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ITMI991204A1 - Iniettore di combustibile liquido per bruciatori in turbine a gas - Google Patents

Iniettore di combustibile liquido per bruciatori in turbine a gas Download PDF

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ITMI991204A1
ITMI991204A1 IT1999MI001204A ITMI991204A ITMI991204A1 IT MI991204 A1 ITMI991204 A1 IT MI991204A1 IT 1999MI001204 A IT1999MI001204 A IT 1999MI001204A IT MI991204 A ITMI991204 A IT MI991204A IT MI991204 A1 ITMI991204 A1 IT MI991204A1
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IT
Italy
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aforementioned
injector
holes
liquid fuel
pressurized air
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IT1999MI001204A
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English (en)
Inventor
Anthony Dean
Luciano Mei
Alessio Miliani
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Nuovo Pignone Spa
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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Description

La presente invenzione ha come oggetto un iniettore di combustibile liquido per bruciatori in turbine a gas.
Com'è noto, le turbine a gas sono macchine costituite da un compressore e da una turbina ad uno più stadi, dove tali componenti sono tra loro collegati da un albero rotante e dove tra il compressore e la turbina è prevista una camera di combustione.
Al compressore viene alimentata aria proveniente dall'ambiente esterno per portarla in pressione.
L'aria in pressione passa attraverso una serie di camere di pre-miscelamento, terminanti con un ugello od con una porzione convergente, in ognuna delle quali un iniettore alimenta del combustibile che si miscela all'aria per formare una miscela aria - combustibile da bruciare.
All'interno della camera di combustione viene immesso il combustibile necessario a produrre la combustione, la quale è finalizzata a provocare un aumento di temperatura e di entalpia del gas.
Successivamente, il gas ad alta temperatura ed alta pressione raggiunge, attraverso opportuni condotti, la turbina la quale trasforma l'entalpia del gas in energia meccanica disponibile ad un utilizzatore .
Tra il compressore e la camera di combustione è prevista ..una serie di gruppi bruciatori, tra le cui funzioni vi è quella di alimentare il combustibile liquido, proveniente da un serbatoio remoto, nella camera di combustione.
I gruppi bruciatori noti prevedono una struttura complessa, all'interno della quale è presente un iniettore, contenuto all'interno di un corpo convergente, che nel linguaggio tecnico è denominato generalmente "shroud".
A sua volta l'iniettore, che naturalmente è connesso ad un condotto di alimentazione del combustibile liquido, presenta generalmente un corpo dotato di una porzione cilindrica e di una porzione terminale appuntita.
Gli iniettori di combustibile liquido per bruciatori in turbine a gas noti presentano un canale che serve a permettere il passaggio del combustibile e sono dotati di canali per l'afflusso di aria in pressione dal compressore della turbina.
Sia il canale per il combustibile che i canali per l'aria in pressione terminano con fori di uscita opportuni, dove l'aria uscente dall'iniettore viene impiegata per vaporizzare il combustibile per migliorare le caratteristiche della combustione.
Inoltre al corpo convergente è associato un elemento, v .generalmente denominato nella tecnica "swirler", che serve per intercettare il flusso di aria proveniente dal compressore e che è dotato di una conformazione complessa, costituita da due insiemi di palette, orientate in senso, opposto, finalizzata a produrre un flusso turbolento dell'aria in pressione proveniente dal compressore che consenta una opportuna miscelazione dell'aria stessa con il combustibile liquido iniettato dall'iniettore nella camera di pre-miscelamento.
Problemi particolarmente sentiti nel campo tecnico dei bruciatori comprendono l'esigenza di ottenere una ottimale atomizzazione del combustibile liquido, nonché un miscelamento adatto a seconda delle differenti caratteristiche dei combustibili impiegati.
Inoltre, si desidera evitare l'indesiderato ritorno della fiamma verso il bruciatore che porti ad uno spegnimento della macchina.
Si desidera infine ottenere ottimali condizioni di turbolenza dei fluidi interessati nella zona di pre-miscelamento, nonché ridurre l'emissione di sottoprodotti della combustione, particolarmente inquinanti quali ad esempio gli ossidi di azoto.
Scopo della presente invenzione è, pertanto, quello di.realizzare un iniettore di combustibile liquido per bruciatori in turbine a gas che presenti una struttura estremamente semplice, compatta, pur mantenendo in tal modo ottimali caratteristiche fluidodinamiche .
Altro scopo dell'invenzione è quello di realizzare un iniettore di combustibile liquido per bruciatori in turbine a gas che consenta una ottimale affidabilità di impiego della macchina.
Altro scopo dell'invenzione è quello di realizzare un iniettore di combustibile liquido per bruciatori in turbine a gas che sia realizzabile a basso costo e sia costituito da un ridotto numero di pezzi componenti.
Questi ed altri scopi sono raggiunti da un iniettore di combustibile liquido per bruciatori in turbine a gas, del tipo impiegato all'interno di bruciatori dotati di una camera di pre-miscelamento e di un elemento per creare turbolenza nel flusso di aria in pressione proveniente dal compressore della suddetta turbina a gas, il suddetto iniettore comprendente un corpo, terminante con una punta, ed essendo dotato di almeno un canale per il passaggio del combustibile e di canali per l'afflusso di aria in pressione dal compressore della suddetta turbina, dove il suddetto canale per il combustibile ed i suddetti canali per l'aria in pressione terminano con rispettivi fori di uscita, caratterizzato dal fatto che la punta del suddetto iniettore termina in corrispondenza della parte mediana della porzione convergente della suddetta camera di pre-miscelamento.
Secondo una realizzazione preferita dalla presente invenzione, i fori per la fuoriuscita laterale dell'aria in pressione, sono collocati a valle rispetto ai fori dai quali fuoriesce il combustibile liquido.
Inoltre, il centro di ciascuno dei fori per la fuoriuscita laterale dell'aria in pressione è collocato, rispetto al corrispondente foro per la fuoriuscita del combustibile liquido, su una linea parallela all'asse dell'iniettore.
Secondo una realizzazione preferita dalla presente invenzione, i fori per la fuoriuscita laterale dell'aria in pressione ed i fori per la fuoriuscita del combustibile liquido sono collocati a valle rispetto all'elemento per la turbolenza, ed in posizione nettamente staccata da esso.
Secondo un'altra realizzazione preferita dalla presente invenzione, il corpo dell'iniettore presenta una pluralità di canali di entrata, per permettere l'ingresso dell'aria compressa dal suddetto compressore .
Secondo un'ulteriore realizzazione preferita dalla presente invenzione, l'iniettore presenta, internamente alla propria punta, un -canale che è in comunicazione con i canali di passaggio dell'aria in pressione e che è terminante con un foro, dal quale fuoriesce frontalmente l'aria in pressione.
Inoltre, l'iniettore dalla presente invenzione è dotato di un condotto, esterno a quello di adduzione del combustibile liquido, ed avente funzione di isolante termico. I due tubi sono tenuti equidistanziati tramite opportuna molla.
Ulteriori caratteristiche dell'invenzione sono definite nelle rivendicazione allegate alla presente domanda di brevetto.
Ulteriori scopi e vantaggi della presente invenzione risulteranno chiari dall'esame della descrizione che segue e dei disegni annessi, che sono forniti a puro titolo di esempio esplicativo e non limitativo, e nei quali:
la figura 1 rappresenta una vista, parzialmente in sezione, di un bruciatore per turbine a gas, dotato di un iniettore secondo la presente invenzione; la figura 2 rappresenta una vista, parzialmente in sezione, di un iniettore per turbine a gas, secondo la presente invenzione;
la figura 3 rappresenta una vista dell'iniettore delle figure 1 e 2, presa in sezione secondo un piano perpendicolare all'asse dell'iniettore; e la figura 4 rappresenta una vista laterale di un particolare dell'iniettore per turbine a gas, secondo la presente invenzione.
Con particolare riferimento alle figure menzionate, l'iniettore di combustibile liquido per bruciatori in turbine a gas, secondo la presente invenzione, è indicato globalmente con il riferimento numerico 10.
Più in particolare, come visibile in figura 1, l'iniettore 10 di combustibile liquido per bruciatori in turbine a gas, secondo la presente invenzione, è del tipo impiegato all'interno di bruciatori dotati di una camera di pre-miscelamento 62 e di un elemento 13, generalmente denominato "swirler", che viene utilizzato al fine di creare opportune turbolenze nel flusso di aria in pressione, proveniente dal compressore della turbina a gas.
La camera di pre-miscelamento 62 presenta un primo tratto 60, sostanzialmente cilindrico, ed una porzione finale convergente 61, denominata nella tecnica "shroud".
In figura 1 è anche visibile la linea 63 di separazione tra il tratto cilindrico 60 e la porzione finale convergente 61.
L'iniettore 10 è connesso ad un tubo 14 attraverso il quale viene alimentato il combustibile liquido, mentre alla camera di pre-miscelamento 62 sono ulteriormente associati un condotto gas primario 70 ed un condotto 71, appartenente al circuito pilota della fiamma.
L'iniettore 10 comprende un corpo 11 che termina con una punta 12, ed è dotato di un canale 25 per il passaggio del combustibile proveniente dal tubo 21.
Il canale 25 per il combustibile liquido prosegue all'interno dì una struttura 26, meglio descritta nel seguito, ed è in comunicazione con fori di uscita 22 e 23 per il combustibile.
Come si nota in figura 1, l'iniettore 10 è inserito centralmente rispetto allo swirler 13, per un tratto che corrisponde ad una parte della lunghezza del corpo 11.
Inoltre, la punta 12 dell'iniettore 10 termina in corrispondenza della parte mediana della porzione convergente 61 della camera di pre-miscelamento 62, lasciando un notevole spazio libero prima dell'uscita 64 della porzione convergente 61.
Passando all'esame della struttura interna dell'iniettore 10, visibile in sezione in figura 2, si nota che esso è ulteriormente dotato di canali, indicati con i riferimenti numerici 48 e 58, i quali consentono l'afflusso di aria in pressione proveniente dal compressore (non rappresentato) della turbina a gas.
I canali 48 e 58 sono in comunicazione con fori di uscita 20 e 21 per l'aria in pressione.
Passando all'esame della disposizione dei fori 20, 21, 22 e 23, si osserva che, i fori 20 e 21 per la fuoriuscita laterale dell'aria in pressione sono collocati a valle rispetto ai fori 22 e 23, dai quali fuoriesce il combustibile<' >liquido.
Preferibilmente, il centro di ciascuno di tali fori 20 e 21 per la fuoriuscita laterale dell'aria in pressione è collocato, rispetto al corrispondente foro 22 e 23 per la fuoriuscita del combustibile liquido, su una linea parallela all'asse del suddetto iniettore 10.
Una importante caratteristica dell'iniettore dell'invenzione è data dal fatto che i fori 20 e 21 per la fuoriuscita laterale dell'aria in pressione ed i fori 22 e 23 per la fuoriuscita del combustibile liquido vsono collocati a valle rispetto allo swirler 13, ed in posizione nettamente staccata da esso.
In figura 4 è inoltre visibile, in dettaglio, il fatto che i fori 20, 21 per la fuoriuscita laterale dell'aria in pressione ed i fori 22 e 23 per la fuoriuscita del combustibile liquido, sono collocati all'interno del tratto cilindrico 60 della camera di pre-miscelamento 62 del bruciatore.
In particolare, sia i fori 20 e 21 per la fuoriuscita laterale dell'aria in pressione, sia i fori 22 e 23 per la fuoriuscita del combustibile liquido, presentano il proprio asse orientato radialmente rispetto al corpo 11 dell'iniettore 10.
Più in particolare, sia i fori 20 e 21 per la fuoriuscita laterale dell'aria in pressione, sia i fori 22 e 23 per la fuoriuscita del combustibile liquido, presentano sezione ovale.
Inoltre, i fori 22 e 23 sono preferibilmente più piccoli dei fori 20 e 21.
Come precedentemente anticipato, il corpo 11 dell'iniettore 10 presenta un foro centrale, all'interno del quale è inserito il tubo 14 per l'alimentazione del combustibile liquido.
Il corpo 11 dell'iniettore 10 presenta, inoltre, come visibile in figura 3, una pluralità di canali di entrata 18, 28, 38 per permettere l'ingresso dell'aria compressa dal compressore.
Incidentalmente si osserva che, nella realizzazione della presente invenzione illustrata a titolo esemplificativo e non limitativo, i canali 18, 28 e 38, per l'ingresso di aria in pressione sono tre.
L'iniettore 10 presenta anche, internamente alla punta 12, un canale 19, in comunicazione con i canali 48 e 58, il quale termina con un foro 17, dal quale fuoriesce frontalmente l'aria in pressione.
Internamente alla punta 12, ed in comunicazione con il canale 19, è presente anche una intercapedine d'aria 40.
Il tubo 14 per l'alimentazione del combustibile liquido presenta un'intercapedine di isolamento 16 che è ricavata circondando con un molla 15 un condotto interno 20 che definisce il canale 25 per il combustibile liquido.
Internamente all'iniettore 10 è presente la precitata struttura forata 26, la cui funzione è quella di connettere la porzione terminale del tubo 14 per l'alimentazione del combustibile liquido, in modo da creare un unico canale 25 per il passaggio del combustibile liquido.
Inoltre la struttura forata 26 è in comunicazione con i fori 22 e 23, dai quali fuoriesce il combustibile liquido.
Il funzionamento dell'iniettore 10 di combustibile liquido per bruciatori in turbine a gas, secondo la presente invenzione, è brevemente illustrato nel seguito .
Il combustibile liquido viene alimentato, a partire da un serbatoio remoto, tramite il tubo 14, all'iniettore 10, in modo tale da alimentare la fiamma principale del bruciatore.
Contemporaneamente, l'aria in pressione proveniente dal compressore viene immessa a monte dell'iniettore 10 e entra in contatto con lo swirler 13, in modo tale che si venga a creare una turbolenza nel flusso di aria in pressione, che permetta, a valle dell'iniettore 10, di stabilizzare la fiamma.
Il combustibile liquido percorre il canale 25 e fuoriesce dai fori 22 e 23, disposti radialmente sul corpo 11 dell'iniettore 10.
Contemporaneamente l'aria proveniente dal compressore percorre i canali 48 e 58 e fuoriesce dai fori di uscita 20 e 21.
Grazie al fatto che fori 20 e 21 per la fuoriuscita laterale dell'aria in pressione sono collocati a valle rispetto ai fori 22 e 23, dai quali fuoriesce il combustibile liquido, si viene a creare una pellicola di aria sulla punta 12 dell'iniettore 10, evitando in tal modo che il combustibile liquido si depositi sull'iniettore stesso.
Tale effetto è incrementato dal fatto che il centro dei fori 20 e 21 per l'aria in pressione è collocato, rispetto ai corrispondenti fori 22 e 23 per la fuoriuscita del combustibile liquido, su linee parallele all'asse del iniettore 10.
Inoltre l'aria in pressione segue anche, nel proprio percorso all'interno dell'iniettore 10, il canale 19, a sua volta in comunicazione con i canali 48 e 58, in modo tale da fuoriuscire frontalmente dal foro 17.
Tale effetto permette di controllare opportunamente la temperatura della punta dell'iniettore 10.
Si noti, inoltre, che la punta 12 dell'iniettore 10 termina in corrispondenza della parte mediana della porzione convergente 61 della camera di premiscelamento 62.
Tale caratteristica, in cooperazione con la forma convergente della porzione 61, permette ottimali proprietà della fiamma.
Inoltre, il fatto che i fori 20 e 21 per la fuoriuscita laterale dell'aria in pressione ed i fori 22 e 23 per la fuoriuscita del combustibile liquido sono collocati in posizione nettamente staccata rispetto allo swirler 13, permette di ottenere una ideale miscelamento del combustibile.
Dalla descrizione effettuata risultano chiare le caratteristiche dell'iniettore di combustibile liquido per bruciatori in turbine a gas che è oggetto della presente invenzione, così come chiari ne risultano i vantaggi.
E' chiaro infine che numerose varianti possono essere apportate all'iniettore di combustibile liquido per bruciatori in turbine a gas, oggetto della presente invenzione, senza per questo uscire dai princìpi di novità ìnsiti nell'idea inventiva, così come è chiaro che, nella pratica attuazione dell'invenzione, i materiali, le forme e le dimensioni dei dettagli illustrati potranno essere qualsiasi a seconda delle esigenze e gli stessi potranno essere sostituiti con altri tecnicamente equivalenti.

Claims (16)

  1. RIVENDICAZIONI 1. Iniettore di combustibile liquido per bruciatori in turbine a gas, del tipo impiegato all'interno di bruciatori dotati di una camera di premiscelamento (62) e di un elemento (13) per creare turbolenza nel flusso di aria in pressione proveniente dal compressore della suddetta turbina a gas, il suddetto iniettore (10) comprendente un corpo (11), terminante con una punta (12), ed essendo dotato di almeno un canale (25) per il passaggio del combustibile e di canali (48, 58) per l'afflusso di aria in pressione dal compressore della suddetta turbina, dove il suddetto canale (25) per il combustibile ed i suddetti canali (48, 58) per l'aria in pressione terminano con rispettivi fori di uscita (20, 21, 22, 23), caratterizzato dal fatto che la punta (12) del suddetto iniettore (10) termina in corrispondenza della parte mediana della porzione convergente (61) della suddetta camera di pre-miscelamento (62).
  2. 2. Iniettore di combustibile, come alla rivendicazione 1, caratterizzato dal fatto che i suddetti fori (20, 21), per la fuoriuscita laterale dell'aria in pressione, sono collocati a valle rispetto ai fori (22, 23) dai quali fuoriesce il combustibile liquido.
  3. 3. Iniettore di combustibile, come alla rivendicazione 2, caratterizzato dal fatto che ognuno dei fori per la fuoriuscita laterale dell'aria in pressione (20, 21) è allineato con il corrispondente foro (22, 23) per la fuoriuscita del combustibile liquido.
  4. 4. Iniettore di combustibile, come alla rivendicazione 3, caratterizzato dal fatto che i suddetti fori<' >(2Q, 21) per la fuoriuscita laterale dell'aria in pressione ed i suddetti fori (22, 23) per la fuoriuscita del combustibile liquido sono collocati a valle rispetto al suddetto elemento (13) per la turbolenza, ed in posizione nettamente staccata da esso.
  5. 5. Iniettore di combustibile, come alla rivendicazione 4, caratterizzato dal fatto che i suddetti fori (20, 21) per la fuoriuscita laterale dell'aria in pressione ed i suddetti fori (22, 23) per la fuoriuscita del combustibile liquido, sono collocati all'interno del tratto cilindrico (60) della suddetta camera di pre-miscelamento (62).
  6. 6. Iniettore di combustibile, come alla rivendicazione 4 o 5, caratterizzato dal fatto che, sia i suddetti fori (20, 21) per la fuoriuscita laterale dell'aria in pressione, sia i suddetti fori (22, 23) per la fuoriuscita del combustibile liquido, presentano il proprio asse orientato radialmente rispetto al corpo (11) del suddetto iniettore (10).
  7. 7. Iniettore di combustibile, come alla rivendicazione 6, caratterizzato dal fatto che i suddetti fori (20, 21) per la fuoriuscita laterale dell'aria in pressione sono nettamente più grandi dei corrispondenti fori (22, 23) per la fuoriuscita del combustibile liquido.
  8. 8. iniettore di combustibile, come alla rivendicazione 6 o 7, caratterizzato dal fatto che, sia i suddetti fori (20, 21) per la fuoriuscita laterale dell'aria in pressione, sia i suddetti fori (22, 23) per la fuoriuscita del combustibile liquido, presentano sezione ovale.
  9. 9. Iniettore di combustibile, come alla rivendicazione 1, caratterizzato dal fatto che il corpo (11) dell'iniettore (10) presenta un foro centrale, all'interno del quale è inserito un tubo (14) per l'alimentazione del combustibile liquido.
  10. 10. Iniettore di combustibile, come alla rivendicazione 9, caratterizzato dal fatto che il corpo (11) dell'iniettore (10) presenta una pluralità di canali di entrata (18, 28, 38) per permettere l'ingresso dell'aria compressa dal suddetto compressore.
  11. 11. Iniettore di combustibile, come alla rivendicazione 10, caratterizzato dal fatto di presentare, internamente alla punta (12), un canale (19), dove il suddetto canale (19) è in comunicazione con i canali (48, 58) ed è terminante con un foro (17), dal quale fuoriesce frontalmente l'aria in pressione.
  12. 12. Iniettore di combustibile, come alla rivendicazione 11, caratterizzato dal fatto di presentare, internanjente alla punta (12), ed in comunicazione con il suddetto canale (19), una intercapedine d'aria (40).
  13. 13. Iniettore di combustibile, come alla rivendicazione 12, caratterizzato dal fatto di presentare un condotto (20), che definisce il suddetto canale (25) per il combustibile liquido, interno al suddetto tubo (14) di alimentazione, dove il suddetto condotto (20) è circondato da una molla (15) per definire un'intercapedine di isolamento (16).
  14. 14. Iniettore di combustibile, come alla rivendicazione 13, caratterizzato dal fatto che, internamente all'iniettore (10) è presente una struttura forata (26) per connettere la porzione terminale del suddetto tubo (14) per l'alimentazione del combustibile liquido, in modo da creare un unico canale (25) per il passaggio del combustibile liquido.
  15. 15. Iniettore di combustibile, come alla rivendicazione 14, caratterizzato dal fatto che la suddetta struttura forata (25) è in comunicazione con i suddetti fori (22, 23) dai quali fuoriesce il combustibile liquido.
  16. 16. Iniettore di combustibile liquido per bruciatori in turbine a gas, come sostanzialmente descritto ed illustrato nei disegni allegati.
IT1999MI001204A 1999-05-31 1999-05-31 Iniettore di combustibile liquido per bruciatori in turbine a gas ITMI991204A1 (it)

Priority Applications (12)

Application Number Priority Date Filing Date Title
IT1999MI001204A ITMI991204A1 (it) 1999-05-31 1999-05-31 Iniettore di combustibile liquido per bruciatori in turbine a gas
US09/579,510 US6334309B1 (en) 1999-05-31 2000-05-26 Liquid fuel injector for burners in gas turbines
DZ000096A DZ3084A1 (fr) 1999-05-31 2000-05-29 Injecteur de carburant liquide pour bruleurs dans les turbines à gaz.
RU2000113796/06A RU2224953C2 (ru) 1999-05-31 2000-05-30 Инжектор для жидкого топлива, предназначенный для горелок в газовых турбинах
NO20002764A NO330494B1 (no) 1999-05-31 2000-05-30 Vaeskebrennstoffinjektor for brennere i gassturbiner
DE60037850T DE60037850T2 (de) 1999-05-31 2000-05-31 Flüssigbrennstoffeinspritzdüse für Gasturbinenbrenner
EP00304601A EP1058063B1 (en) 1999-05-31 2000-05-31 Liquid fuel injector for burners in gas turbines
EG20000712A EG22570A (en) 1999-05-31 2000-05-31 Liquid fuel injector for burners in gas turbines
ES00304601T ES2300247T3 (es) 1999-05-31 2000-05-31 Inyector de combustible liquido para quemadores de turbinas de gas.
ARP000102684A AR024165A1 (es) 1999-05-31 2000-05-31 Inyector de combustible liquido para quemadores en turbinas de gas
MXPA00005371A MXPA00005371A (es) 1999-05-31 2000-05-31 Inyector de combustible liquido para quemadores en turbinas de gas.
BR0002534-8A BR0002534A (pt) 1999-05-31 2000-05-31 Injetor de combustìvel lìquido para queimadores em turbinas a gás

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
IT1999MI001204A ITMI991204A1 (it) 1999-05-31 1999-05-31 Iniettore di combustibile liquido per bruciatori in turbine a gas

Publications (2)

Publication Number Publication Date
ITMI991204A0 ITMI991204A0 (it) 1999-05-31
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Families Citing this family (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10160997A1 (de) * 2001-12-12 2003-07-03 Rolls Royce Deutschland Magervormischbrenner für eine Gasturbine sowie Verfahren zum Betrieb eines Magervormischbrenners
US6968692B2 (en) * 2002-04-26 2005-11-29 Rolls-Royce Corporation Fuel premixing module for gas turbine engine combustor
DE10219354A1 (de) * 2002-04-30 2003-11-13 Rolls Royce Deutschland Gasturbinenbrennkammer mit gezielter Kraftstoffeinbringung zur Verbesserung der Homogenität des Kraftstoff-Luft-Gemisches
US7007486B2 (en) * 2003-03-26 2006-03-07 The Boeing Company Apparatus and method for selecting a flow mixture
US7127899B2 (en) * 2004-02-26 2006-10-31 United Technologies Corporation Non-swirl dry low NOx (DLN) combustor
EP1943464A1 (de) * 2005-11-04 2008-07-16 ALSTOM Technology Ltd Brennstofflanze
EP2023041A1 (de) * 2007-07-27 2009-02-11 Siemens Aktiengesellschaft Vormischbrenner und Verfahren zum Betrieb eines Vormischbrenners
DE102007043626A1 (de) 2007-09-13 2009-03-19 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenmagerbrenner mit Kraftstoffdüse mit kontrollierter Kraftstoffinhomogenität
US8567199B2 (en) * 2008-10-14 2013-10-29 General Electric Company Method and apparatus of introducing diluent flow into a combustor
US9121609B2 (en) 2008-10-14 2015-09-01 General Electric Company Method and apparatus for introducing diluent flow into a combustor
US20100089022A1 (en) * 2008-10-14 2010-04-15 General Electric Company Method and apparatus of fuel nozzle diluent introduction
US20100089020A1 (en) * 2008-10-14 2010-04-15 General Electric Company Metering of diluent flow in combustor
EP2253888B1 (en) * 2009-05-14 2013-10-16 Alstom Technology Ltd Burner of a gas turbine having a vortex generator with fuel lance
US9010119B2 (en) * 2010-11-03 2015-04-21 General Electric Company Premixing nozzle
US20130232978A1 (en) * 2012-03-12 2013-09-12 Zhongtao Dai Fuel air premixer for gas turbine engine
EP2743588A1 (en) 2012-12-11 2014-06-18 Siemens Aktiengesellschaft Recessed fuel injector positioning
US9528444B2 (en) 2013-03-12 2016-12-27 General Electric Company System having multi-tube fuel nozzle with floating arrangement of mixing tubes
US9671112B2 (en) 2013-03-12 2017-06-06 General Electric Company Air diffuser for a head end of a combustor
US9650959B2 (en) 2013-03-12 2017-05-16 General Electric Company Fuel-air mixing system with mixing chambers of various lengths for gas turbine system
US9759425B2 (en) * 2013-03-12 2017-09-12 General Electric Company System and method having multi-tube fuel nozzle with multiple fuel injectors
US9765973B2 (en) 2013-03-12 2017-09-19 General Electric Company System and method for tube level air flow conditioning
US9534787B2 (en) 2013-03-12 2017-01-03 General Electric Company Micromixing cap assembly
US9651259B2 (en) 2013-03-12 2017-05-16 General Electric Company Multi-injector micromixing system
JP6191918B2 (ja) * 2014-03-20 2017-09-06 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ノズル、バーナ、燃焼器、ガスタービン、ガスタービンシステム
US10288291B2 (en) * 2014-08-15 2019-05-14 General Electric Company Air-shielded fuel injection assembly to facilitate reduced NOx emissions in a combustor system
KR101657535B1 (ko) * 2015-05-21 2016-09-19 두산중공업 주식회사 버닝 저감 연료공급노즐.
DE102017223113A1 (de) * 2017-12-18 2019-06-19 Sms Group Gmbh Brenner
KR102119879B1 (ko) * 2018-03-07 2020-06-08 두산중공업 주식회사 파일럿 연료 분사 장치, 이를 구비한 연료 노즐 및 가스 터빈
WO2019194817A1 (en) * 2018-04-06 2019-10-10 General Electric Company Premixer for low emissions gas turbine combustor

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4198815A (en) 1975-12-24 1980-04-22 General Electric Company Central injection fuel carburetor
US5461865A (en) 1994-02-24 1995-10-31 United Technologies Corporation Tangential entry fuel nozzle
US5822992A (en) 1995-10-19 1998-10-20 General Electric Company Low emissions combustor premixer
US5778676A (en) 1996-01-02 1998-07-14 General Electric Company Dual fuel mixer for gas turbine combustor
DE19803879C1 (de) * 1998-01-31 1999-08-26 Mtu Muenchen Gmbh Zweistoffbrenner

Also Published As

Publication number Publication date
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ITMI991204A0 (it) 1999-05-31
BR0002534A (pt) 2001-05-22
RU2224953C2 (ru) 2004-02-27

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