RU2534189C2 - Камера сгорания для газовой турбины(варианты) и способ эксплуатации газовой турбины - Google Patents
Камера сгорания для газовой турбины(варианты) и способ эксплуатации газовой турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2534189C2 RU2534189C2 RU2010105138/06A RU2010105138A RU2534189C2 RU 2534189 C2 RU2534189 C2 RU 2534189C2 RU 2010105138/06 A RU2010105138/06 A RU 2010105138/06A RU 2010105138 A RU2010105138 A RU 2010105138A RU 2534189 C2 RU2534189 C2 RU 2534189C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- nozzles
- air
- nozzle
- central nozzle
- Prior art date
Links
Images
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
- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
- F23R3/46—Combustion chambers comprising an annular arrangement of several essentially tubular flame tubes within a common annular casing or within individual casings
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/34—Feeding into different combustion zones
- F23R3/343—Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous combustion
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
Abstract
Камера сгорания для газовой турбины содержит группу радиально внешних сопел, по меньшей мере центральное сопло, первую и вторую камеры сгорания. Внешние сопла расположены по существу по кольцевой схеме и выпускной конец каждого из них расположен с возможностью подачи топлива и/или воздуха в первую камеру сгорания. Выпускной конец центрального сопла расположен в осевом направлении перед выпускными концами радиально внешних сопел и выполнен и размещен с возможностью подачи топлива и воздуха во вторую камеру сгорания. Вторая камера сгорания расположена в осевом направлении перед первой камерой сгорания, открыта в нее и имеет длину, достаточную для поддержания факела пламени центрального сопла ограниченным указанной второй камерой сгорания. Выпускные концы радиально внешних сопел удерживаются в кольцевой пластине. Вторая камера сгорания ограничена трубчатым элементом, проходящим от указанной кольцевой пластины в направлении вверх по течению. Изобретение позволяет уменьшить уровень СО в камере сгорания при низкой нагрузке или при ее отсутствии, а также увеличивает надежность оборудования. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Это изобретение относится к газотурбинному оборудованию и, более конкретно, к аксиально-ступенчатой конфигурации сопел камеры сгорания газовой турбины, которая обеспечивает улучшенное сгорание окиси углерода СО.
ПРЕДПОСЫЛКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
В настоящее время существует предел желательному в некоторых случаях уменьшению температуры газов на выходе камеры сгорания из-за количества СО, содержащегося в газообразных продуктах сгорания. Другими словами, температура на выходе камеры сгорания должна поддерживаться относительно высокой, чтобы обеспечить сгорание СО для удовлетворения требуемых уровней выброса СО. Чтобы поддерживать температуру на выходе камеры сгорания достаточно высокой с обеспечением поддержания низкого уровня СО в условиях низкой нагрузки или при отсутствии нагрузки, пользователь должен либо остановить турбину, либо удерживать турбину "онлайн" (во включенном состоянии) даже во время периодов низкой потребности в энергии, таким образом, увеличивая количество расходуемого топлива.
Следовательно, существует потребность в средствах, благодаря которым количество СО, создаваемого сгоранием в газовой турбине, может быть уменьшено, так что для пользователя может быть увеличена возможность изменения диапазона параметров. Более конкретно, если бы уровни СО могли быть уменьшены в камере сгорания при условии низкой нагрузки или в отсутствие нагрузки, пользователи могли бы затрачивать меньше топлива, в то время когда уменьшается потребность в электрической энергии. Это, в свою очередь, в результате приведет к прямой экономии топлива, но без необходимости останавливать турбину и снова запускать ее, когда потребности в энергии снова возникнут, таким образом, улучшая также надежность оборудования.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
В первом примерном, но не ограничивающем варианте изобретение относится к камере сгорания для газовой турбины, содержащей группу радиально внешних сопел, которые расположены по существу по кольцевой схеме и выпускной конец каждого из которых расположен с возможностью подачи топлива и/или воздуха в первую камеру сгорания, и по меньшей мере центральное сопло, выпускной конец которого расположен в осевом направлении перед выпускными концами указанных радиально внешних сопел и выполнен и размещен с возможностью подачи топлива и воздуха во вторую камеру сгорания, расположенную в осевом направлении перед указанной первой камерой сгорания, причем вторая камера сгорания открыта в первую камеру сгорания и имеет длину, достаточную для поддержания факела пламени центрального сопла ограниченным указанной второй камерой сгорания.
В другом примерном аспекте изобретение относится к камере сгорания для газовой турбины, содержащей группу сопел, которые расположены по существу по кольцевой схеме и выпускной конец каждого из которых расположен с возможностью подачи топлива и/или воздуха в первую камеру сгорания, и центральное сопло, при этом выпускной конец центрального сопла и выпускной конец по меньшей мере одного из указанной группы сопел расположены в осевом направлении перед выпускными концами остальных сопел указанной группы и выполнены и размещены с возможностью подачи топлива и воздуха во вторую камеру сгорания, расположенную в осевом направлении перед указанной первой камерой сгорания, причем вторая камера сгорания открыта в указанную первую камеру сгорания и имеет длину, достаточную для поддержания факела пламени центрального сопла и факела пламени указанного по меньшей мере одного сопла из указанной группы сопел ограниченными второй камерой сгорания.
Еще в одном примерном аспекте изобретения предложен способ эксплуатации газовой турбины, имеющей по меньшей мере одну камеру сгорания, снабжаемую топливом и/или воздухом через несколько сопел, включающих внешнюю группу сопел, окружающих центральное сопло, при этом способ включает (а) при отсутствии нагрузки или низкой нагрузке, подачу топлива и воздуха к указанному центральному соплу и только воздуха к указанной внешней группе сопел с обеспечением в то же время изолирования факела пламени, создаваемого указанным центральным соплом, от воздуха, текущего через указанную внешнюю группу сопел, и (b) при более высокой нагрузке, подачу топливовоздушной смеси как через указанную внешнюю группу сопел, так и через центральное сопло с обеспечением поддержания факелов пламени, создаваемых указанной внешней группой сопел, в первой камере сгорания, а факела пламени, создаваемого центральным соплом, во второй камере сгорания, расположенной перед указанной первой камерой сгорания.
Изобретение ниже описано более подробно в сочетании с чертежами, описанными ниже.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Фиг.1 является продольным разрезом камеры сгорания газовой турбины согласно первому примерному, но не ограничивающему варианту изобретения;
Фиг.2 является частичным увеличенным видом в аксонометрии камеры сгорания, показанной на фиг.1;
Фиг.3 является частично рассеченным видом в аксонометрии камеры сгорания, показанной на фиг.2;
Фиг.4 является схематическим чертежом конфигурации камеры сгорания согласно другому примерному, но не ограничивающему варианту.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
На фиг.1-3 показана камера 10 сгорания газовой турбины согласно примерному, но не ограничивающему варианту изобретения. Понятно, что камера 10 сгорания обычно соединена с несколькими другими подобными камерами сгорания, расположенными по кольцевой схеме вокруг корпуса газовой турбины, причем каждая камера сгорания подает газы сгорания к первой ступени турбины. Каждая камера 10 сгорания снабжается воздухом от компрессора (не показан). Воздух от компрессора протекает реверсивно (как показано стрелками) в кольцевой проход 12, расположенный между радиально внутренней и выровненной вдоль оси переходной частью 14 и гильзой 16 камеры сгорания, с одной стороны, и радиально внешними, выровненными вдоль оси каналами 18 и 20, с другой стороны. Воздух от компрессора течет в проход 12 через отверстия 22, 24 системы принудительного охлаждения в соответствующих каналах 18 и 20 для потока, таким образом, обеспечивая охлаждение переходной части и гильзы камеры сгорания, перед реверсированием потока у входного конца камеры сгорания. Вообще, и при определенных рабочих условиях, воздух течет в воздушные инжекторы, связанные с каждым из группы из шести радиально внешних сопел 26 и центральным соплом 28 (число сопел в камере сгорания обычно варьируется от 6 до 8), где он предварительно смешивается с топливом, подаваемым к соплам через концевую крышку 30 камеры сгорания. Топливовоздушная смесь из радиально внешних сопел 28 нагнетается в зону горения, или главную камеру 32 сгорания.
Зажигание осуществляется посредством свечей зажигания (не показаны) в соединении с перекрестными соединительными трубками (также не показаны), которые соединяют соседние камеры сгорания. Горячие газы сгорания текут из камеры 32 сгорания в переходную часть 14 и затем в первую ступень газовой турбины, представленную одной сопловой лопаткой 34. До этого момента камера сгорания, как она описана, в целом хорошо известна, и изобретение здесь относится к расположению центрального сопла 28 относительно радиально внешних сопел 26 и 30 и к размещению второй (или первичной) камеры 36 сгорания перед первой (или главной) камерой 32 сгорания.
Более конкретно, и также со ссылкой на фиг.2 и 3, в особенности, центральное сопло 28 утоплено в направлении вверх по течению (относительно направления течения газов сгорания слева направо на разных чертежах). Другими словами, центральное сопло 28 расположено вдоль оси позади выпускных отверстий радиально внешних окружающих сопел 26. Колпак 38 камеры сгорания поддерживает выпускные концы внешних сопел, но имеет такую конфигурацию и смонтирован так, что воздух компрессора течет между колпаком и стенкой 40 корпуса (фиг.1). Выпускные концы указанных радиально внешних сопел 26 удерживаются в кольцевой пластине 44. От колпака 38 в направлении назад проходит по существу цилиндрический трубчатый элемент 42, проходящий к выпускному концу центрального сопла 28, с образованием,таким образом, первичной камеры 36 сгорания, которая открыта в главную камеру 32 сгорания у самой передней пластины 44 колпака 38. Длину камеры 36 задают так, чтобы она была достаточной для обеспечения полного сгорания СО, в то же время защищая факел пламени центрального сопла от окружающего холодного воздуха, текущего в главную камеру 32 сгорания через радиально внешние сопла 26.
Топливо подается к трубкам радиально внешних сопел (две показаны на фиг.1 под номером 46 позиции) и к трубке 48 центрального сопла через концевую крышку 30, как отмечено выше, в то время как воздух подается к радиально внешним соплам 26 через впускные отверстия 50 центробежных форсунок для предварительного смешивания (два отверстия показаны на фиг.3), обычной конфигурации, и к центральному соплу 28 через впускное отверстие центробежной форсунки предварительного смешивания, через отверстия 52 в радиальной лопасти 54.
При режимах с низкой нагрузкой, вплоть до полной скорости без нагрузки (FSNL), топливо подается только к центральному соплу 28, в то время как воздух течет через радиально внешние сопла 26. Путем ограничения факела пламени центрального сопла первичной камерой 36 сгорания этот факел защищен от холодного воздуха, поступающего через радиально внешние сопла 26 и, таким образом, не подвергается нежелательному падению температуры. В результате, при поддержании факела пламени центрального сопла при высокой температуре и при достаточном объеме топлива, подаваемого к центральному соплу 28, факел пламени центрального сопла будет сжигать имеющийся СО. Уменьшение уровней СО, в свою очередь, позволит оператору турбины еще более снизить расход топлива при уменьшении нагрузки, когда потребности в энергии низкие.
Когда нагрузка увеличивается, наступает момент, когда количество топлива, требуемое для сгорания, превышает количество, которое может быть получено от центрального сопла 28. Радиально внешние сопла 26 тогда приводят в действие и к ним подают топливо, смешивая его с воздухом, подаваемым компрессором, как описано выше. Горящие факелы пламени, связанные с внешними соплами 26, находятся за первичной камерой 36 сгорания внутри основной камеры 32 сгорания. Радиально внешние сопла 26 могут быть "зажжены" одновременно или в некоторой определенной заранее последовательности (или одновременно группами по 2 или 3, например), как это диктуется оптимизацией сгорания для конкретных задач камеры сгорания.
В любом случае, в режиме полной скорости без нагрузки (FSNL) факел пламени центрального сопла остается в первичной камере 36 сгорания, в то время как факелы пламени внешних сопел остаются в главной камере 32 сгорания, вниз по течению за первичной камерой 36 сгорания. Из-за того что трубчатый элемент 42, ограничивающий первичную камеру 36 сгорания, непосредственно находится под воздействием факела пламени центрального сопла, он должен охлаждаться любыми подходящими средствами, такими как, например, нанесение теплового барьерного покрытия, системой принудительного охлаждения, добавлением турбулизаторов или любой комбинацией вышеперечисленного.
В оптимизированном применении изобретения к конкретной модели турбины одна треть (1/3) воздуха для горения протекает через центральное сопло, и две трети (2/3) - через группу внешних сопел, с коэффициентом φ приблизительно 0,6 (φ - эквивалентное отношение, определяемое как отношение действительного отношения топливо/воздух к стехиометрическому значению). Типичные значения φ находятся в пределах от 0,50 до 0,65.
В альтернативном рабочем режиме на полной скорости при отсутствии нагрузки (FSNL) факел пламени в центральном сопле 28 может быть потушен на относительно короткое время, и затем в это сопло могут снова начать подавать топливо, так что факел снова зажигают (и поддерживают) вниз по течению за первичной камерой 36 сгорания. Путем повторного зажигания факела пламени центрального сопла в основной камере 40 сгорания и удержания его вне первичной камеры 36 сгорания температуру трубчатого элемента 42 можно сделать ниже, и зона смешивания топлива и воздуха, подаваемого к центральному соплу 28, расширяется, в результате чего получается лучшее смешивание и низкие выбросы СО. В этом альтернативном рабочем режиме FSNL может быть предпочтительным, чтобы стенка трубчатого элемента 42 сужалась внутрь в направлении вниз по течению. Более высокая скорость смеси топливо/воздух, движущейся через уменьшенное поперечное сечение, предотвратит перемещение факела пламени центрального сопла вверх по течению, обратно в первичную камеру сгорания. Заметим, что в случае, когда решено повторно зажечь пламя в первичной камере 36 сгорания, необходимо использовать свечу зажигания или другое поджигающее устройство в камере.
Еще в одном примерном, но не ограничивающем варианте, более одного сопла могут быть защищены от холодного воздуха, протекающего через окружающие или прилегающие сопла в режиме FSNL. Например, центральное сопло и одно или два других сопла внешней группы могут быть утоплены таким же способом, как описано выше в связи с центральным соплом 28. Кроме того, эти одно или два дополнительных сопла могут быть расположены в одной камере сгорания продолговатой, овальной или другой формы, т.е. форма камеры сгорания будет диктоваться числом и расположением утопленных сопел. Одно такое расположение показано на фиг.4, где центральное сопло 128 и одно сопло из окружающей группы радиально внешних сопел 126 утоплены во второй камере 136 сгорания, ограниченной продолговатым трубчатым элементом 142.
Эта разработанная многоступенчатая камера сгорания, таким образом, способна изолировать сопла, в которые подается топливо (например, центральное сопло 28), защищая факелы от чрезмерно холодного окружающего воздуха, выходящего из соседних сопел, в которые не подается топливо (например, радиально внешние сопла 26), в режимах с частичной нагрузкой или без нагрузки путем установления зоны сгорания в утопленной камере сгорания (первичной камере 36 сгорания) для полного сгорания СО в конце этой камеры.
Claims (18)
1. Камера (10) сгорания для газовой турбины, содержащая:
группу радиально внешних сопел (26), которые расположены по существу по кольцевой схеме и выпускной конец каждого из которых расположен с возможностью подачи топлива и/или воздуха в первую камеру (32) сгорания,
по меньшей мере центральное сопло (28), выпускной конец которого расположен в осевом направлении перед выпускными концами указанных радиально внешних сопел и выполнен и размещен с возможностью подачи топлива и воздуха во вторую камеру (36) сгорания, расположенную в осевом направлении перед указанной первой камерой (32) сгорания, причем вторая камера (36) сгорания открыта в первую камеру (32) сгорания и имеет длину, достаточную для поддержания факела пламени центрального сопла ограниченным указанной второй камерой (36) сгорания,
при этом выпускные концы указанных радиально внешних сопел (26) удерживаются в кольцевой пластине (44), причем указанная вторая камера сгорания ограничена трубчатым элементом (42), проходящим от указанной кольцевой пластины (44) в направлении вверх по течению.
группу радиально внешних сопел (26), которые расположены по существу по кольцевой схеме и выпускной конец каждого из которых расположен с возможностью подачи топлива и/или воздуха в первую камеру (32) сгорания,
по меньшей мере центральное сопло (28), выпускной конец которого расположен в осевом направлении перед выпускными концами указанных радиально внешних сопел и выполнен и размещен с возможностью подачи топлива и воздуха во вторую камеру (36) сгорания, расположенную в осевом направлении перед указанной первой камерой (32) сгорания, причем вторая камера (36) сгорания открыта в первую камеру (32) сгорания и имеет длину, достаточную для поддержания факела пламени центрального сопла ограниченным указанной второй камерой (36) сгорания,
при этом выпускные концы указанных радиально внешних сопел (26) удерживаются в кольцевой пластине (44), причем указанная вторая камера сгорания ограничена трубчатым элементом (42), проходящим от указанной кольцевой пластины (44) в направлении вверх по течению.
2. Камера сгорания по п.1, в которой имеются средства (30, 50) для подачи либо только воздуха, либо воздуха и топлива к указанной группе радиально внешних сопел.
3. Камера сгорания по п.2, в которой имеются средства (30) для подачи топлива и воздуха к указанному центральному соплу.
4. Камера сгорания по п.1, в которой кроме выпускного конца центрального сопла (128) выпускной конец по меньшей мере одного сопла из указанной группы радиально внешних сопел (126) расположен перед выпускными концами остальных радиально внешних сопел.
5. Камера сгорания по п.4, в которой указанное по меньшей мере одно сопло из указанной группы радиально внешних сопел (126) выполнено и расположено с возможностью подачи топлива и воздуха в указанную вторую камеру (136) сгорания.
6. Камера (10) сгорания для газовой турбины, содержащая:
группу сопел (26), которые расположены по существу по кольцевой схеме и выпускной конец каждого из которых расположен с возможностью подачи топлива и/или воздуха в первую камеру (32) сгорания,
центральное сопло (128), при этом выпускной конец центрального сопла и выпускной конец по меньшей мере одного сопла из указанной группы сопел (126) расположены в осевом направлении перед выпускными концами остальных сопел указанной группы и выполнены и размещены с возможностью подачи топлива и воздуха во вторую камеру (36) сгорания, расположенную в осевом направлении перед указанной первой камерой (32) сгорания, причем вторая камера (36) сгорания открыта в указанную первую камеру (32) сгорания и имеет длину, достаточную для поддержания факела пламени центрального сопла и факела пламени указанного по меньшей мере одного сопла из указанной группы сопел ограниченными второй камерой (36) сгорания.
группу сопел (26), которые расположены по существу по кольцевой схеме и выпускной конец каждого из которых расположен с возможностью подачи топлива и/или воздуха в первую камеру (32) сгорания,
центральное сопло (128), при этом выпускной конец центрального сопла и выпускной конец по меньшей мере одного сопла из указанной группы сопел (126) расположены в осевом направлении перед выпускными концами остальных сопел указанной группы и выполнены и размещены с возможностью подачи топлива и воздуха во вторую камеру (36) сгорания, расположенную в осевом направлении перед указанной первой камерой (32) сгорания, причем вторая камера (36) сгорания открыта в указанную первую камеру (32) сгорания и имеет длину, достаточную для поддержания факела пламени центрального сопла и факела пламени указанного по меньшей мере одного сопла из указанной группы сопел ограниченными второй камерой (36) сгорания.
7. Камера сгорания по п.6, в которой выпускные концы указанных радиально внешних сопел (126), за исключением выпускного конца указанного по меньшей мере одного сопла из указанной группы сопел, удерживаются в кольцевой пластине (44), при этом указанная вторая камера сгорания ограничена трубчатым элементом (42), проходящим от указанной кольцевой пластины в направлении вверх по течению.
8. Камера сгорания по п.6, в которой имеются средства (30, 50) для подачи либо одного только воздуха, либо воздуха и топлива к указанной группе радиально внешних сопел.
9. Камера сгорания по п.8, в которой имеются средства (30) для подачи топлива и воздуха к центральному соплу.
10. Способ эксплуатации газовой турбины, имеющей по меньшей мере одну камеру (10) сгорания по п.1 или 6, снабжаемую топливом и/или воздухом через несколько сопел (26), включающих внешнюю группу сопел, окружающих центральное сопло (28), включающий:
a) при отсутствии нагрузки или низкой нагрузке, подачу топлива и воздуха к указанному центральному соплу (28) и только воздуха к указанной внешней группе сопел (26) с обеспечением в то же время изолирования факела пламени, создаваемого указанным центральным соплом (28), от воздуха, текущего через указанную внешнюю группу сопел (26), и
b) при более высокой нагрузке, подачу топливовоздушной смеси как через указанную внешнюю группу сопел (26), так и через центральное сопло (28) с обеспечением поддержания факелов пламени, создаваемых указанной внешней группой сопел, в первой камере (32) сгорания, а факела пламени, создаваемого центральным соплом, во второй камере (36) сгорания, расположенной перед указанной первой камерой сгорания.
a) при отсутствии нагрузки или низкой нагрузке, подачу топлива и воздуха к указанному центральному соплу (28) и только воздуха к указанной внешней группе сопел (26) с обеспечением в то же время изолирования факела пламени, создаваемого указанным центральным соплом (28), от воздуха, текущего через указанную внешнюю группу сопел (26), и
b) при более высокой нагрузке, подачу топливовоздушной смеси как через указанную внешнюю группу сопел (26), так и через центральное сопло (28) с обеспечением поддержания факелов пламени, создаваемых указанной внешней группой сопел, в первой камере (32) сгорания, а факела пламени, создаваемого центральным соплом, во второй камере (36) сгорания, расположенной перед указанной первой камерой сгорания.
11. Способ по п.10, в котором дополнительно:
c) гасят факел пламени, создаваемый центральным соплом (28), и
d) повторно зажигают новый факел пламени, создаваемый указанным центральным соплом (28), причем указанный новый факел удерживают в первой камере (32) сгорания.
c) гасят факел пламени, создаваемый центральным соплом (28), и
d) повторно зажигают новый факел пламени, создаваемый указанным центральным соплом (28), причем указанный новый факел удерживают в первой камере (32) сгорания.
12. Способ по п.10, в котором указанная первая камера (32) сгорания имеет длину, достаточную для сжигания CO при низких уровнях нагрузки или при отсутствии нагрузки.
13. Способ по п.10, в котором охлаждают трубчатый элемент (42), ограничивающий вторую камеру (36) сгорания.
14. Способ по п.13, в котором указанный трубчатый элемент охлаждают принудительным охлаждением, или с использованием теплозащитного покрытия, или с использованием турбулизаторов, или любой комбинацией этих методов.
15. Способ по п.10, в котором этап (a) выполняют в отношении по меньшей мере одного дополнительного сопла в указанной внешней группе сопел.
16. Способ по п.10, в котором этап (a) выполняют при условиях полной скорости и отсутствия нагрузки.
17. Способ по п.10, в котором этап (b) выполняют при условиях полной скорости и отсутствия нагрузки.
18. Способ по п.16, в котором этап (b) выполняют при условиях полной скорости и отсутствия нагрузки.
Priority Applications (6)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010105138/06A RU2534189C2 (ru) | 2010-02-16 | 2010-02-16 | Камера сгорания для газовой турбины(варианты) и способ эксплуатации газовой турбины |
DE102011000589A DE102011000589A1 (de) | 2010-02-16 | 2011-02-09 | Axial gestufte Vormischbrennkammer |
US13/025,307 US20110197591A1 (en) | 2010-02-16 | 2011-02-11 | Axially staged premixed combustion chamber |
CH00257/11A CH702737B1 (de) | 2010-02-16 | 2011-02-14 | Brennkammer mit zwei Brennräumen. |
JP2011029253A JP5775319B2 (ja) | 2010-02-16 | 2011-02-15 | 軸方向多段予混合燃焼室 |
CN201110043127.8A CN102192508B (zh) | 2010-02-16 | 2011-02-16 | 沿轴向分级的预混合燃烧室 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010105138/06A RU2534189C2 (ru) | 2010-02-16 | 2010-02-16 | Камера сгорания для газовой турбины(варианты) и способ эксплуатации газовой турбины |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2010105138A RU2010105138A (ru) | 2011-08-27 |
RU2534189C2 true RU2534189C2 (ru) | 2014-11-27 |
Family
ID=44317404
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010105138/06A RU2534189C2 (ru) | 2010-02-16 | 2010-02-16 | Камера сгорания для газовой турбины(варианты) и способ эксплуатации газовой турбины |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US20110197591A1 (ru) |
JP (1) | JP5775319B2 (ru) |
CN (1) | CN102192508B (ru) |
CH (1) | CH702737B1 (ru) |
DE (1) | DE102011000589A1 (ru) |
RU (1) | RU2534189C2 (ru) |
Families Citing this family (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8161750B2 (en) * | 2009-01-16 | 2012-04-24 | General Electric Company | Fuel nozzle for a turbomachine |
US20130081397A1 (en) * | 2011-10-04 | 2013-04-04 | Brandon Taylor Overby | Forward casing with a circumferential sloped surface and a combustor assembly including same |
US9404655B2 (en) * | 2012-01-20 | 2016-08-02 | General Electric Company | Process of fabricating a fuel nozzle assembly |
AU2013219140B2 (en) | 2012-08-24 | 2015-10-08 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Method for mixing a dilution air in a sequential combustion system of a gas turbine |
US9765973B2 (en) | 2013-03-12 | 2017-09-19 | 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 |
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 |
US9671112B2 (en) | 2013-03-12 | 2017-06-06 | General Electric Company | Air diffuser for a head end of a combustor |
US9528444B2 (en) | 2013-03-12 | 2016-12-27 | General Electric Company | System having multi-tube fuel nozzle with floating arrangement of mixing tubes |
US9759425B2 (en) * | 2013-03-12 | 2017-09-12 | General Electric Company | System and method having multi-tube fuel nozzle with multiple fuel injectors |
US9534787B2 (en) | 2013-03-12 | 2017-01-03 | General Electric Company | Micromixing cap assembly |
EP2796789B1 (en) | 2013-04-26 | 2017-03-01 | General Electric Technology GmbH | Can combustor for a can-annular combustor arrangement in a gas turbine |
WO2019012559A1 (en) * | 2017-07-12 | 2019-01-17 | Bharat Forge Limited | ADDITIVE FABRICATION PROCESS FOR COMBUSTION CHAMBER |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2937631A1 (de) * | 1979-09-18 | 1981-04-02 | Daimler-Benz Ag, 7000 Stuttgart | Brennkammer fuer gasturbinen |
US4498288A (en) * | 1978-10-13 | 1985-02-12 | General Electric Company | Fuel injection staged sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas |
EP0488766A1 (en) * | 1990-11-30 | 1992-06-03 | Hitachi, Ltd. | Method and device for controlling combustors for gas-turbine |
US5339620A (en) * | 1991-04-18 | 1994-08-23 | Hitachi, Ltd. | Control apparatus and a control method of a gas turbine combustor |
RU2062405C1 (ru) * | 1992-10-23 | 1996-06-20 | Владимир Алексеевич Маев | Камера сгорания |
US6058710A (en) * | 1995-03-08 | 2000-05-09 | Bmw Rolls-Royce Gmbh | Axially staged annular combustion chamber of a gas turbine |
Family Cites Families (45)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3788065A (en) * | 1970-10-26 | 1974-01-29 | United Aircraft Corp | Annular combustion chamber for dissimilar fluids in swirling flow relationship |
FR2221621B1 (ru) * | 1973-03-13 | 1976-09-10 | Snecma | |
US3919840A (en) * | 1973-04-18 | 1975-11-18 | United Technologies Corp | Combustion chamber for dissimilar fluids in swirling flow relationship |
US3872664A (en) * | 1973-10-15 | 1975-03-25 | United Aircraft Corp | Swirl combustor with vortex burning and mixing |
US4058977A (en) * | 1974-12-18 | 1977-11-22 | United Technologies Corporation | Low emission combustion chamber |
US4052844A (en) * | 1975-06-02 | 1977-10-11 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation | Gas turbine combustion chambers |
US4112676A (en) * | 1977-04-05 | 1978-09-12 | Westinghouse Electric Corp. | Hybrid combustor with staged injection of pre-mixed fuel |
JPS5414028A (en) * | 1977-07-01 | 1979-02-01 | Chugai Ro Kogyo Kaisha Ltd | Low nox burner |
US4257763A (en) * | 1978-06-19 | 1981-03-24 | John Zink Company | Low NOx burner |
US4253301A (en) * | 1978-10-13 | 1981-03-03 | General Electric Company | Fuel injection staged sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas |
GB2098720B (en) * | 1979-01-12 | 1983-04-27 | Gen Electric | Stationary gas turbine combustor arrangements |
US4420929A (en) * | 1979-01-12 | 1983-12-20 | General Electric Company | Dual stage-dual mode low emission gas turbine combustion system |
US4292801A (en) * | 1979-07-11 | 1981-10-06 | General Electric Company | Dual stage-dual mode low nox combustor |
DE3276191D1 (en) * | 1981-09-28 | 1987-06-04 | Zink Co John | Method and apparatus for burning fuel in stages |
US4505666A (en) * | 1981-09-28 | 1985-03-19 | John Zink Company | Staged fuel and air for low NOx burner |
JPS61195214A (ja) * | 1985-02-22 | 1986-08-29 | Hitachi Ltd | ガスタ−ビン燃焼器の空気流量調整機構 |
US4784600A (en) * | 1986-10-08 | 1988-11-15 | Prutech Ii | Low NOx staged combustor with swirl suppression |
CH672366A5 (ru) * | 1986-12-09 | 1989-11-15 | Bbc Brown Boveri & Cie | |
JP2644745B2 (ja) * | 1987-03-06 | 1997-08-25 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン用燃焼器 |
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 |
JPH03144216A (ja) * | 1989-10-30 | 1991-06-19 | Mitsui Eng & Shipbuild Co Ltd | ガスタービン燃焼器 |
US5749219A (en) * | 1989-11-30 | 1998-05-12 | United Technologies Corporation | Combustor with first and second zones |
EP0564181B1 (en) * | 1992-03-30 | 1996-11-20 | General Electric Company | Combustor dome construction |
JP3581372B2 (ja) * | 1992-06-03 | 2004-10-27 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン燃焼器 |
US5406799A (en) * | 1992-06-12 | 1995-04-18 | United Technologies Corporation | Combustion chamber |
US5237812A (en) * | 1992-10-07 | 1993-08-24 | Westinghouse Electric Corp. | Auto-ignition system for premixed gas turbine combustors |
JPH06249442A (ja) * | 1993-02-26 | 1994-09-06 | Toshiba Corp | ガスタービン燃焼器 |
EP0626543A1 (en) * | 1993-05-24 | 1994-11-30 | Westinghouse Electric Corporation | Low emission, fixed geometry gas turbine combustor |
JP3335713B2 (ja) * | 1993-06-28 | 2002-10-21 | 株式会社東芝 | ガスタービン燃焼器 |
JP3435833B2 (ja) * | 1993-09-17 | 2003-08-11 | 株式会社日立製作所 | 燃焼器 |
US5394688A (en) * | 1993-10-27 | 1995-03-07 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine combustor swirl vane arrangement |
GB9325708D0 (en) * | 1993-12-16 | 1994-02-16 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine combustion chamber |
GB2284884B (en) * | 1993-12-16 | 1997-12-10 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine combustion chamber |
JP2950720B2 (ja) * | 1994-02-24 | 1999-09-20 | 株式会社東芝 | ガスタービン燃焼装置およびその燃焼制御方法 |
JPH07248117A (ja) * | 1994-03-10 | 1995-09-26 | Hitachi Ltd | ガスタービン予混合燃焼器の燃焼方法 |
US5491970A (en) * | 1994-06-10 | 1996-02-20 | General Electric Co. | Method for staging fuel in a turbine between diffusion and premixed operations |
US5836164A (en) * | 1995-01-30 | 1998-11-17 | Hitachi, Ltd. | Gas turbine combustor |
JP4205231B2 (ja) * | 1998-02-10 | 2009-01-07 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | バーナ |
GB9818160D0 (en) * | 1998-08-21 | 1998-10-14 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber |
US6598383B1 (en) * | 1999-12-08 | 2003-07-29 | General Electric Co. | Fuel system configuration and method for staging fuel for gas turbines utilizing both gaseous and liquid fuels |
US7284378B2 (en) * | 2004-06-04 | 2007-10-23 | General Electric Company | Methods and apparatus for low emission gas turbine energy generation |
US7185494B2 (en) * | 2004-04-12 | 2007-03-06 | General Electric Company | Reduced center burner in multi-burner combustor and method for operating the combustor |
US7631499B2 (en) * | 2006-08-03 | 2009-12-15 | Siemens Energy, Inc. | Axially staged combustion system for a gas turbine engine |
US7827797B2 (en) * | 2006-09-05 | 2010-11-09 | General Electric Company | Injection assembly for a combustor |
US7578130B1 (en) * | 2008-05-20 | 2009-08-25 | General Electric Company | Methods and systems for combustion dynamics reduction |
-
2010
- 2010-02-16 RU RU2010105138/06A patent/RU2534189C2/ru not_active IP Right Cessation
-
2011
- 2011-02-09 DE DE102011000589A patent/DE102011000589A1/de not_active Withdrawn
- 2011-02-11 US US13/025,307 patent/US20110197591A1/en not_active Abandoned
- 2011-02-14 CH CH00257/11A patent/CH702737B1/de not_active IP Right Cessation
- 2011-02-15 JP JP2011029253A patent/JP5775319B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2011-02-16 CN CN201110043127.8A patent/CN102192508B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4498288A (en) * | 1978-10-13 | 1985-02-12 | General Electric Company | Fuel injection staged sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas |
DE2937631A1 (de) * | 1979-09-18 | 1981-04-02 | Daimler-Benz Ag, 7000 Stuttgart | Brennkammer fuer gasturbinen |
EP0488766A1 (en) * | 1990-11-30 | 1992-06-03 | Hitachi, Ltd. | Method and device for controlling combustors for gas-turbine |
US5339620A (en) * | 1991-04-18 | 1994-08-23 | Hitachi, Ltd. | Control apparatus and a control method of a gas turbine combustor |
RU2062405C1 (ru) * | 1992-10-23 | 1996-06-20 | Владимир Алексеевич Маев | Камера сгорания |
US6058710A (en) * | 1995-03-08 | 2000-05-09 | Bmw Rolls-Royce Gmbh | Axially staged annular combustion chamber of a gas turbine |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
0. * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CH702737A2 (de) | 2011-08-31 |
JP5775319B2 (ja) | 2015-09-09 |
JP2011169575A (ja) | 2011-09-01 |
CN102192508B (zh) | 2015-11-25 |
RU2010105138A (ru) | 2011-08-27 |
DE102011000589A1 (de) | 2011-08-18 |
CN102192508A (zh) | 2011-09-21 |
US20110197591A1 (en) | 2011-08-18 |
CH702737B1 (de) | 2016-02-15 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2534189C2 (ru) | Камера сгорания для газовой турбины(варианты) и способ эксплуатации газовой турбины | |
JP5400936B2 (ja) | ガスタービンエンジン内で燃料を燃焼させるための方法及び装置 | |
US8959921B2 (en) | Flame tolerant secondary fuel nozzle | |
US6374615B1 (en) | Low cost, low emissions natural gas combustor | |
US8464537B2 (en) | Fuel nozzle for combustor | |
US7185494B2 (en) | Reduced center burner in multi-burner combustor and method for operating the combustor | |
US8113000B2 (en) | Flashback resistant pre-mixer assembly | |
US6983605B1 (en) | Methods and apparatus for reducing gas turbine engine emissions | |
RU2632073C2 (ru) | Узел впрыска топлива и установка, содержащая узел впрыска топлива | |
US8677760B2 (en) | Fuel nozzle with integrated passages and method of operation | |
JP2006112776A (ja) | 低コスト二元燃料燃焼器及び関連する方法 | |
US20140182294A1 (en) | Gas turbine combustor | |
CN104662368A (zh) | 具有沿径向分级的经预混合母火以改进可操作性的燃烧器 | |
JP2009192214A (ja) | ガスタービンエンジン用の燃料ノズル及びその製造方法 | |
EP0488556B1 (en) | Premixed secondary fuel nozzle with integral swirler | |
US9500369B2 (en) | Fuel nozzle and method for operating a combustor | |
JP2010181142A (ja) | ガスタービンエンジン内で使用するための燃焼器アセンブリおよび燃焼器アセンブリを組み立てる方法 | |
JP5821553B2 (ja) | RQL方式の低NOx燃焼器 | |
KR101041466B1 (ko) | 다수 연료혼합장치가 구비된 가스터빈 저공해 연소기 | |
JP3894681B2 (ja) | バーナ装置 | |
JPH08178291A (ja) | ガスタービン燃焼器 | |
JP2004053209A (ja) | ガスタービン燃焼器 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160217 |