ITMI20122154A1 - BURNER UNIT, COMBUSTION CHAMBER INCLUDING THE BURNER UNIT AND METHOD FOR POWERING THE BURNER GROUP - Google Patents
BURNER UNIT, COMBUSTION CHAMBER INCLUDING THE BURNER UNIT AND METHOD FOR POWERING THE BURNER GROUP Download PDFInfo
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Description
DESCRIZIONE DESCRIPTION
del brevetto per invenzione industriale dal titolo: of the patent for industrial invention entitled:
“GRUPPO BRUCIATORE, CAMERA DI COMBUSTIONE COMPRENDENTE DETTO GRUPPO BRUCIATORE E METODO PER ALIMENTARE DETTO GRUPPO BRUCIATORE†⠀ œBURNER GROUP, COMBUSTION CHAMBER INCLUDING SAID BURNER GROUP AND METHOD FOR POWERING SAID BURNER GROUPâ €
La presente invenzione à ̈ relativa ad un gruppo bruciatore, ad una camera di combustione comprendente detto gruppo bruciatore e ad un metodo per alimentare detto gruppo bruciatore. In particolare, la presente invenzione à ̈ relativa ad un gruppo bruciatore per una camera di combustione di una turbina a gas di un impianto per la produzione di energia. The present invention relates to a burner group, to a combustion chamber comprising said burner group and to a method for feeding said burner group. In particular, the present invention relates to a burner assembly for a combustion chamber of a gas turbine of an energy production plant.
I gruppi bruciatore di tipo noto comprendono normalmente una porzione principale a bassa temperatura di combustione e una porzione secondaria ad alta temperatura di combustione, la quale stabilizza la fiamma generata dalla porzione principale. Known burner units normally comprise a main portion with a low combustion temperature and a secondary portion with a high combustion temperature, which stabilizes the flame generated by the main portion.
L’azione stabilizzante della porzione secondaria à ̈ necessaria in quanto nei sistemi di combustione à ̈ sempre presente instabilità termoacustica. L'instabilità termoacustica à ̈ un fenomeno caratterizzato dalla presenza di un'oscillazione termoacustica di fiamma, la quale genera un'onda di pressione. Tale onda di pressione si propaga nella camera di combustione, si riflette sulle pareti della camera di combustione e ritorna ad agire sulla fiamma. Queste oscillazioni termoacustiche possono crescere instabilmente fino a danneggiare le pareti della camera di combustione oppure possono attenuarsi. The stabilizing action of the secondary portion is necessary as thermoacoustic instability is always present in the combustion systems. The thermoacoustic instability is a phenomenon characterized by the presence of a thermoacoustic flame oscillation, which generates a pressure wave. This pressure wave propagates in the combustion chamber, is reflected on the walls of the combustion chamber and returns to act on the flame. These thermoacoustic oscillations can grow unstable until they damage the walls of the combustion chamber or they can diminish.
Si ha quindi una condizione di instabilità critica quando le oscillazioni termoacustiche vengono eccitate dal processo di combustione e crescono in ampiezza. There is therefore a condition of critical instability when the thermoacoustic oscillations are excited by the combustion process and increase in amplitude.
In accordo a quanto definito nell’articolo di Tim Lieuwen et al., “A Mechanism of Combustion Instability in Lean Premixed Gas Turbine Combustors†, Transaction of ASME, Vol 123, 2001, si ha instabilità della combustione quando le fluttuazioni di rilascio termico sono in fase con quelle di pressione. L’instabilità à ̈ quindi governata dal tempo di ritardo T tra le oscillazioni di pressione e le oscillazioni termoacustiche. According to what is defined in the article by Tim Lieuwen et al.,  € œA Mechanism of Combustion Instability in Lean Premixed Gas Turbine Combustorsâ €, Transaction of ASME, Vol 123, 2001, combustion instability occurs when the release fluctuations thermal are in phase with those of pressure. The instability is therefore governed by the delay time T between the pressure oscillations and the thermoacoustic oscillations.
Il tempo di ritardo Τ à ̈ fortemente influenzato dai tempi di volo Ï„, normalmente detti “convective time†, caratteristici di ciascuna delle linee di alimentazione del combustibile presenti nel gruppo bruciatore. In particolare, il tempo di ritardo T e il tempo di volo Ï„ sono legati dalla seguente relazione: The delay time Τ is strongly influenced by the flight times Ï „, normally called â € œconvective timeâ €, characteristic of each of the fuel supply lines present in the burner group. In particular, the delay time T and the flight time Ï „are linked by the following relationship:
T/Tperiod= f(Ï„, lunghezza fiamma,cinetica reazioni chimiche) T / Tperiod = f (Ï „, flame length, kinetic chemical reactions)
Dove Where is it
T Ã ̈ il tempo di ritardo; e T is the delay time; And
Tperiod à ̈ il tempo corrispondente ad una oscillazione completa delle fluttuazioni in camera di combustione. Dove per fluttuazioni si intendono sia le fluttuazioni termiche sia le fluttuazioni di pressione, le quali hanno lo stesso periodo ma fase differente. Tperiod is the time corresponding to a complete oscillation of the fluctuations in the combustion chamber. Where by fluctuations we mean both thermal fluctuations and pressure fluctuations, which have the same period but different phase.
La valutazione accurata di T può essere svolta con indagini sperimentali o con metodi di calcolo di tipo Large Eddy Simulation (LES). The accurate evaluation of T can be carried out with experimental investigations or with calculation methods such as Large Eddy Simulation (LES).
Nei sistemi di combustione a tecnologia “lean premix†, in cui vengono impiegate fiamme premiscelate, il tempo di volo Ï„ à ̈ definito dal tempo impiegato dalla miscela per percorrere lo spazio tra il punto di iniezione del combustibile e la base della fiamma, in accordo alla seguente relazione: In â € œlean premixâ € combustion systems, in which premixed flames are used, the flight time Ï „is defined by the time taken by the mixture to travel the space between the injection point of the fuel and the base of the flame, according to the following relationship:
Ï„ = Linj/Uavg Ï „= Linj / Uavg
dove: where is it:
Linj à ̈ la distanza tra il punto di iniezione del combustibile e la base della fiamma; Linj is the distance between the fuel injection point and the base of the flame;
Uavg à ̈ la velocità media nella miscela nel tratto Linj A causa della elevata temperatura di combustione, la porzione secondaria à ̈ responsabile della maggior parte delle emissioni inquinanti. La cinetica delle reazioni chimiche che portano alla formazione di inquinanti mostra, infatti, una dipendenza dalla temperatura fortemente non lineare e un incremento esponenziale degli inquinanti in funzione della temperatura di combustione. Uavg is the average velocity in the mixture in the Linj segment. Due to the high combustion temperature, the secondary portion is responsible for most of the polluting emissions. The kinetics of the chemical reactions that lead to the formation of pollutants show, in fact, a highly non-linear temperature dependence and an exponential increase in pollutants as a function of the combustion temperature.
Di conseguenza, la quantità di combustibile alimentata alla porzione secondaria à ̈ limitata al fine di evitare il superamento dei limiti di legge relativi alle emissioni inquinanti. Ciò comporta anche una conseguente limitazione della portata di combustibile da alimentare alla porzione primaria, la quale necessita della azione stabilizzante della porzione secondaria per poter bruciare senza generare instabilità . Consequently, the quantity of fuel fed to the secondary portion is limited in order to avoid exceeding the legal limits relating to polluting emissions. This also entails a consequent limitation of the flow of fuel to be fed to the primary portion, which requires the stabilizing action of the secondary portion in order to burn without generating instability.
In conclusione, le prestazioni dei gruppi bruciatore di tipo noto sono limitate, in quanto i metodi di controllo delle instabilità contrastano con quelli di riduzione delle emissioni e viceversa. In conclusion, the performances of known burner units are limited, since the instability control methods contrast with those of emission reduction and vice versa.
Nei gruppi bruciatore di tipo noto, i limiti di stabilità possono venire superati solo in determinati casi nei quali, in genere, la complessità del sistema di combustione aumenta notevolmente. In known burner units, the stability limits can only be exceeded in certain cases in which, in general, the complexity of the combustion system increases considerably.
È uno scopo della presente invenzione quello di realizzare un gruppo bruciatore ad elevate prestazioni, in grado di dar luogo ad una combustione stabile e, al contempo, in grado di rispettare i limiti di legge relativi alle emissioni inquinanti. It is an object of the present invention to provide a high-performance burner unit, capable of giving rise to stable combustion and, at the same time, capable of complying with the legal limits relating to polluting emissions.
In particolare, à ̈ uno scopo della presente invenzione quello di realizzare un gruppo bruciatore particolarmente flessibile ed in grado di ampliare l’intervallo di potenza a cui può operare l’impianto mantenendo, al contempo, le emissioni al di sotto dei limiti di legge. In particular, it is an aim of the present invention to produce a particularly flexible burner unit capable of extending the power range at which the system can operate while keeping the emissions below the limits of law.
In accordo con tali scopi, la presente invenzione à ̈ relativa ad un gruppo bruciatore per una camera di combustione di un impianto a turbina a gas in accordo alla rivendicazione 1. In accordance with these purposes, the present invention relates to a burner assembly for a combustion chamber of a gas turbine plant according to claim 1.
È un ulteriore scopo della presente invenzione quello di realizzare una camera di combustione ad elevate prestazioni, in grado di generare una combustione stabile e in grado di rispettare i limiti di legge relativi alle emissioni inquinanti. A further object of the present invention is to provide a high-performance combustion chamber, capable of generating stable combustion and capable of complying with the legal limits relating to polluting emissions.
In accordo con tali scopi, la presente invenzione à ̈ relativa ad una camera di combustione come rivendicato nella rivendicazione 12. In accordance with these purposes, the present invention relates to a combustion chamber as claimed in claim 12.
Infine à ̈ un ulteriore scopo della presente invenzione quello di fornire un metodo per alimentare un gruppo bruciatore in grado di contribuire a generare una combustione stabile e in grado di rispettare i limiti di legge relativi alle emissioni inquinanti. Finally, a further object of the present invention is to provide a method for feeding a burner unit capable of contributing to generating stable combustion and capable of complying with the legal limits relating to polluting emissions.
In accordo con tali scopi, la presente invenzione à ̈ relativa ad un metodo per alimentare un gruppo di combustione in accordo a quanto rivendicato nella rivendicazione 13. In accordance with these purposes, the present invention relates to a method for feeding a combustion group according to what is claimed in claim 13.
Ulteriori caratteristiche e vantaggi della presente invenzione appariranno chiari dalla descrizione che segue di un suo esempio non limitativo di attuazione, con riferimento alle figure dei disegni annessi, in cui: Further characteristics and advantages of the present invention will appear clear from the following description of a non-limiting example of its implementation, with reference to the figures of the annexed drawings, in which:
– la figura 1 à ̈ una vista schematica di un impianto a turbina a gas comprendente la camera di combustione secondo la presente invenzione; figure 1 is a schematic view of a gas turbine plant comprising the combustion chamber according to the present invention;
– la figura 2 à ̈ una vista schematica in sezione, con parti asportate per chiarezza, di un bruciatore in accordo alla presente invenzione. - figure 2 is a schematic sectional view, with parts removed for clarity, of a burner according to the present invention.
In figura 1 Ã ̈ indicato con il numero di riferimento 1 un impianto per la produzione di energia elettrica comprendente una turbina a gas 2 estendentesi lungo un asse A, un compressore 3, una camera di combustione 4, un gruppo per alimentare combustibile 6 alla camera di combustione 4 ed un generatore 7, il quale trasforma la potenza meccanica fornita dalla turbina a gas 2 in potenza elettrica. In figure 1 the reference number 1 indicates a plant for the production of electrical energy comprising a gas turbine 2 extending along an axis A, a compressor 3, a combustion chamber 4, a unit for feeding fuel 6 to the chamber combustion 4 and a generator 7, which transforms the mechanical power supplied by the gas turbine 2 into electrical power.
La camera di combustione 4 comprende una pluralità di sedi 8, ciascuna delle quali à ̈ atta ad essere impegnata da un gruppo bruciatore 9 (meglio illustrato in figura 2). Le sedi 8 sono disposte lungo un percorso circolare in prossimità di un bordo periferico della camera di combustione 4. Nell’esempio non limitativo qui descritto ed illustrato la camera di combustione 4 à ̈ di tipo anulare e le sedi 8 ed i gruppi bruciatore 9 sono ventiquattro. The combustion chamber 4 comprises a plurality of seats 8, each of which is adapted to be engaged by a burner assembly 9 (better illustrated in Figure 2). The seats 8 are arranged along a circular path near a peripheral edge of the combustion chamber 4. In the non-limiting example described and illustrated here, the combustion chamber 4 is of the annular type and the seats 8 and the burner units 9 there are twenty-four.
Con riferimento alla figura 2, ciascun gruppo bruciatore 9 si estende lungo un asse B e comprende un bruciatore principale 10 ed un bruciatore secondario 11. With reference to Figure 2, each burner assembly 9 extends along an axis B and comprises a main burner 10 and a secondary burner 11.
Il bruciatore secondario 11 si estende sostanzialmente lungo l’asse B, mentre il bruciatore principale 10 si estende attorno al bruciatore secondario 11 parallelamente all’asse B. The secondary burner 11 extends substantially along the axis B, while the main burner 10 extends around the secondary burner 11 parallel to the axis B.
Il bruciatore principale 10 Ã ̈ configurato per alimentare una miscela aria combustibile e per definire una zona principale di combustione 12 (indicata schematicamente in figura con una linea tratto punto). The main burner 10 is configured to feed a fuel-air mixture and to define a main combustion zone 12 (indicated schematically in the figure with a dashed line).
L’aria ed il combustibile sono alimentati lungo una direzione di alimentazione D1 diretta verso l’interno della camera di combustione 4. The air and fuel are fed along a feed direction D1 directed towards the inside of the combustion chamber 4.
In particolare, il bruciatore principale 10 comprende un condotto anulare di alimentazione aria 13 ed un condotto anulare di alimentazione combustibile 14. In particular, the main burner 10 comprises an annular air supply duct 13 and an annular fuel supply duct 14.
Il condotto anulare di alimentazione aria 13 riceve aria proveniente dal compressore 3 e presenta un’altezza radiale decrescente nella direzione di alimentazione D1 in modo da generare un condotto di forma sostanzialmente tronco conica. The annular air supply duct 13 receives air coming from the compressor 3 and has a decreasing radial height in the feed direction D1 so as to generate a substantially frusto-conical shaped duct.
Il condotto anulare di alimentazione combustibile 14 si estende parallelamente all’asse B e termina con una pluralità di ugelli 15, i quali affacciano direttamente sul condotto anulare di alimentazione aria 13. The annular fuel supply duct 14 extends parallel to the axis B and ends with a plurality of nozzles 15, which face directly onto the annular air supply duct 13.
In corrispondenza di una porzione terminale 16, il condotto anulare di alimentazione aria 13 à ̈ provvisto di un elemento cilindrico di uscita 18, il quale si estende parallelamente all’asse B. In correspondence with an end portion 16, the annular air supply duct 13 is provided with a cylindrical outlet element 18, which extends parallel to axis B.
Lungo il condotto anulare di alimentazione aria 13, preferibilmente a valle degli ugelli 15, à ̈ disposto un vorticatore 17, configurato per favorire la generazione di vortici in modo da facilitare il mescolamento tra aria e combustibile. In particolare, il vorticatore 17 à ̈ atto ad imprimere una rotazione attorno all’asse B alla miscela che lo attraversa al fine di ottenere una stabilizzazione della fiamma generata e di permettere un migliore controllo della posizione della fiamma all’interno della camera di combustione 4. A vortex 17 is arranged along the annular air supply duct 13, preferably downstream of the nozzles 15, configured to favor the generation of vortices so as to facilitate mixing between air and fuel. In particular, the vortex 17 is able to give a rotation around the B axis to the mixture that passes through it in order to obtain a stabilization of the flame generated and to allow a better control of the position of the flame inside the chamber. combustion 4.
Il vorticatore 17 comprende una pluralità di palette (non illustrate nelle figure allegate), le quali sono fissate alle pareti che definiscono il condotto anulare di alimentazione aria 13. The vortexer 17 comprises a plurality of vanes (not illustrated in the attached figures), which are fixed to the walls which define the annular air supply duct 13.
In prossimità della porzione terminale 16 del condotto anulare di alimentazione aria 13 e dell’elemento cilindrico di uscita 18 si estende la zona principale di combustione 12, nella quale avviene la combustione della miscela aria-combustibile proveniente dal condotto anulare di alimentazione aria 13. The main combustion zone 12 extends near the terminal portion 16 of the annular air supply duct 13 and the cylindrical outlet element 18, in which the combustion of the air-fuel mixture coming from the annular air supply duct 13 takes place.
La zona principale di combustione 12 à ̈ caratterizzata da un tempo di volo principale Ï„P. In accordo alla definizione già data in precedenza, il tempo di volo principale Ï„Pà ̈ il tempo impiegato dal combustibile per percorrere la distanza tra gli ugelli 15 e la zona principale di combustione 12. The main combustion zone 12 is characterized by a main flight time Ï „P. According to the definition given above, the main flight time is the time taken by the fuel to travel the distance between the nozzles 15 and the main combustion zone 12.
Il tempo di volo principale Ï„Pdipende dalla geometria del bruciatore principale 10, dalla posizione degli ugelli 15 di immissione del combustibile, e dalle condizioni fluidodinamiche e cinetiche che determinano la posizione della zona principale di combustione 12. The main flight time Ï „P depends on the geometry of the main burner 10, on the position of the fuel injection nozzles 15, and on the fluid dynamic and kinetic conditions which determine the position of the main combustion zone 12.
Sebbene sia responsabile di una bassa produzione di emissioni inquinanti (grazie ad una bassa temperatura di combustione), la zona principale di combustione 12 à ̈ caratterizzata da una bassa stabilità di combustione. La scarsa stabilità di combustione interessa l’intera zona di combustione principale 12 in cui à ̈ localizzato il rilascio termico. Although it is responsible for a low production of polluting emissions (thanks to a low combustion temperature), the main combustion zone 12 is characterized by a low combustion stability. The poor combustion stability affects the entire main combustion area 12 in which the thermal release is located.
Il condotto anulare di alimentazione combustibile 14 à ̈ alimentato con una portata di combustibile principale QP (vedi figura 1), la quale, come vedremo in dettaglio più avanti, à ̈ opportunamente regolata da un dispositivo di controllo 19 del gruppo per alimentare combustibile 6 (figura 1). Il bruciatore secondario 11 à ̈ configurato per alimentare una miscela aria combustibile parzialmente premiscelata e per definire una o più zone secondarie di combustione 20 (indicate schematicamente in figura con una linea punteggiata). The annular fuel supply duct 14 is fed with a main fuel flow rate QP (see figure 1), which, as we will see in detail below, is suitably regulated by a control device 19 of the group for feeding fuel 6 ( Figure 1). The secondary burner 11 is configured to feed a partially premixed fuel air mixture and to define one or more secondary combustion zones 20 (schematically indicated in the figure with a dotted line).
Nella zona secondaria di combustione 20 la temperatura di combustione à ̈ maggiore rispetto alla temperatura di combustione nella zona principale di combustione 12 ed à ̈ caratterizzata da una bassa variabilità di temperatura. In the secondary combustion zone 20 the combustion temperature is higher than the combustion temperature in the main combustion zone 12 and is characterized by a low temperature variability.
Il bruciatore secondario 11 Ã ̈ preferibilmente configurato in modo che la zona secondaria di combustione 20 sia almeno parzialmente sovrapposta alla zona principale di combustione 12. Preferibilmente, la zona secondaria di combustione 20 Ã ̈ sostanzialmente interamente contenuta nella zona principale di combustione 12. The secondary burner 11 is preferably configured so that the secondary combustion zone 20 is at least partially superimposed on the main combustion zone 12. Preferably, the secondary combustion zone 20 is substantially entirely contained in the main combustion zone 12.
La zona secondaria di combustione 20 à ̈ caratterizzata da un tempo di volo secondario Ï„S. In accordo alla definizione già data in precedenza, il tempo di volo secondario Ï„Sà ̈ il tempo impiegato dal combustibile per percorrere la distanza tra gli ugelli di alimentazione del combustibile del bruciatore secondario 11 e la zona secondaria di combustione 20. The secondary combustion zone 20 is characterized by a secondary flight time Ï „S. According to the definition given above, the secondary flight time is the time taken by the fuel to travel the distance between the fuel nozzles of the secondary burner 11 and the secondary combustion zone 20.
Il tempo di volo secondario Ï„Sdipende dalla geometria del bruciatore secondario 11, dalla posizione degli ugelli di immissione del combustibile nel bruciatore secondario 11, e dalle condizioni fluidodinamiche e cinetiche che determinano la posizione della zona secondaria di combustione 20. The secondary flight time Ï „Depends on the geometry of the secondary burner 11, on the position of the fuel injection nozzles in the secondary burner 11, and on the fluid dynamic and kinetic conditions which determine the position of the secondary combustion zone 20.
Il bruciatore secondario 11 Ã ̈ configurato per alimentare la zona secondaria di combustione 20 con un tempo di volo secondario Ï„Sdifferente dal tempo di volo principale Ï„P.The secondary burner 11 is configured to supply the secondary combustion zone 20 with a secondary flight time Ï „Sdifferent from the main flight time Ï„ P.
Le onde termoacustiche generate dal bruciatore principale 10 e le onde termoacustiche generate dal bruciatore secondario 11 si propagano indipendentemente l’una dall’altra. The thermoacoustic waves generated by the main burner 10 and the thermoacoustic waves generated by the secondary burner 11 propagate independently of each other.
Una opportuna configurazione del bruciatore secondario 11 consente di variare il tempo di volo Ï„Sin modo tale che le onde termoacustiche generate dal bruciatore secondario 11 non diano luogo ad una interferenza costruttiva che porterebbe ad un aumento dell’instabilità e di conseguenza ad un danneggiamento della camera di combustione 4. A suitable configuration of the secondary burner 11 allows to vary the flight time Ï "So that the thermo-acoustic waves generated by the secondary burner 11 do not give rise to a constructive interference that would lead to an increase in instability and consequently to damage of the combustion chamber 4.
Preferibilmente, il bruciatore secondario 11 viene configurato in modo che ci sia interferenza distruttiva tra le onde termoacustiche generate dal bruciatore principale 10 e le onde termoacustiche generate dal bruciatore secondario 11. Essenzialmente à ̈ importante evitare che le onde termoacustiche generate dal bruciatore secondario 11 siano in fase con le onde termoacustiche generate dal bruciatore principale 10 e diano luogo ad una interferenza costruttiva. Tale situazione viene soddisfatta se il tempo di volo secondario Ï„Sà ̈ diverso dal tempo di volo principale Ï„P. In questo modo, il tempo di ritardo T complessivo à ̈ differente da quello che si avrebbe con la sola zona di combustione principale 12 ed à ̈ modulabile mediante la variazione del tempo di volo secondario Ï„S. Preferably, the secondary burner 11 is configured in such a way that there is destructive interference between the thermoacoustic waves generated by the main burner 10 and the thermoacoustic waves generated by the secondary burner 11. Essentially it is important to avoid that the thermoacoustic waves generated by the secondary burner 11 are in phase with the thermo-acoustic waves generated by the main burner 10 and give rise to a constructive interference. This situation is satisfied if the secondary flight time Ï „Sà ̈ different from the main flight time Ï„ P. In this way, the overall delay time T is different from that which would occur with only the main combustion zone 12 and can be modulated by varying the secondary flight time Ï „S.
Nell’esempio non limitativo qui descritto ed illustrato il bruciatore secondario 11 comprende un primo bruciatore ausiliario 24 ed un secondo bruciatore ausiliario 25, entrambi in grado di generare una combustione di tipo diffusivo parzialmente premiscelata. In the non-limiting example described and illustrated here, the secondary burner 11 comprises a first auxiliary burner 24 and a second auxiliary burner 25, both capable of generating partially premixed diffusion-type combustion.
In particolare, il primo bruciatore ausiliario 24 genera una combustione di tipo diffusivo parzialmente premiscelata in una rispettiva prima zona ausiliaria di combustione 27 (indicata con linea punteggiata), mentre il secondo bruciatore ausiliario 25 genera una combustione di tipo diffusivo parzialmente premiscelata in una rispettiva seconda zona di combustione ausiliaria 28 (indicata con linea punteggiata). In particular, the first auxiliary burner 24 generates a partially premixed diffusion-type combustion in a respective first auxiliary combustion zone 27 (indicated with a dotted line), while the second auxiliary burner 25 generates a partially premixed diffusion-type combustion in a respective second auxiliary combustion zone 28 (indicated by dotted line).
La prima zona di combustione ausiliaria 27 e la seconda zona di combustione ausiliaria 28 contribuiscono alla definizione di una zona di combustione secondaria 20. The first auxiliary combustion zone 27 and the second auxiliary combustion zone 28 contribute to the definition of a secondary combustion zone 20.
Come già detto in precedenza, à ̈ preferibile che la prima zona di combustione ausiliaria 27 e la seconda zona di combustione ausiliaria 28 siano completamente contenute nella zona di combustione principale 12. As previously mentioned, it is preferable that the first auxiliary combustion zone 27 and the second auxiliary combustion zone 28 are completely contained in the main combustion zone 12.
La prima zona di combustione ausiliaria 27 à ̈ caratterizzata da un primo tempo di volo ausiliario Ï„S1e si estende fino ad una distanza d1 dall’elemento cilindrico di uscita 18, mentre la seconda zona di combustione ausiliaria 28 à ̈ caratterizzata da un secondo tempo di volo ausiliario Ï„S2e si estende fino ad una distanza d2 dall’elemento cilindrico di uscita 18. The first auxiliary combustion zone 27 is characterized by a first auxiliary flight time Ï „S1e extends up to a distance d1 from the cylindrical outlet element 18, while the second auxiliary combustion zone 28 is characterized by a second auxiliary flight time Ï „S2e extends up to a distance d2 from the cylindrical output element 18.
Preferibilmente, la distanza d2 Ã ̈ maggiore della distanza d1. Preferably, the distance d2 is greater than the distance d1.
In accordo a quanto definito in precedenza, il primo tempo di volo ausiliario Ï„S1Ã ̈ il tempo necessario al combustibile alimentato al primo bruciatore ausiliario 24 a giungere sino alla prima zona di combustione ausiliaria 27, mentre il secondo tempo di volo ausiliario Ï„S2Ã ̈ il tempo necessario al combustibile alimentato al secondo bruciatore ausiliario 25 a giungere sino alla seconda zona di combustione ausiliaria 28. In accordance with what is defined above, the first auxiliary flight time Ï „S1Ã is the time necessary for the fuel supplied to the first auxiliary burner 24 to reach the first auxiliary combustion zone 27, while the second auxiliary flight time Ï„ S2Ã ̈ the time required for the fuel supplied to the second auxiliary burner 25 to reach the second auxiliary combustion zone 28.
Preferibilmente, il secondo tempo di volo ausiliario Ï„S2differisce di circa 1÷2 ms dal tempo di volo principale Ï„P, mentre il primo tempo di volo ausiliario Ï„S1differisce di circa 2÷3 ms dal tempo di volo principale Ï„P. Preferably, the second auxiliary flight time Ï „S2 differs by approximately 1à · 2 ms from the main flight time Ï„ P, while the first auxiliary flight time Ï „S1 differs by approximately 2à · 3 ms from the main flight time Ï„ P .
Si à ̈ riscontrato sperimentalmente che ai fini della stabilità gli effetti determinati dal primo bruciatore ausiliario 24 e dal secondo bruciatore ausiliario 25 sono complementari e sono caratterizzati da una diversa efficacia al variare delle condizioni di carico. Il primo bruciatore ausiliario 24 à ̈ preferibilmente progettato per stabilizzare la zona di combustione principale 12 in condizioni operative di pieno carico, mentre il secondo bruciatore ausiliario 25 à ̈ progettato per stabilizzare la zona di combustione principale 12 ai bassi carichi. It has been experimentally found that for the purposes of stability the effects determined by the first auxiliary burner 24 and by the second auxiliary burner 25 are complementary and are characterized by a different effectiveness as the load conditions vary. The first auxiliary burner 24 is preferably designed to stabilize the main combustion zone 12 under full load operating conditions, while the second auxiliary burner 25 is designed to stabilize the main combustion zone 12 at low loads.
Gli studi sulla distribuzione della temperatura della 16 fiamma mostrano che il secondo bruciatore ausiliario 25 à ̈, inoltre, in grado di agevolare l’azione stabilizzatrice determinata dal primo bruciatore ausiliario 24 nella zona principale di combustione 12. Ciò determina una maggiore uniformità di temperatura nella zona di combustione principale 12. Studies on the temperature distribution of the 16 flame show that the second auxiliary burner 25 is also able to facilitate the stabilizing action determined by the first auxiliary burner 24 in the main combustion zone 12. This determines a greater uniformity of temperature. in the main combustion zone 12.
Di seguito verrà descritta una prima forma di realizzazione del primo bruciatore ausiliario 24 ed una prima forma di realizzazione del secondo bruciatore ausiliario 25. A first embodiment of the first auxiliary burner 24 and a first embodiment of the second auxiliary burner 25 will be described below.
Tali forme di realizzazione vengono descritte a puro titolo di esempio non limitativo. Esistono, infatti, ulteriori forme di realizzazione del primo bruciatore ausiliario e del secondo bruciatore ausiliario adatte a generare un processo di combustione di tipo diffusivo parzialmente premiscelata rispettivamente in una prima zona di combustione ausiliaria e in una seconda zona di combustione ausiliaria. La prima zona di combustione ausiliaria e la seconda zona di combustione ausiliaria sono almeno parzialmente contenute nella zona di combustione principale. Il primo tempo di volo ausiliario Ï„S1ed il secondo tempo di volo ausiliario Ï„S2sono diversi dal tempo di volo principale Ï„P. Such embodiments are described purely by way of non-limiting example. There are, in fact, further embodiments of the first auxiliary burner and of the second auxiliary burner suitable for generating a partially premixed diffusion-type combustion process in a first auxiliary combustion zone and in a second auxiliary combustion zone respectively. The first auxiliary combustion zone and the second auxiliary combustion zone are at least partially contained in the main combustion zone. The first auxiliary flight time Ï „S1 and the second auxiliary flight time Ï„ S2 are different from the main flight time Ï „P.
In particolare, il primo bruciatore ausiliario 24 à ̈ provvisto di un canale anulare 30 per l’alimentazione di aria, il quale sfocia direttamente all’interno della camera di combustione 4, e di un canale anulare 31 per l’alimentazione di combustibile, il quale si estende parallelo all’asse B e sfocia nella porzione terminale del canale anulare 30 in prossimità di un bordo di uscita 33 del canale anulare 30. In particular, the first auxiliary burner 24 is provided with an annular channel 30 for the supply of air, which flows directly into the combustion chamber 4, and with an annular channel 31 for the supply of fuel, which extends parallel to axis B and flows into the terminal portion of the annular channel 30 in proximity to a trailing edge 33 of the annular channel 30.
In corrispondenza del bordo di uscita 33 del canale anulare 30 e all’uscita del canale anulare 31 à ̈ disposto un vorticatore 34, il quale à ̈ configurato per generare vortici e favorire il mescolamento tra l’aria e il combustibile provenienti rispettivamente dal canale anulare 30 e dal canale anulare 31. In particolare, il vorticatore 34 à ̈ atto ad imprimere una rotazione attorno all’asse B alla miscela che lo attraversa al fine di ottenere una stabilizzazione della fiamma generata e di permettere un migliore controllo della posizione della fiamma all’interno della camera di combustione 4. A vortex 34 is arranged in correspondence with the trailing edge 33 of the annular channel 30 and at the outlet of the annular channel 31, which is configured to generate vortices and favor the mixing between the air and the fuel coming respectively from the annular channel 30 and by the annular channel 31. In particular, the vortexer 34 is able to give a rotation around the B axis to the mixture that passes through it in order to obtain a stabilization of the generated flame and to allow a better control of the position of the flame inside the combustion chamber 4.
Come vedremo in dettaglio più avanti, il canale anulare 31 à ̈ alimentato con una prima portata di combustibile ausiliaria QA1 sotto il controllo del dispositivo di controllo 19 del gruppo per alimentare combustibile 6 (figura 1). As we will see in detail further on, the annular channel 31 is fed with a first flow rate of auxiliary fuel QA1 under the control of the control device 19 of the group for feeding fuel 6 (figure 1).
Il secondo bruciatore ausiliario 25 à ̈ provvisto di un canale anulare 35 per l’alimentazione di combustibile, il quale sfocia direttamente all’interno del condotto anulare di alimentazione aria 13 del bruciatore principale 10. The second auxiliary burner 25 is provided with an annular duct 35 for the supply of fuel, which flows directly into the annular air supply duct 13 of the main burner 10.
In particolare, il canale anulare 35 à ̈ provvisto di una pluralità di ugelli 36 disposti lungo la parete interna del condotto anulare di alimentazione aria 13 in una posizione compresa tra il punto di iniezione degli ugelli 15 e l’elemento cilindrico di uscita 18. In particular, the annular channel 35 is provided with a plurality of nozzles 36 arranged along the internal wall of the annular air supply duct 13 in a position comprised between the injection point of the nozzles 15 and the cylindrical outlet element 18.
Preferibilmente gli ugelli 36 sono disposti a valle del vorticatore 17. Preferably the nozzles 36 are arranged downstream of the vortexer 17.
La posizione degli ugelli 36 influenza il secondo tempo di volo ausiliario Ï„S2. In particolare la posizione degli ugelli 36 viene stabilita in seguito ad una fase di progettazione e ad una fase di sperimentazione. The position of the nozzles 36 influences the second auxiliary flight time Ï „S2. In particular, the position of the nozzles 36 is established following a design phase and an experimentation phase.
Nella fase di progettazione vengono impiegati strumenti di calcolo in grado di considerare le condizioni gasdinamiche, acustiche e di cinetica chimica. Gli effetti fluidodinamici vengono generalmente valutati con programmi di simulazione CFD (Computational Fluid Dynamics). In the design phase, calculation tools are used that are able to consider the gasdynamic, acoustic and chemical kinetic conditions. The fluid dynamics effects are generally evaluated with CFD (Computational Fluid Dynamics) simulation programs.
La fase di sperimentazione prevede l’esecuzione di una serie di test e di regolazioni sul campo volti ad ottimizzare e selezionare le soluzioni emerse dalle fasi di progettazione precedenti. The experimentation phase involves the execution of a series of tests and adjustments in the field aimed at optimizing and selecting the solutions that emerged from the previous design phases.
Nell’esempio non limitativo qui descritto ed illustrato, gli ugelli 36 sono disposti sostanzialmente equidistanti dal vorticatore 17 e dall’elemento cilindrico di uscita 18. In the non-limiting example described and illustrated here, the nozzles 36 are arranged substantially equidistant from the vortexer 17 and from the cylindrical outlet element 18.
Nell’esempio non limitativo qui descritto ed illustrato, gli ugelli 36 hanno sezione circolare e sono uniformemente distribuiti lungo il condotto anulare di alimentazione aria 13 del bruciatore principale 10. Varianti non illustrate prevedono l’impiego di ugelli 36 di diametro elevato e provvisti di una opportuna strozzatura configurata in modo da impedire la trasmissione delle perturbazioni acustiche. Preferibilmente, la strozzatura viene inserita tra l’ugello 36 e il canale anulare 35 allo scopo regolare il secondo tempo di volo ausiliario Ï„S2. In the non-limiting example described and illustrated here, the nozzles 36 have a circular section and are uniformly distributed along the annular air supply duct 13 of the main burner 10. Variations not shown provide for the use of nozzles 36 of large diameter and provided a suitable restriction configured in such a way as to prevent the transmission of acoustic perturbations. Preferably, the restriction is inserted between the nozzle 36 and the annular channel 35 in order to regulate the second auxiliary flight time Ï „S2.
Il canale anulare 35 Ã ̈ alimentato con una seconda portata di combustibile ausiliaria QA2 sotto il controllo del dispositivo di controllo 19 del gruppo per alimentare combustibile 6 (figura 1). The annular channel 35 is supplied with a second flow rate of auxiliary fuel QA2 under the control of the control device 19 of the unit for feeding fuel 6 (Figure 1).
Il dispositivo di controllo 19 Ã ̈ configurato per regolare la portata di combustibile principale QP, la prima portata di combustibile ausiliaria QA1 e la seconda portata di combustibile ausiliaria QA2. In particolare, il dispositivo di controllo 19 effettua la regolazione delle portate di combustibile in modo da rispettare un determinato rapporto tra la seconda portata di combustibile ausiliaria QA2 e la portata di combustibile totale QTOT. The controller 19 is configured to regulate the main fuel flow QP, the first auxiliary fuel flow QA1 and the second auxiliary fuel flow QA2. In particular, the control device 19 adjusts the fuel flow rates so as to respect a determined ratio between the second auxiliary fuel flow rate QA2 and the total fuel flow rate QTOT.
La portata di combustibile totale QTOT Ã ̈ definita dalla somma tra la portata di combustibile principale QP e la portata di combustibile secondaria QS. Mentre la portata di combustibile secondaria QS Ã ̈ definita dalla somma tra la prima portata di combustibile ausiliaria QA1 e la seconda portata di combustibile ausiliaria QA2. The total fuel flow QTOT is defined as the sum of the main fuel flow QP and the secondary fuel flow QS. While the secondary fuel flow QS is defined by the sum of the first auxiliary fuel flow QA1 and the second auxiliary fuel flow QA2.
In particolare, il dispositivo di controllo 19 effettua la regolazione delle portate di combustibile in modo da rispettare un determinato rapporto tra la seconda portata di combustibile ausiliaria QA2 e la portata di combustibile totale QTOT al variare della potenza emessa dall’impianto 1. In particular, the control device 19 adjusts the fuel flow rates so as to respect a determined ratio between the second auxiliary fuel flow rate QA2 and the total fuel flow rate QTOT as the power emitted by the system 1 varies.
Il dispositivo di controllo 19, infatti à ̈ configurato per alimentare una seconda portata ausiliaria QA2 pari a circa il 40% della portata totale QTOT quando l’impianto opera a bassi carichi, mentre à ̈ configurato per alimentare una seconda portata ausiliaria QA2 ridotta rispetto alla portata alimentata ai bassi carichi, generalmente pari al 10% della portata totale QTOT, quando l’impianto 1 opera a carichi intermedi. The control device 19, in fact, is configured to supply a second auxiliary flow rate QA2 equal to about 40% of the total flow rate QTOT when the system operates at low loads, while it is configured to supply a second auxiliary flow rate QA2 which is reduced compared to at the flow rate supplied at low loads, generally equal to 10% of the total flow rate QTOT, when plant 1 operates at intermediate loads.
Ai bassi carichi, infatti, il problema principale à ̈ rappresentato dalle emissioni inquinanti , in particolare di CO. Il secondo bruciatore ausiliario 25 genera una seconda zona di combustione ausiliaria 28 in grado di determinare nella zona di combustione principale 12 una distribuzione di temperatura uniforme e una combustione completa del combustibile. La combustione incompleta à ̈, infatti, la principale causa della presenza di emissioni di CO. In fact, at low loads, the main problem is represented by polluting emissions, in particular CO. The second auxiliary burner 25 generates a second auxiliary combustion zone 28 capable of determining a uniform temperature distribution and complete combustion of the fuel in the main combustion zone 12. Incomplete combustion is, in fact, the main cause of the presence of CO emissions.
In questo modo il minimo tecnico ambientale può essere ridotto rispetto ai valori ottenibili negli impianti di tipo noto senza incorrere in indesiderati aumenti di emissioni di CO. In this way the technical environmental minimum can be reduced with respect to the values obtainable in known types of plants without incurring unwanted increases in CO emissions.
Ai carichi intermedi la temperatura in camera di combustione 4 à ̈ elevata e permette la completa ossidazione dei CO. Oltretutto, ai carichi intermedi le instabilità termoacustiche non sono elevate. In questa configurazione, il secondo bruciatore ausiliario 25 non contribuisce all’ottimizzazione della combustione e pertanto la seconda portata di combustibile ausiliaria QA2 viene ridotta sensibilmente. At intermediate loads, the temperature in combustion chamber 4 is high and allows the complete oxidation of the CO. Moreover, at intermediate loads the thermoacoustic instabilities are not high. In this configuration, the second auxiliary burner 25 does not contribute to the optimization of combustion and therefore the second auxiliary fuel flow rate QA2 is significantly reduced.
Al carico nominale la seconda portata di combustibile ausiliaria QA2 viene nuovamente aumentata fino a raggiungere il 20% della portata totale QTOT. Nelle condizioni di carico nominale, infatti, le oscillazioni termoacustiche nella camera di combustione aumentano. L’aumento della seconda portata di combustibile ausiliaria QA2 e la modulazione del secondo tempo di volo ausiliario Ï„S2consentono di controllare tali oscillazioni. At nominal load the second auxiliary fuel flow rate QA2 is increased again until it reaches 20% of the total flow rate QTOT. In fact, under nominal load conditions, the thermoacoustic oscillations in the combustion chamber increase. The increase of the second auxiliary fuel flow rate QA2 and the modulation of the second auxiliary time of flight Ï „S2 allow to control these oscillations.
Una variante non illustrata prevede che l’accoppiamento fra bruciatore principale e bruciatore secondario del gruppo bruciatore sia configurato in modo da generare un processo di combustione di tipo senza fiamma nella zona principale di combustione 12. Per processo di combustione senza fiamma si intende un processo di combustione in cui il processo di ossidazione avviene quando la miscela aria-combustibile à ̈ al di fuori dai limiti di infiammabilità e supera la temperatura di auto accensione. Queste condizioni possono essere ottenute mediante un preriscaldamento dell’aria comburente ed un ricircolo dei gas combusti. Le condizioni di preriscaldamento dell’aria sono ottenute mediante il ricircolo dei fumi. In tal modo, infatti, il calore viene trasferito dai prodotti ai reagenti e il comburente à ̈ diluito con il combustibile e con i prodotti di combustione. Il ricircolo dei fumi può essere stabilito da un ricircolo esterno alla camera oppure all’interno della camera governato da un particolare assetto fluidodinamico del bruciatore. La definizione “senza fiamma†deriva dall’assenza di un fronte di fiamma definito ed avente uno spessore ridotto rispetto all’estensione del volume di combustione durante lo svolgimento della reazione di combustione. A variant not illustrated provides that the coupling between the main burner and the secondary burner of the burner group is configured in such a way as to generate a flameless type combustion process in the main combustion zone 12. By flameless combustion process we mean a process combustion in which the oxidation process occurs when the air-fuel mixture is outside the flammability limits and exceeds the self-ignition temperature. These conditions can be obtained by preheating the combustion air and recirculating the burnt gases. The preheating conditions of the air are obtained through the recirculation of the fumes. In this way, in fact, the heat is transferred from the products to the reactants and the comburent is diluted with the fuel and combustion products. The recirculation of the fumes can be established by a recirculation outside the chamber or inside the chamber governed by a particular fluid-dynamic arrangement of the burner. The definition â € œno flameâ € derives from the absence of a defined flame front and having a reduced thickness compared to the extension of the combustion volume during the combustion reaction.
Vantaggiosamente, il gruppo bruciatore 9 secondo la presente invenzione à ̈ in grado di garantire una maggiore stabilità della combustione rispetto ai gruppi bruciatore dell’arte nota a parità di emissioni inquinanti. Advantageously, the burner unit 9 according to the present invention is able to ensure greater stability of combustion with respect to the burner units of the known art for the same polluting emissions.
Ciò consente di ottenere variazioni di rilascio termico più rapide rispetto a quelle ottenibili con i gruppi bruciatore della tecnica nota. In questo modo il gruppo bruciatore 9 secondo la presente invenzione à ̈ in grado di soddisfare rapidamente le variazioni di potenza richieste dall’impianto 1. This allows to obtain faster thermal release variations than those obtainable with the burner units of the known art. In this way the burner unit 9 according to the present invention is able to quickly satisfy the power variations required by the system 1.
In particolare, la maggiore stabilità della combustione à ̈ principalmente dovuta al fatto che il bruciatore secondario 11 à ̈ configurato in modo da avere un tempo di volo secondario Ï„Sdiverso dal tempo di volo principale Ï„P. In questo modo, infatti, le oscillazioni termoacustiche del bruciatore principale 10 vengono ridotte attraverso l’azione di contrasto del bruciatore secondario 11. In particular, the greater stability of combustion is mainly due to the fact that the secondary burner 11 is configured in such a way as to have a secondary flight time Ï „Different from the main flight time Ï„ P. In this way, in fact, the thermoacoustic oscillations of the main burner 10 are reduced through the contrasting action of the secondary burner 11.
Inoltre, il fatto che il bruciatore secondario 11 comprenda un primo bruciatore ausiliario 25 e un secondo bruciatore ausiliario 28, i quali sono alimentati indipendentemente da rispettive linee di alimentazione combustibile, genera una distribuzione omogenea di diversi tempi di volo relativi a più sorgenti di combustibile. Una distribuzione omogenea dei tempi di volo genera una combustione più stabile rispetto a quella che si avrebbe in un gruppo bruciatore in cui si ha un solo tempo di volo legato al bruciatore principale. La distribuzione omogenea dei tempi di volo consente, infatti, di regolare il tempo di ritardo in modo tale da contrastare gli effetti delle instabilità termoacustiche. Furthermore, the fact that the secondary burner 11 comprises a first auxiliary burner 25 and a second auxiliary burner 28, which are independently supplied by respective fuel supply lines, generates a homogeneous distribution of different flight times relative to several fuel sources. A homogeneous distribution of the flight times generates a more stable combustion than that which would occur in a burner group in which there is only one flight time linked to the main burner. The homogeneous distribution of flight times allows, in fact, to adjust the delay time in such a way as to counteract the effects of thermoacoustic instabilities.
Oltretutto, il fatto che il bruciatore secondario 11 sia configurato in modo che la zona di combustione secondaria 20 sia completamente contenuta nella zona di combustione principale 12 determina una riduzione della variabilità della temperatura di combustione, con evidenti vantaggi in termini di emissioni inquinanti, e una efficace stabilizzazione dell’intera zona di combustione. Moreover, the fact that the secondary burner 11 is configured so that the secondary combustion zone 20 is completely contained in the main combustion zone 12 determines a reduction in the variability of the combustion temperature, with evident advantages in terms of polluting emissions, and a effective stabilization of the entire combustion area.
In accordo alla presente invenzione, l’effetto stabilizzante à ̈, almeno in parte, delegato alla modulazione dei tempi di volo, mentre la riduzione delle emissioni di inquinanti à ̈ delegata al miglioramento della distribuzione di temperatura nella zona di combustione. According to the present invention, the stabilizing effect is, at least in part, delegated to the modulation of flight times, while the reduction of pollutant emissions is delegated to the improvement of the temperature distribution in the combustion zone.
I gruppi bruciatore di tipo noto affidano in genere la stabilizzazione della combustione al bruciatore pilota. Tuttavia, il bruciatore pilota comporta la presenza di zone di combustione ad elevata temperatura e di conseguenza inquinanti. Known burner units generally entrust combustion stabilization to the pilot burner. However, the pilot burner involves the presence of high temperature and consequently polluting combustion zones.
Infine, la regolazione delle portate di combustibile effettuata dal dispositivo di controllo 19 garantisce che venga rispettato un determinato rapporto tra la seconda portata ausiliaria QA2 e la portata di combustione totale QTOT al variare della potenza emessa dall’impianto 1. In questo modo la stabilità della combustione à ̈ garantita in tutte le condizioni di funzionamento dell’impianto 1. Finally, the adjustment of the fuel flow rates carried out by the control device 19 ensures that a certain ratio is respected between the second auxiliary flow rate QA2 and the total combustion flow rate QTOT as the power emitted by the system 1 varies. In this way the stability combustion is guaranteed in all operating conditions of the system 1.
Risulta infine evidente che al gruppo bruciatore, alla camera di combustione e al metodo per alimentare detto gruppo bruciatore qui descritti possono essere apportate modifiche e varianti senza uscire dall’ambito delle rivendicazioni allegate. Finally, it is evident that modifications and variations can be made to the burner unit, the combustion chamber and the method for feeding said burner unit described here without departing from the scope of the attached claims.
Claims (18)
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Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5193346A (en) * | 1986-11-25 | 1993-03-16 | General Electric Company | Premixed secondary fuel nozzle with integral swirler |
| US20020142257A1 (en) * | 2000-11-13 | 2002-10-03 | Adnan Eroglu | Burner system with staged fuel injection and method for its operation |
| US20030152880A1 (en) * | 2000-06-15 | 2003-08-14 | Adnan Eroglu | Method for operating a burner and burner with stepped premix gas injection |
| EP1662202A1 (en) * | 2004-11-30 | 2006-05-31 | Siemens Aktiengesellschaft | Burner for a gas turbine and method to operate such a burner |
| US20060154192A1 (en) * | 2001-12-24 | 2006-07-13 | Peter Flohr | Burner with stepped fuel injection |
| US20110027728A1 (en) * | 2008-04-01 | 2011-02-03 | Vladimir Milosavljevic | Size scaling of a burner |
-
2012
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-
2013
- 2013-12-17 KR KR1020157017921A patent/KR20150103039A/en not_active Withdrawn
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Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5193346A (en) * | 1986-11-25 | 1993-03-16 | General Electric Company | Premixed secondary fuel nozzle with integral swirler |
| US20030152880A1 (en) * | 2000-06-15 | 2003-08-14 | Adnan Eroglu | Method for operating a burner and burner with stepped premix gas injection |
| US20020142257A1 (en) * | 2000-11-13 | 2002-10-03 | Adnan Eroglu | Burner system with staged fuel injection and method for its operation |
| US20060154192A1 (en) * | 2001-12-24 | 2006-07-13 | Peter Flohr | Burner with stepped fuel injection |
| EP1662202A1 (en) * | 2004-11-30 | 2006-05-31 | Siemens Aktiengesellschaft | Burner for a gas turbine and method to operate such a burner |
| US20110027728A1 (en) * | 2008-04-01 | 2011-02-03 | Vladimir Milosavljevic | Size scaling of a burner |
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