F - Mech Eng,Light,Heat,Weapons – 23 – R
Patent
F - Mech Eng,Light,Heat,Weapons
23
R
F23R 3/58 (2006.01) F23R 3/02 (2006.01) F23R 3/06 (2006.01) F23R 3/20 (2006.01) F23R 3/28 (2006.01) F23R 3/42 (2006.01) F23R 3/52 (2006.01)
Patent
CA 2667047
[PROBLEMS] To provide a gas turbine combustor capable of performing stable heavy-load combustion in a small combustion chamber, a high combustion efficiency, and low CO and NOx concentrations. [MEANS FOR SOLVING THE PROBLEMS] This gas turbine combustor comprises an inner liner (12) and an outer liner (14) which are coaxial with each other and formed cylindrically and an end liner (16) closing the end on the upstream side. A hollow cylindrical combustion chamber (18) is formed therein. The gas turbine combustor further comprises a swirl airflow forming device (22) into which combustion air (7a) is introduced from the outside near the end liner of the combustion chamber (18) to form a swirl airflow, a fuel injection device (24) for injecting a fuel (8) in the swirl direction to form a premixed swirl flow, and an ignition device (26) for forming a tubular flame surface (11) by ignition. The combustion chamber (18) comprises a primary combustion chamber (18a) formed on the end liner side and a second combustion chamber (18b) positioned on the downstream side of the primary combustion chamber. A ring-like restrictor (19) for reducing the outer diameter of the primary combustion chamber is installed between the primary and secondary combustion chambers. A diluting air hole (30) for supplying diluting air along the flow of combustion gas leaving the restrictor is formed in the inner liner (12) on the downstream side of the restrictor (30).
Le problème à résoudre dans le cadre de la présente invention est de fournir une chambre de combustion de turbine à gaz pouvant effectuer une combustion stable de charge lourde dans une petite chambre de combustion, tout en assurant une efficacité de combustion élevée et des concentrations faibles en CO et NOx. La solution proposée consiste en une chambre de combustion de turbine à gaz comprenant une chemise interne (12) et une chemise externe (14) coaxiales l'une par rapport à l'autre et de forme cylindrique, ainsi qu'une chemise d'extrémité (16) fermant l'extrémité sur le côté amont. Une chambre de combustion cylindrique creuse (18) est formée dans celle-ci. La chambre de combustion de turbine à gaz comprend en outre un dispositif produisant un courant d'air tourbillonnant (22) dans lequel de l'air de combustion (7a) est introduit depuis l'extérieur à proximité de la chemise d'extrémité de la chambre de combustion (18) en vue de former un courant d'air tourbillonnant, un dispositif d'injection de carburant (24) pour injecter un carburant (8) dans la direction du tourbillon en vue de former un courant tourbillonnant pré-mélangé et un dispositif d'allumage (26) pour former une surface de flamme tubulaire (11) par allumage. La chambre de combustion (18) comprend une chambre de combustion primaire (18a) formée du côté de la chemise d'extrémité et une chambre de combustion secondaire (18b) positionnée du côté aval de la chambre de combustion primaire. Un étrangleur de type bague (19) destiné à réduire le diamètre externe de la chambre de combustion primaire est installé entre la chambre de combustion primaire et la chambre de combustion secondaire. Un évent de dilution (30) destiné à alimenter en air de dilution l'écoulement de gaz de combustion quittant l'étrangleur est formé dans la chemise interne (12) du côté aval de l'étrangleur (30).
Minakawa Katsuhiro
Murayama Motohide
Sakurai Takashi
Yuasa Saburo
Dennison Associates
Ihi Corporation
Tokyo Metropolitan University
LandOfFree
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