) i prowadzących sprężone powietrze z zewnątrz ściany (28) komory spalania do komory spalania (10), pierwszy przewód paliwowy przechodzący przez końcówkę wtryskiwacza (26) i wyznaczający pierścieniową dyszę paliwową (54) pomiędzy pierwszym kanałem powietrznym (58, 60) i drugim kanałem powietrznym (62), przy czym drugi kanał powietrzny (62) ma elementy rozpylające paliwo wychodzące z pierścieniowej dyszy paliwowej (54) oraz zestaw trzecich kanałów powietrznych rozmieszczonych w układzie pierścieniowym (64) w końcówce wtryskiwacza (26), oddalonych promieniowo zewnętrznie od drugich kanałów powietrznych (62), przy czym powietrze z trzecich kanałów (64) kształtuje mieszaninę rozpylonego paliwa i powietrza i dodaje powietrze uzupełniające do tej mieszaniny, a ponadto końcówka wtryskiwacza (26) jest wyposażona w osiową dyszę paliwową (44), umieszczoną współosiowo i centralnie względem pierwszego kanału powietrznego (58,
    PL 191 791 B1
    60), przy czym ta osiowa dysza paliwowa (44) ma elementy dostarczające pierwszorzędowe paliwo dla spowodowania zapłonu.
  2. 2. Wtryskiwacz paliwa według zastrz. 1, znamienny tym, że każdy kanał w drugim (62) i trzecim pierścieniowym układzie (64) ma składową osiową i składową skierowaną wewnętrznie, wynikającą z przesunięcia kątowego skierowanego do wewnątrz i równolegle do płaszczyzny przechodzącej przez oś końcówki wtryskiwacza (26) dla spowodowania zawirowania mieszaniny.
  3. 3. Wtryskiwacz paliwa według zastrz. 2, znamienny tym, że każdy kanał w drugim układzie pierścieniowym (62) znajduje się w płaszczyźnie przesuniętej względem płaszczyzny przechodzącej przez oś końcówki wtryskiwacza (26) o odległość D, kąt wewnętrznie skierowanej składowej osi kanału wynosi θ, odległość płaszczyzny przechodzącej przez każdy kanał w trzecim układzie pierścieniowym od płaszczyzny przechodzącej przez oś końcówki wtryskiwacza (26) wynosi D1, zaś kąt wewnętrznie skierowanej składowej każdego kanału względem osi wynosi Φ.
  4. 4. Wtryskiwacz paliwa według zastrz. 1, znamienny tym, że końcówka wtryskiwacza (26) zawiera skrawany korpus (34) mający centralne osiowe wgłębienie wyznaczające komorę (36) paliwa pierwszorzędowego, pierwszą wkładkę (50) zawierającą osiową dyszę (44) do przepuszczania strumienia paliwa pierwszorzędowego z osiowej dyszy (44), zespół zaworowy (38) odmierzający paliwo pierwszorzędowe przez osiową dyszę (44), pierwszy kanał powietrzny (58, 60) zawierający pierścieniowy kanał (60) współosiowy z osiową dyszą (44) i oddalony od niej promieniowo, przy czym ten kanał jest wyznaczony przez drugą wkładkę (51) współosiową z pierwszą wkładką (50), przy czym ta druga wkładka (51) wyznacza przewód paliwowy i rozdzielacz, głowicę (55) zawierającą rurowy kolisty człon cylindryczny (66) dopasowany ponad pierwszą i drugą wkładką (50, 51) i na korpusie (34) dla utworzenia pierścieniowej dyszy paliwowej (54) oraz kanały powietrzne przechodzące przez głowicę (55) i wyznaczające wtórny pierścieniowy układ (62) i trzeci pierścieniowy układ (64) kanałów powietrznych.
  5. 5. Wtryskiwacz paliwa według zastrz. 3, znamienny tym, że odległość D = D1, a kąt θ= kąt Φ, tak, że odpowiadające kanały w drugim (62) i trzecim układzie pierścieniowym (64) zachodzą w siebie tworząc szczeliny, przechodzące przez końcówkę wtryskiwacza (26) dla rozpylania, kształtowania i doprowadzania dodatkowego powietrza przez końcówkę (26).
  6. 6. Wtryskiwacz paliwa do komory spalania w silniku turbiny gazowej, w którym komora spalania zawiera ścianę komory spalania wyznaczającą rurę komory spalania otoczoną przez sprężone powietrze, znamienny tym, że przez ścianę (28) komory spalania (10) przechodzi końcówka wtryskiwacza (26) wystająca do komory spalania, przy czym ta końcówka wtryskiwacza (26) zawiera przynajmniej kanał powietrzny (62) tworzący pierścieniowy układ indywidualnych kanałów powietrznych (62) oddalonych promieniowo od osi końcówki i prowadzących sprężone powietrze z zewnątrz ściany (28) do komory spalania (10), przewód paliwowy (48) przechodzący przez końcówkę wtryskiwacza (26) i wyznaczający pierścieniową dyszę paliwową (54) promieniowo wewnętrznie względem kanału powietrznego (62), przy czym każdy kanał powietrzny (62) w układzie pierścieniowym ma elementy powodujące zawirowanie mieszaniny i rozpylanie paliwa wychodzącego z pierścieniowej dyszy paliwowej (54), przy czym każdy kanał (62) w układzie pierścieniowym znajduje się w płaszczyźnie przesuniętej względem płaszczyzny przechodzącej przez oś końcówki wtryskiwacza (26) o odległość D, kąt wewnętrznie skierowanej składowej osi kanału wynosi θ, a ponadto końcówka (26) posiada drugi zestaw kanałów powietrznych (64), rozmieszczony w układzie pierścieniowym (64), oddalonym promieniowo zewnętrznie od kanałów powietrznych (62), przy czym odległość płaszczyzny przechodzącej przez każdy kanał w drugim zestawie kanałów powietrznych (64) od płaszczyzny przechodzącej przez oś końcówki wtryskiwacza (26) wynosi D1, a kąt wewnętrznie skierowanej składowej każdego kanału (64) drugiego zestawu względem osi wynosi Φ, przy czym powietrze z drugiego zestawu kanałów powietrznych (64) kształtuje mieszaninę rozpylonego paliwa i powietrza i dodaje powietrze uzupełniające do tej mieszaniny.
  7. 7. Wtryskiwacz paliwa według zastrz. 6, znamienny tym, że odległość D = D1, a kąt θ= kąt Φ, a zatem odpowiadające kanały w układach pierścieniowych (262, 264) zachodzą na siebie tworząc szczeliny, przechodzące przez końcówkę wtryskiwacza (26) dla rozpylania, kształtowania i doprowadzania dodatkowego powietrza przez końcówkę.
PL344339A 1998-05-22 1999-05-07 Wtryskiwacz paliwa do komory spalania w silniku turbiny gazowej PL191791B1 (pl)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US09/083,199 US6082113A (en) 1998-05-22 1998-05-22 Gas turbine fuel injector
PCT/CA1999/000412 WO1999061838A1 (en) 1998-05-22 1999-05-07 Gas turbine fuel injector

Publications (2)

Publication Number Publication Date
PL344339A1 PL344339A1 (en) 2001-11-05
PL191791B1 true PL191791B1 (pl) 2006-07-31

Family

ID=22176816

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PL344339A PL191791B1 (pl) 1998-05-22 1999-05-07 Wtryskiwacz paliwa do komory spalania w silniku turbiny gazowej

Country Status (9)

Country Link
US (3) US6082113A (pl)
EP (2) EP1314931B1 (pl)
JP (1) JP2002516976A (pl)
CA (1) CA2332359C (pl)
CZ (1) CZ20004341A3 (pl)
DE (1) DE69911008T2 (pl)
PL (1) PL191791B1 (pl)
RU (1) RU2000132717A (pl)
WO (1) WO1999061838A1 (pl)

Families Citing this family (170)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6082113A (en) * 1998-05-22 2000-07-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine fuel injector
DE10049517B4 (de) * 2000-10-06 2005-05-12 Robert Bosch Gmbh Brennstoffeinspritzventil
US6622488B2 (en) * 2001-03-21 2003-09-23 Parker-Hannifin Corporation Pure airblast nozzle
US6546733B2 (en) 2001-06-28 2003-04-15 General Electric Company Methods and systems for cooling gas turbine engine combustors
US6698208B2 (en) 2001-12-14 2004-03-02 Elliott Energy Systems, Inc. Atomizer for a combustor
US6718770B2 (en) * 2002-06-04 2004-04-13 General Electric Company Fuel injector laminated fuel strip
ITMI20021526A1 (it) * 2002-07-11 2004-01-12 Danieli Off Mecc Iniettore per forni di fusione di materiale metallico
US6823677B2 (en) * 2002-09-03 2004-11-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Stress relief feature for aerated gas turbine fuel injector
US6863228B2 (en) * 2002-09-30 2005-03-08 Delavan Inc. Discrete jet atomizer
US7007864B2 (en) * 2002-11-08 2006-03-07 United Technologies Corporation Fuel nozzle design
US6921034B2 (en) 2002-12-12 2005-07-26 General Electric Company Fuel nozzle assembly
US6871488B2 (en) * 2002-12-17 2005-03-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Natural gas fuel nozzle for gas turbine engine
GB0230070D0 (en) * 2002-12-23 2003-01-29 Bowman Power Systems Ltd A combustion device
JP4279562B2 (ja) * 2003-01-17 2009-06-17 富士フイルム株式会社 固体撮像装置の制御方法
US7174717B2 (en) * 2003-12-24 2007-02-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Helical channel fuel distributor and method
US7104464B2 (en) 2003-12-25 2006-09-12 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Fuel supply method and fuel supply system
US7043922B2 (en) * 2004-01-20 2006-05-16 Delavan Inc Method of forming a fuel feed passage in the feed arm of a fuel injector
US7654088B2 (en) * 2004-02-27 2010-02-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Dual conduit fuel manifold for gas turbine engine
US7117678B2 (en) * 2004-04-02 2006-10-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel injector head
DE102004027702A1 (de) * 2004-06-07 2006-01-05 Alstom Technology Ltd Injektor für Flüssigbrennstoff sowie gestufter Vormischbrenner mit diesem Injektor
US8348180B2 (en) 2004-06-09 2013-01-08 Delavan Inc Conical swirler for fuel injectors and combustor domes and methods of manufacturing the same
US7325402B2 (en) * 2004-08-04 2008-02-05 Siemens Power Generation, Inc. Pilot nozzle heat shield having connected tangs
EP1705424B1 (en) * 2005-03-04 2015-07-29 Riello S.p.A. Liquid-fuel burner combustion head
US7237730B2 (en) * 2005-03-17 2007-07-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Modular fuel nozzle and method of making
US7530231B2 (en) 2005-04-01 2009-05-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel conveying member with heat pipe
US7559202B2 (en) * 2005-11-15 2009-07-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Reduced thermal stress fuel nozzle assembly
US8074901B2 (en) * 2005-12-01 2011-12-13 Uniwave, Inc. Lubricator nozzle and emitter element
US7721436B2 (en) * 2005-12-20 2010-05-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Method of manufacturing a metal injection moulded combustor swirler
FR2896031B1 (fr) * 2006-01-09 2008-04-18 Snecma Sa Dispositif d'injection multimode pour chambre de combustion, notamment d'un turboreacteur
US20070264602A1 (en) * 2006-01-26 2007-11-15 Frenette Henry E Vapor fuel combustion system
JP5023526B2 (ja) * 2006-03-23 2012-09-12 株式会社Ｉｈｉ 燃焼器用バーナ及び燃焼方法
CN101206029B (zh) * 2006-12-21 2010-12-08 中国科学院工程热物理研究所 一种微型燃气轮机燃烧室喷嘴
EP1985924A1 (en) * 2007-04-23 2008-10-29 Siemens Aktiengesellschaft Swirler
US8146365B2 (en) * 2007-06-14 2012-04-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel nozzle providing shaped fuel spray
US9079203B2 (en) 2007-06-15 2015-07-14 Cheng Power Systems, Inc. Method and apparatus for balancing flow through fuel nozzles
US8316541B2 (en) 2007-06-29 2012-11-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor heat shield with integrated louver and method of manufacturing the same
FR2918716B1 (fr) * 2007-07-12 2014-02-28 Snecma Optimisation d'un film anti-coke dans un systeme d'injection
US7543383B2 (en) 2007-07-24 2009-06-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Method for manufacturing of fuel nozzle floating collar
US8276836B2 (en) * 2007-07-27 2012-10-02 General Electric Company Fuel nozzle assemblies and methods
FR2919672B1 (fr) * 2007-07-30 2014-02-14 Snecma Injecteur de carburant dans une chambre de combustion de turbomachine
US7712313B2 (en) * 2007-08-22 2010-05-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel nozzle for a gas turbine engine
DE102007043626A1 (de) * 2007-09-13 2009-03-19 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenmagerbrenner mit Kraftstoffdüse mit kontrollierter Kraftstoffinhomogenität
US7658339B2 (en) * 2007-12-20 2010-02-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Modular fuel nozzle air swirler
MY156350A (en) 2008-03-28 2016-02-15 Exxonmobil Upstream Res Co Low emission power generation and hydrocarbon recovery systems and methods
MY153097A (en) 2008-03-28 2014-12-31 Exxonmobil Upstream Res Co Low emission power generation and hydrocarbon recovery systems and methods
US8015816B2 (en) * 2008-06-16 2011-09-13 Delavan Inc Apparatus for discouraging fuel from entering the heat shield air cavity of a fuel injector
JP4872992B2 (ja) * 2008-09-12 2012-02-08 株式会社日立製作所 燃焼器，燃焼器の燃料供給方法及び燃焼器の改造方法
US8261554B2 (en) * 2008-09-17 2012-09-11 General Electric Company Fuel nozzle tip assembly
US8272218B2 (en) * 2008-09-24 2012-09-25 Siemens Energy, Inc. Spiral cooled 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.
US20100170253A1 (en) * 2009-01-07 2010-07-08 General Electric Company Method and apparatus for fuel injection in a turbine engine
US8347631B2 (en) * 2009-03-03 2013-01-08 General Electric Company Fuel nozzle liquid cartridge including a fuel insert
ATE540265T1 (de) * 2009-04-06 2012-01-15 Siemens Ag Drallvorrichtung, brennkammer und gasturbine mit verbessertem drall
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
US8387393B2 (en) * 2009-06-23 2013-03-05 Siemens Energy, Inc. Flashback resistant fuel injection system
US20110072823A1 (en) * 2009-09-30 2011-03-31 Daih-Yeou Chen Gas turbine engine fuel injector
US8375548B2 (en) * 2009-10-07 2013-02-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel nozzle and method of repair
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
CA2801494C (en) 2010-07-02 2018-04-17 Exxonmobil Upstream Research Company Stoichiometric combustion of enriched air with exhaust gas recirculation
MY160832A (en) 2010-07-02 2017-03-31 Exxonmobil Upstream Res Co Stoichiometric combustion with exhaust gas recirculation and direct contact cooler
AU2011271636B2 (en) 2010-07-02 2016-03-17 Exxonmobil Upstream Research Company Low emission power generation systems and methods
EA029301B1 (ru) 2010-07-02 2018-03-30 Эксонмобил Апстрим Рисерч Компани Интегрированные системы для получения со(варианты) и способ производства электроэнергии
US9033259B2 (en) * 2010-12-23 2015-05-19 General Electric Company Method and system for mixing reactor feed
US10317081B2 (en) 2011-01-26 2019-06-11 United Technologies Corporation Fuel injector assembly
RU2560099C2 (ru) * 2011-01-31 2015-08-20 Дженерал Электрик Компани Топливное сопло (варианты)
US8351780B2 (en) 2011-02-01 2013-01-08 Hamilton Sundstrand Corporation Imaging system for hollow cone spray
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
TWI563165B (en) 2011-03-22 2016-12-21 Exxonmobil Upstream Res Co Power generation system and method for generating power
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
BR112013028196B1 (pt) * 2011-05-17 2021-06-22 Snecma Câmara anular de combustão para uma turbomáquina e turbomáquina
US9188063B2 (en) 2011-11-03 2015-11-17 Delavan Inc. Injectors for multipoint injection
CN103134079B (zh) * 2011-11-30 2014-12-17 贵州航空发动机研究所 一种双油路燃油喷嘴
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
US9228744B2 (en) 2012-01-10 2016-01-05 General Electric Company System for gasification fuel injection
US20130189632A1 (en) * 2012-01-23 2013-07-25 General Electric Company Fuel nozzel
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
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
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
US9400104B2 (en) 2012-09-28 2016-07-26 United Technologies Corporation Flow modifier for combustor fuel nozzle tip
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
US9631815B2 (en) 2012-12-28 2017-04-25 General Electric Company System and method for a turbine combustor
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
US9574496B2 (en) 2012-12-28 2017-02-21 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
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
US9803865B2 (en) 2012-12-28 2017-10-31 General Electric Company System and method for a turbine combustor
US9869279B2 (en) 2012-11-02 2018-01-16 General Electric Company System and method for a multi-wall turbine combustor
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
US10208677B2 (en) 2012-12-31 2019-02-19 General Electric Company Gas turbine load control system
GB2524914B (en) * 2013-01-02 2017-08-23 Parker Hannifin Corp Direct injection multipoint nozzle
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
US9562692B2 (en) 2013-02-06 2017-02-07 Siemens Aktiengesellschaft Nozzle with multi-tube fuel passageway for gas turbine engines
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
US9284933B2 (en) 2013-03-01 2016-03-15 Delavan Inc Fuel nozzle with discrete jet inner air swirler
US9618261B2 (en) 2013-03-08 2017-04-11 Exxonmobil Upstream Research Company Power generation and LNG production
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
US20140250945A1 (en) 2013-03-08 2014-09-11 Richard A. Huntington Carbon Dioxide Recovery
WO2014137648A1 (en) 2013-03-08 2014-09-12 Exxonmobil Upstream Research Company Power generation and methane recovery from methane hydrates
US9617914B2 (en) 2013-06-28 2017-04-11 General Electric Company Systems and methods for monitoring gas turbine systems having exhaust gas recirculation
US9631542B2 (en) 2013-06-28 2017-04-25 General Electric Company System and method for exhausting combustion gases from gas turbine engines
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
US9587510B2 (en) 2013-07-30 2017-03-07 General Electric Company System and method for a gas turbine engine sensor
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
US9951658B2 (en) 2013-07-31 2018-04-24 General Electric Company System and method for an oxidant heating system
US9545604B2 (en) 2013-11-15 2017-01-17 General Electric Company Solids combining system for a solid feedstock
US10030588B2 (en) 2013-12-04 2018-07-24 General Electric Company Gas turbine combustor diagnostic system and method
US9752458B2 (en) 2013-12-04 2017-09-05 General Electric Company System and method for a gas turbine engine
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
US9657938B2 (en) 2014-02-07 2017-05-23 Eugene R. Frenette Fuel combustion system
JP6433162B2 (ja) * 2014-02-12 2018-12-05 株式会社エンプラス 燃料噴射装置用ノズルプレート
US20150285502A1 (en) * 2014-04-08 2015-10-08 General Electric Company Fuel nozzle shroud and method of manufacturing the shroud
EP2940389A1 (en) * 2014-05-02 2015-11-04 Siemens Aktiengesellschaft Combustor burner arrangement
US10047633B2 (en) 2014-05-16 2018-08-14 General Electric Company Bearing housing
US9885290B2 (en) 2014-06-30 2018-02-06 General Electric Company Erosion suppression system and method in an exhaust gas recirculation gas turbine system
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
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
JP6347692B2 (ja) * 2014-07-30 2018-06-27 北海道オリンピア株式会社 火葬炉又は焼却炉用バーナー装置
US10184403B2 (en) 2014-08-13 2019-01-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Atomizing fuel nozzle
CN104165379A (zh) * 2014-09-01 2014-11-26 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 一种带冷却装置的燃烧室头部结构
US9822980B2 (en) 2014-09-24 2017-11-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel nozzle
US9765974B2 (en) 2014-10-03 2017-09-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel nozzle
US10317083B2 (en) 2014-10-03 2019-06-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel nozzle
US9752774B2 (en) 2014-10-03 2017-09-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel nozzle
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
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
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
US10731860B2 (en) * 2015-02-05 2020-08-04 Delavan, Inc. Air shrouds with air wipes
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
US9932940B2 (en) 2015-03-30 2018-04-03 Honeywell International Inc. Gas turbine engine fuel cooled cooling air heat exchanger
US9897321B2 (en) 2015-03-31 2018-02-20 Delavan Inc. Fuel nozzles
US10385809B2 (en) 2015-03-31 2019-08-20 Delavan Inc. Fuel nozzles
US9863638B2 (en) * 2015-04-01 2018-01-09 Delavan Inc. Air shrouds with improved air wiping
WO2016160037A1 (en) 2015-04-03 2016-10-06 Frenette Eugene R Fuel combustion system
GB2543803B (en) * 2015-10-29 2019-10-30 Rolls Royce Plc A combustion chamber assembly
US11020758B2 (en) * 2016-07-21 2021-06-01 University Of Louisiana At Lafayette Device and method for fuel injection using swirl burst injector
US10876477B2 (en) 2016-09-16 2020-12-29 Delavan Inc Nozzles with internal manifolding
CN107289460B (zh) * 2017-06-10 2019-08-02 北京航空航天大学 一种预膜型贫油直喷空气雾化喷嘴
US10641493B2 (en) * 2017-06-19 2020-05-05 General Electric Company Aerodynamic fastening of turbomachine fuel injectors
US11118698B2 (en) * 2018-07-23 2021-09-14 Pratt & Whiiney Canada Corp. Damping mechanism for valves
US11118785B2 (en) * 2018-10-26 2021-09-14 Delavan Inc. Fuel injectors for exhaust heaters
US10967394B2 (en) * 2018-11-01 2021-04-06 Rolls-Royce Corporation Fluid atomizer
US10557630B1 (en) 2019-01-15 2020-02-11 Delavan Inc. Stackable air swirlers
FR3105818B1 (fr) * 2019-12-31 2022-08-26 Fives Pillard Brûleur à faible production de NOx
GB2592267A (en) * 2020-02-24 2021-08-25 Altair Uk Ltd Pulse nozzle for filter cleaning systems
US11639687B2 (en) 2020-10-22 2023-05-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel injectors and method of purging fuel injectors
CN114643431B (zh) * 2020-12-02 2023-11-03 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机燃油喷嘴组件的组合焊接方法
KR102764374B1 (ko) * 2020-12-18 2025-02-07 한화에어로스페이스 주식회사 연료 공급 장치
CN112984558A (zh) * 2021-03-17 2021-06-18 中国航发动力股份有限公司 一种燃气轮机天然气喷嘴
DE102021110616A1 (de) * 2021-04-26 2022-10-27 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Kraftstoffdüse mit unterschiedlichen ersten und zweiten Ausströmöffnungen für die Bereitstellung eines Wasserstoff-Luft-Gemisches
US11639795B2 (en) 2021-05-14 2023-05-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Tapered fuel gallery for a fuel nozzle
GB2611115B (en) 2021-09-23 2024-10-09 Gen Electric Floating primary vane swirler
CN115949971B (zh) * 2022-12-30 2024-10-01 南京航空航天大学 一种带有螺旋通道的燃油喷嘴
US12111056B2 (en) * 2023-02-02 2024-10-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor with central fuel injection and downstream air mixing
US11920793B1 (en) * 2023-06-23 2024-03-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Adjustable gaseous fuel injector
US12560123B2 (en) 2023-07-21 2026-02-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Arcuate fuel gallery for turbine engine fuel nozzle

Family Cites Families (40)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1875457A (en) * 1932-09-06 Torkild valdemar hemmingsen
US3129891A (en) * 1964-04-21 Fuel nozzle
GB493434A (en) * 1937-06-16 1938-10-07 Bataafsche Petroleum A fuel-cooled atomiser for internal combustion engines
US2690648A (en) * 1951-07-03 1954-10-05 Dowty Equipment Ltd Means for conducting the flow of liquid fuel for feeding burners of gas turbine engines
US3067582A (en) * 1955-08-11 1962-12-11 Phillips Petroleum Co Method and apparatus for burning fuel at shear interface between coaxial streams of fuel and air
GB831477A (en) * 1957-04-15 1960-03-30 John Frances Campbell Liquid fuel injection nozzle
US2968925A (en) * 1959-11-25 1961-01-24 William E Blevans Fuel nozzle head for anti-coking
FR1282186A (fr) * 1960-12-02 1962-01-19 Siderurgie Fse Inst Rech Injecteur d'hydrocarbures dans les hauts fourneaux
US3302399A (en) * 1964-11-13 1967-02-07 Westinghouse Electric Corp Hollow conical fuel spray nozzle for pressurized combustion apparatus
US3483700A (en) * 1967-09-27 1969-12-16 Caterpillar Tractor Co Dual fuel injection system for gas turbine engine
US3516252A (en) * 1969-02-26 1970-06-23 United Aircraft Corp Fuel manifold system
US3684186A (en) * 1970-06-26 1972-08-15 Ex Cell O Corp Aerating fuel nozzle
JPS4931059Y1 (pl) * 1970-11-30 1974-08-22
US3912164A (en) * 1971-01-11 1975-10-14 Parker Hannifin Corp Method of liquid fuel injection, and to air blast atomizers
FR2145340A5 (pl) * 1971-07-08 1973-02-16 Hinderks M V
JPS5342897B2 (pl) * 1972-11-09 1978-11-15
US4028888A (en) * 1974-05-03 1977-06-14 Norwalk-Turbo Inc. Fuel distribution manifold to an annular combustion chamber
US4170108A (en) * 1975-04-25 1979-10-09 Rolls-Royce Limited Fuel injectors for gas turbine engines
US4216652A (en) * 1978-06-08 1980-08-12 General Motors Corporation Integrated, replaceable combustor swirler and fuel injector
US4258544A (en) * 1978-09-15 1981-03-31 Caterpillar Tractor Co. Dual fluid fuel nozzle
US4362022A (en) * 1980-03-03 1982-12-07 United Technologies Corporation Anti-coke fuel nozzle
US4467610A (en) * 1981-04-17 1984-08-28 General Electric Company Gas turbine fuel system
US4491272A (en) * 1983-01-27 1985-01-01 Ex-Cell-O Corporation Pressure atomizing fuel injection assembly
DE3564024D1 (en) * 1984-02-29 1988-09-01 Lucas Ind Plc Combustion equipment
DE3663847D1 (en) * 1985-06-07 1989-07-13 Ruston Gas Turbines Ltd Combustor for gas turbine engine
JPS63194111A (ja) * 1987-02-06 1988-08-11 Hitachi Ltd ガス燃料の燃焼方法及び装置
US4773596A (en) * 1987-04-06 1988-09-27 United Technologies Corporation Airblast fuel injector
US4854127A (en) * 1988-01-14 1989-08-08 General Electric Company Bimodal swirler injector for a gas turbine combustor
AT400181B (de) * 1990-10-15 1995-10-25 Voest Alpine Ind Anlagen Brenner für die verbrennung von feinkörnigen bis staubförmigen, festen brennstoffen
US5161379A (en) * 1991-12-23 1992-11-10 United Technologies Corporation Combustor injector face plate cooling scheme
JP2839777B2 (ja) * 1991-12-24 1998-12-16 株式会社東芝 ガスタービン燃焼器用燃料噴射ノズル
US5222357A (en) * 1992-01-21 1993-06-29 Westinghouse Electric Corp. Gas turbine dual fuel nozzle
US5288021A (en) * 1992-08-03 1994-02-22 Solar Turbines Incorporated Injection nozzle tip cooling
US5256352A (en) * 1992-09-02 1993-10-26 United Technologies Corporation Air-liquid mixer
US5423178A (en) * 1992-09-28 1995-06-13 Parker-Hannifin Corporation Multiple passage cooling circuit method and device for gas turbine engine fuel nozzle
US5505045A (en) * 1992-11-09 1996-04-09 Fuel Systems Textron, Inc. Fuel injector assembly with first and second fuel injectors and inner, outer, and intermediate air discharge chambers
EP0700498B1 (en) * 1993-06-01 1998-10-21 Pratt & Whitney Canada, Inc. Radially mounted air blast fuel injector
FR2721694B1 (fr) * 1994-06-22 1996-07-19 Snecma Refroidissement de l'injecteur de décollage d'une chambre de combustion à deux têtes.
US6141968A (en) * 1997-10-29 2000-11-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel nozzle for gas turbine engine with slotted fuel conduits and cover
US6082113A (en) * 1998-05-22 2000-07-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine fuel injector

Also Published As

Publication number Publication date
DE69911008D1 (de) 2003-10-09
US6082113A (en) 2000-07-04
US6289677B1 (en) 2001-09-18
RU2000132717A (ru) 2002-12-10
EP1080327B1 (en) 2003-09-03
WO1999061838A1 (en) 1999-12-02
EP1314931A3 (en) 2003-08-27
CA2332359A1 (en) 1999-12-02
CZ20004341A3 (cs) 2002-01-16
US6247317B1 (en) 2001-06-19
DE69911008T2 (de) 2004-04-01
PL344339A1 (en) 2001-11-05
EP1314931A2 (en) 2003-05-28
CA2332359C (en) 2008-10-07
EP1314931B1 (en) 2012-03-14
EP1080327A1 (en) 2001-03-07
JP2002516976A (ja) 2002-06-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
PL191791B1 (pl) Wtryskiwacz paliwa do komory spalania w silniku turbiny gazowej
US6622488B2 (en) Pure airblast nozzle
EP3649404B1 (en) Auxiliary torch ignition
US8959772B2 (en) Multipoint injector for turbomachine
EP2003398B1 (en) Fuel nozzle providing shaped fuel spray
EP1323982B1 (en) Fuel nozzle for a gas turbine engine
CA1289756C (en) Bimodal swirler injector for a gas turbine combustor
US7520745B2 (en) Burner for a gas turbine
EP2900974B1 (en) Flow modifier for combustor fuel nozzle tip
US6863228B2 (en) Discrete jet atomizer
US6378787B1 (en) Combined pressure atomizing nozzle
EP0722065B1 (en) Fuel injector arrangement for gas-or liquid-fuelled turbine
CA2900175C (en) Atomizing fuel nozzle
PL191744B1 (pl) Człon rdzeniowy dyszy paliwowej do stosowania w silniku turbiny gazowej i sposób formowania członu rdzeniowego dyszy paliwowej
JP2011520055A (ja) 燃焼器部品及び製造方法
KR101670149B1 (ko) 연소기 및 가스 터빈
EP1279897B1 (en) Pilot nozzle of gas turbine combustor
WO2000019146A2 (en) Fuel spray nozzle
US5269495A (en) High-pressure atomizing nozzle
JP3612738B2 (ja) 噴霧燃焼装置

Legal Events

Date Code Title Description
LAPS Decisions on the lapse of the protection rights

Effective date: 20090507