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KR20190105997A - 파일럿 연료 분사 장치, 이를 구비한 연료 노즐 및 가스 터빈 - Google Patents

파일럿 연료 분사 장치, 이를 구비한 연료 노즐 및 가스 터빈 Download PDF

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KR20190105997A
KR20190105997A KR1020180026857A KR20180026857A KR20190105997A KR 20190105997 A KR20190105997 A KR 20190105997A KR 1020180026857 A KR1020180026857 A KR 1020180026857A KR 20180026857 A KR20180026857 A KR 20180026857A KR 20190105997 A KR20190105997 A KR 20190105997A
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fuel injection
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보리스 세르쉬뇨프
도윤영
Original Assignee
두산중공업 주식회사
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Publication date
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Abstract

본 발명은 파일럿 연료 분사 장치, 이를 구비한 연료 노즐 및 가스 터빈 에 관한 것이다. 본 발명은 연료 노즐에 장착되어 유입된 공기의 유동을 균일하게 하고, 연료와의 균일한 혼합을 가능하게 한다. 본 발명에 의해 혼합도가 높은 연료 혼합 공기가 연소실로 제공된다.
본 발명에 따르면 연소실로 향하는 연료 혼합 공기의 혼합도를 높여, 질산화물의 발생을 억제하고 화염이 정체되는 것을 방지할 수 있다

Description

파일럿 연료 분사 장치, 이를 구비한 연료 노즐 및 가스 터빈 {Pilot fuelinjector, fuelnozzle and gas turbinehaving it}
본 발명은 파일럿 연료 분사 장치, 이를 구비한 연료 노즐 및 가스 터빈 에 관한 것이다.
터빈이란 증기, 가스와 같은 압축성 유체의 흐름을 이용하여 충동력 또는 반동력으로 회전력을 얻는 기계장치로, 증기를 이용하는 증기터빈 및 고온의 연소가스를 이용하는 가스터빈 등이 있다.
이 중, 가스터빈은 크게 압축기와 연소기와 터빈으로 구성된다. 상기 압축기는 공기를 도입하는 공기 도입구가 구비되고, 압축기 케이싱 내에 다수개의 압축기 베인과, 압축기 블레이드가 교대로 배치되어 있다.
연소기는 상기 압축기에서 압축된 압축 공기에 대하여 연료를 공급하고 버너로 점화함으로써 고온고압의 연소 가스가 생성된다.
터빈은 터빈 케이싱 내에 복수의 터빈 베인과, 터빈 블레이드가 교대로 배치되어 있다. 또한, 압축기와 연소기와 터빈 및 배기실의 중심부를 관통하도록 로터가 배치되어 있다.
상기 로터는 양단부가 베어링에 의해 회전 가능하게 지지된다. 그리고, 상기 로터에 복수의 디스크가 고정되어, 각각의 블레이드가 연결되는 동시에, 배기실측의 단부에 발전기 등의 구동축이 연결된다.
이러한 가스터빈은 4행정 기관의 피스톤과 같은 왕복운동 기구가 없기 때문에 피스톤-실린더와 같은 상호 마찰부분이 없어 윤활유의 소비가 극히 적으며 왕복운동기계의 특징인 진폭이 대폭 감소되고, 고속운동이 가능한 장점이 있다.
가스터빈의 작동에 대해서 간략하게 설명하면, 압축기에서 압축된 공기는 연소기에서 연료와 혼합 및 연소되어 고온의 연소가스 흐름을 생성시키고 이를 터빈 측으로 분사하며, 분사된 연소가스는 터빈을 회전시켜 회전력을 얻을 수 있도록 한다.
여기서, 공기와 연료가 균일하게 혼합되어 연소 가스를 제공함으로써 안정적으로 연소할 수 있다. 특히 공기의 유속이 낮거나 공기 유동이 균일하지 않은 경우 연료 노즐 내부에 화염이 발생할 우려가 있어, 연료 노즐의 부품들의 파손을 야기할 수 있다. 또한 공기와 연료의 불균일한 혼합은 연소 온도를 증가시키거나 녹스(NOx)를 과도하게 생성시킬 수 있다. 따라서 공기의 유속이 일정하게 유지되고, 공기와 연료의 혼합의 균일도가 높아져야 할 필요가 있다.
한국등록특허 제10-0542900호(2006.01.05)
본 발명의 목적은 연료와 공기가 균일하게 혼합되도록 하여 안정적인 예혼합을 수행하는 것이다.
본 발명의 목적은 연소실 내에 혼합도가 높은 연료 혼합 공기를 제공하여, 연료를 안정적으로 연소시키고 질산화물을 저감시키는 것이다.
상술한 바와 같은 목적을 달성하기 위해, 본 발명의 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치는 연료 공급관, 다공판, 연료 페그 유닛, 파일럿 팁을 포함한다. 연료 공급관은 내부로 연료가 유동한다. 다공판은 연료 공급관과 동심축을 형성하면서 연료 공급관의 둘레에 배치되고, 복수의 개구가 형성되어 있다. 연료 페그 유닛은 다공판과 이격되어 위치되고, 양 측면에 연료 분사홀이 형성된 복수의 연료 페그가 연료 공급관을 중심으로 방사상으로 배치된다. 파일럿 팁은 일단이 연료 공급관의 하류 방향 단부에 연결되며, 타단으로 갈수록 반경이 작아지는 원뿔대 형상을 갖는다.
본 발명의 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치에서 파일럿 팁의 타단의 단면은 유선형 곡면, 평면, 반구면 중 하나일 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치에서 파일럿 팁의 타단의 단면에는 홈이 형성될 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치에서 다공판에는 다공판의 중심을 기준으로 면적이 상이한 복수의 직사각형의 개구가 방사상으로 배치될 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치에서 다공판에는 면적이 상이한 복수의 원형의 개구가 소정의 패턴으로 배치될 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치에서 복수의 개구는 다공판의 중심에서 멀어질수록 면적이 큰 개구가 배치될 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치에서 다공판에 형성된 개구의 총 면적은 다공판 상부 표면적 및 개구 면적 합의 70~90%일 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치에서 연료 페그는 단면이 유선형, 직사각형, 라운드 형태 중 하나일 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치에서 연료 페그의 양 측면에는 하나 이상의 연료 분사홀이 형성될 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치에서 연료 페그의 복수의 연료 분사홀은 소정의 패턴을 이루며 형성될 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치에서 연료 페그의 복수의 연료 분사홀은 크기가 서로 상이할 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 연료 노즐은 연료 노즐 센터 바디, 슈라우드, 림, 파일럿 연료 분사 장치를 포함한다. 파일럿 연료 분사 장치는 내부에 연료가 유동하는 연료 공급관과, 연료 공급관과 동심축을 형성하면서 연료 공급관의 둘레에 배치되고 복수의 개구가 형성된 다공판과, 다공판과 이격되어 위치되고, 연료 분사홀이 형성된 복수의 연료 페그가 방사상으로 배치된 연료 페그 유닛과, 일단이 연료 공급관의 하류 방향 단부에 연결되며, 타단으로 갈수록 반경이 작아지는 원뿔대 형상을 가진 파일럿 팁을 구비할 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 가스 터빈은 압축기, 연소기, 터빈을 포함한다. 연소기는 연소 챔버와 연소 챔버 내부에 장착된 적어도 하나의 연료 노즐을 포함할 수 있다. 연료 노즐은 연료 노즐 센터 바디, 슈라우드, 림, 파일럿 연료 분사 장치를 포함한다.
본 발명에 따르면 유입되는 공기가 안정적으로 유동하여 연료와 공기의 혼합도를 높일 수 있으며, 안정적인 예혼합이 가능하다.
본 발명에 따르면 연료를 안정적으로 연소시킴으로써 질산화물을 저감시키고 연소 진동을 감소시킬 수 있다.
도 1은 본 발명에 따른 가스 터빈의 전체적인 구조를 나타내는 도면이다.
도 2는 본 발명에 따른 가스 터빈의 연소기를 나타내는 도면이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치를 나타내는 도면이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치의 종방향 단면을 나타내는 도면이다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치에서 다공판을 나타내는 도면이다.
도 6은 본 발명의 다른 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치에서 다공판을 나타내는 도면이다.
도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치에서 연료 페그 유닛을 나타내는 도면이다.
도 8은 본 발명의 일 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치에서 연료 페그를 통해 연료가 분사되는 것을 나타내는 도면이다.
도 9는 본 발명의 일 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치에서 분사된 연료와 공기가 유동하는 상태를 나타내는 도면이다.
도 10은 본 발명의 일 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치에서 연료 페그의 변형례를 나타내는 도면이다.
도 11는 본 발명의 일 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치의 파일럿 팁의 유무에 따른 연료 혼합 공기의 농도 분포를 나타내는 도면이다.
도 12은 본 발명의 일 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치에서 파일럿 팁의 변형례를 나타내는 도면이다.
도 13는 본 발명의 다른 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치에서 파일럿 팁의 변형례를 나타내는 도면이다.
도 14는 본 발명의 일 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치가 연료 노즐에 장착된 상태를 나타내는 도면이다.
이하 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시형태에 대하여 상세히 설명한다.
본 발명의 실시형태를 설명함에 있어서 당업자라면 자명하게 이해할 수 있는 공지의 구성에 대한 설명은 본 발명의 요지를 흐리지 않도록 생략될 것이다. 또한 각 도면의 구성요소들에 참조부호를 부가함에 있어서 동일한 구성요소들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 부호를 부여할 것이며, 도면을 참조할 때에는 도면에 도시된 선들의 두께나 구성요소의 크기 등이 설명의 명료성과 편의상 과장되게 도시되어 있을 수 있음을 고려하여야 한다.
그리고, 본 발명의 실시예의 구성 요소를 설명하는 데 있어서, 제 1, 제 2, A, B, (a), (b) 등의 용어를 사용할 수 있다. 이러한 용어는 그 구성 요소를 다른 구성 요소와 구별하기 위한 것일 뿐, 그 용어에 의해 해당 구성 요소의 본질이나 차례 또는 순서 등이 한정되지 않는다. 어떤 구성 요소가 다른 구성요소에 "연결", "결합" 또는 "접속"된다고 기재된 경우, 그 구성 요소는 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되거나 접속될 수 있지만, 각 구성 요소 사이에 또 다른 구성 요소가 개재되면서 간접적으로 "연결", "결합" 또는 "접속"될 수도 있다고도 이해되어야 할 것이다.
가스 터빈의 열역학적 사이클은 이상적으로는 브레이튼 사이클(Brayton cycle)을 따른다. 브레이튼 사이클은 등엔트로피 압축(단열 압축), 정압 급열, 등엔트로피 팽창(단열 팽창), 정압 방열로 이어지는 4가지 과정으로 구성된다. 즉, 대기의 공기를 흡입하여 고압으로 압축한 후 정압 환경에서 연료를 연소하여 열에너지를 방출하고, 이 고온의 연소가스를 팽창시켜 운동에너지로 변환시킨 후에 잔여 에너지를 담은 배기가스를 대기 중으로 방출한다. 즉, 압축, 가열, 팽창, 방열의 4 과정으로 사이클이 이루어진다.
위와 같은 브레이튼 사이클을 실현하는 가스 터빈은 압축기와 연소기, 터빈을 포함한다. 도 1은 가스 터빈(1000)의 전체적인 구성을 개략적으로 도시한 도면이다. 이하의 설명은 도 1을 참조하겠지만, 본 발명의 설명은 도 1에 예시적으로 도시된 가스 터빈(1000)과 동등한 구성을 가진 터빈 기관에 대해서도 폭넓게 적용될 수 있다.
가스 터빈(1000)의 압축기(1100)는 공기를 흡입하여 압축하는 역할을 하는 부분이며, 연소기(1200)에 연소용 공기를 공급하는 한편 가스 터빈(1000)에서 냉각이 필요한 고온 영역에 냉각용 공기를 공급하는 것이 주된 역할이다. 흡입된 공기는 압축기(1100)에서 단열압축 과정을 거치게 되므로, 압축기(1100)를 통과하는 공기의 압력과 온도는 올라가게 된다.
가스 터빈(1000)에 포함되는 압축기(1100)는 보통 원심 압축기(centrifugal compressors)나 축류 압축기(axial compressor)로 설계되는데, 소형 가스 터빈에서는 원심 압축기가 적용되는 반면, 도 1에 도시된 것과 같은 대형 가스 터빈(1000)은 대량의 공기를 압축해야 하기 때문에 다단 축류 압축기(1100)가 적용되는 것이 일반적이다.
압축기(1100)는 터빈(1300)에서 출력되는 동력의 일부를 사용하여 구동된다. 이를 위해, 도 1에 도시된 것과 같이, 압축기(1100)의 회전축과 터빈(1300)의 회전축은 직결된다. 대형 가스 터빈(1000)의 경우, 터빈(1300)에서 생산되는 출력의 거의 절반 정도가 압축기(1100)를 구동시키는데 소모된다. 따라서, 압축기(1100)의 효율을 향상시키는 것은 가스 터빈(1000)의 전체 효율을 향상시키는데 직접적이고도 지대한 영향을 미치게 된다.
그리고, 연소기(1200)는 압축기(1100)의 출구로부터 공급되는 압축 공기를 연료와 혼합하여 등압 연소시켜 높은 에너지의 연소가스를 만들어 낸다. 도 2는 가스 터빈(1000)에 구비되는 연소기(1200)의 일례를 보여준다. 연소기(1200)는 압축기(1100)의 하류에 배치되며, 환형을 이루는 연소기 케이싱(1210)을 따라 복수 개의 버너(1220)가 배치된다. 각 버너(1220)에는 수 개의 연소 노즐(1230)이 구비되며, 이 연소 노즐(1230)에서 분사되는 연료가 공기와 적절한 비율로 혼합되어 연소에 적합한 상태를 이루게 된다.
가스 터빈(1000)에는 가스 연료와 액체 연료, 또는 이들이 조합된 복합 연료가 사용될 수 있다. 법적 규제 대상이 되는 일산화탄소와 질소산화물 등의 배출가스 양을 저감하기 위한 연소 환경을 만드는 것이 중요한데, 연소 제어가 상대적으로 어렵기는 하지만 연소온도를 낮추고 균일한 연소를 만들어 배출가스를 줄일 수 있다는 장점이 있어 근래에는 예혼합 연소가 많이 적용된다. 예혼합 연소의 경우에는 압축공기가 연소 노즐(1230)에서 분사되는 연료와 혼합된 후 연소실(1240) 안으로 들어간다. 예혼합 가스의 최초 점화는 점화기를 이용하여 이루어지며, 이후 연소가 안정되면 연료와 공기를 공급하는 것으로 연소는 유지된다.
연소기(1200)는 가스 터빈(1000)에서 가장 고온 환경을 이루기 때문에 적절한 냉각이 필요하다. 도 2를 참조하면, 버너(1220)와 터빈(1300) 사이를 연결하여 고온의 연소가스가 유동하는 덕트 조립체, 즉 라이너(1250)와 트랜지션 피스(1260), 유동 슬리브(1270)로 이루어진 덕트 조립체의 외면을 따라 압축공기가 흘러서 연소 노즐(1230) 쪽으로 공급되며, 이 과정에서 고온의 연소가스에 의해 가열된 덕트 조립체가 적절히 냉각된다.
덕트 조립체는 탄성 지지수단(1280)을 매개로 연결된 라이너(1250)와 트랜지션 피스(1260)의 바깥을 유동 슬리브(1270)가 감싸는 이중 구조로 이루어져 있으며, 압축공기는 유동 슬리브(1270) 안쪽의 환형 공간 안으로 침투하여 라이너(1250)와 트랜지션 피스(1260)를 냉각시킨다.
여기서, 라이너(1250)와 트랜지션 피스(1260)의 각 일단은 연소기(1200)와 터빈(1300) 측에 각각 고정되기 때문에, 탄성 지지수단(1280)은 열팽창에 의한 길이 및 직경 신장을 수용할 수 있는 구조로 라이너(1250)와 트랜지션 피스(1260)를 지지할 수 있어야 한다.
연소기(1200)에서 생산된 고온, 고압의 연소가스는 덕트 조립체를 통해 터빈(1300)에 공급된다. 터빈(1300)에서는 연소가스가 단열 팽창하면서 터빈(1300)의 회전축에 방사상으로 배치된 다수의 블레이드에 충돌, 반동력을 줌으로써 연소가스의 열에너지가 회전축이 회전하는 기계적인 에너지로 변환된다. 터빈(1300)에서 얻은 기계적 에너지의 일부는 압축기에서 공기를 압축하는데 필요한 에너지로 공급되며, 나머지는 발전기를 구동하여 전력을 생산하는 등의 유효 에너지로 활용된다.
이와 같이, 가스 터빈(1000)은 주요 구성부품이 왕복운동을 하지 않기 때문에 피스톤-실린더와 같은 상호 마찰부분이 없어 윤활유의 소비가 극히 적으며, 왕복운동 기계의 특징인 진폭이 대폭 감소되고, 고속운동이 가능한 장점이 있다.
그리고, 브레이튼 사이클에서의 열효율은 공기를 압축하는 압축비가 높을수록, 그리고 등엔트로피 팽창 과정으로 유입되는 연소가스의 온도(터빈 입구 온도)가 높을수록 올라가기 때문에 가스 터빈(1000)도 압축비와 터빈 입구에서의 온도를 올리는 방향으로 발전하고 있다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치를 나타내는 도면이고, 도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치의 종방향 단면을 나타내는 도면이다.
본 발명은 예혼합 연소를 위한 장치로, 공기의 유동을 조절할 수 있고, 공기와 연료의 혼합도를 높여 NOx의 발생을 줄일 수 있으며, 화염을 안정화시킬 수 있는 파일럿 연료 분사 장치(1230A)에 대한 것이다.
도 3에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 파일럿 연료 분사 장치(1230A)는 연료 공급관(1231), 다공판(1233), 연료 페그 유닛(1235), 파일럿 팁(1239)을 포함한다. 연료 공급관(1231)은 연료 탱크(미도시)에 연결되어 연료 탱크로부터 연료를 공급받는다. 공급된 연료는 연료 공급관 내부로 유동한다.
다공판(1233)은 연료 공급관(1231)의 일부를 둘러싸며 배치된다. 다공판(1233)은 원판 형상으로 형성되며, 연료 공급관(1231)과 동심축을 형성하며 배치된다.
연료 페그 유닛(1235)은 연료 공급관 둘레에 다공판(1233)과 이격되어 위치된다. 연료 페그 유닛(1235)은 복수의 연료 페그를 구비하며, 복수의 연료 페그(1236)는 연료 공급관(1231) 둘레에 방사상으로 배치된다. 각각의 연료 페그(1236)는 유선형의 측면을 가진 육각 기둥 형상으로 형성될 수 있다. 육각 기둥의 일면이 연료 공급관(1231)에 위치 고정된다. 연료 페그(1236)의 내부에는 캐비티가 형성되며, 연료 공급관(1231) 내부를 유동하는 공기가 연료 페그(1236)의 캐비티로 유입된다. 각각의 연료 페그(1236)의 측면에는 연료 분사홀(1237)이 형성되어 있다. 연료 페그(1236)의 캐비티로 유입된 연료는 연료 분사홀(1237)을 통해 분사된다.
파일럿 팁(1239)은 연료 공급관(1231)의 일단과 연결된다. 파일럿 팁(1239)은 타단으로 갈수록 반경이 작아지는 원뿔대 형상으로 형성된다. 파일럿 팁은 연료 페그 유닛(1235)을 통과한 연료 혼합 공기가 연료 노즐 내부의 중심을 향해 이동하도록 하여 연료 노즐 방사상 외측 뿐 아니라 노즐의 방사상 내측 부분 역시 연료와 공기의 혼합도를 높일 수 있다
파일럿 연료 분사 장치(1230A)는 연료 노즐(1230) 내에 장착되어 공기의 유동을 조절하고, 공기와 연료의 혼합도를 높인다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치에서 다공판을 나타내는 도면이고, 도 6은 본 발명의 다른 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치에서 다공판을 나타내는 도면이다.
파일럿 연료 분사 장치(1230A)에 대해서 보다 구체적으로 설명한다.
다공판(1233)은 연료 공급관(1231)의 둘레에 장착된다. 도 5에 도시된 바와 같이, 다공판(1233)은 원판 형상으로 형성된다. 다공판(1233)의 중심에는 연료 공급관(1231)과 결합하기 위한 결합구(1233a)가 형성되어 있다.
다공판(1233)에는 다공판(1233)의 두께 방향을 관통하는 개구(1234)가 형성된다. 다공판(1233)은 연료 노즐 내에 장착되는 것으로, 다공판(1233)의 직경은 연료 노즐의 연료 노즐 센터 바디의 직경과 동일하거나 약간 작게 형성된다.
연료 노즐에 유입된 공기는 다공판(1233)의 개구(1234)를 통과한다. 다공판(1233)에 의하여 연료 노즐 내부에 유입된 공기가 감압되면서, 와류가 약해지고 공기의 유동이 보다 균일해진다. 다공판(1233)에 의해 유입된 공기의 유동을 조절할 수 있다.
한편, 다공판(1233)의 두께는 원하는 설계 방향에 따라 조절될 수 있다. 다공판(1233)의 두께가 두꺼워지는 경우 유동 공기가 다공판(1233)의 개구(1234)를 통과하는 시간이 길어지고 공기가 감압되는 효과가 나타날 수 있다.
연료 노즐(1230) 내부, 즉 연료 공급관(1231) 외부를 유동하는 공기는 다공판(1233)의 개구(1234)를 통과하여 유동한다. 개구(1234)는 복수 개가 일정한 패턴으로 배치될 수 있다. 일 실시예에서 개구(1234)는 다공판(1233)의 중심을 기준으로 방사상으로 배치될 수 있다. 개구(1234)는 직사각형 형태일 수 있다. 이 경우 직사각형 형태의 개구(1234)의 일부는 원호 형상을 가질 수 있다. 각각의 개구(1234)는 중심에서 멀어질수록 면적이 커질 수 있다. 중심에서 원거리에 배치된 개구(1234)의 면적이 커짐으로써, 연료 노즐(1230)의 방사상 내측과 방사상 외측 흐르는 공기의 유동을 다르게 할 수 있다. 다공판(1233)에서 방사상 외측에 배치된 개구(1234) 크게 형성함으로써, 연료 노즐의 방사상 외측의 공기 유동을 상대적으로 빠르게 할 수 있다. 다공판(1233)의 개구 형상 및 개구 면적을 조절함으로써 공기 유동을 조절할 수 있다.
한편, 다공판(1233)의 개구(1234)는 일부 면에 두께 방향으로 홈이 형성되어 물결 형상의 면을 가질 수도 있다(도 6의 (a)). 이 경우 유동 공기는 물결 형상의 면을 통과하며 상이한 유동 패턴을 갖게 된다. 개구(1234)의 일부 면에 홈을 형성함으로써 유동을 조절할 수 있다.
다른 실시예에서는 개구(1234)의 형상이 원형으로 형성될 수도 있다. 다공판(1233) 상에 원형의 개구(1234)가 소정의 패턴으로 배치될 수 있다. 도 6의 (b)에 도시된 바와 같이, 다공판(1233)의 개구(1234)는 다공판(1233)의 중심부에는 직경이 작은 개구가, 다공판(1233)의 외곽에는 직경이 큰 개구가 배치될 수 있다. 중심에서 원거리에 직경이 큰 개구가 배치됨으로써, 연료 노즐(1230)의 방사상 내측과 방사상 외측을 흐르는 공기의 유동을 조절할 수 있다. 본 실시예에서는 다공판(1233)의 외곽에 직경이 큰 개구(1234)가 배치되었으나 이에 한하지 않으며, 개구(1234)의 배치 패턴은 공기 유동의 설계에 따라 다양한 크기의 개구가 다양한 패턴으로 배치될 수 있다.
다공판(1233)에 형성된 개구(1234)의 총 면적은 개구(1234)의 면적을 포함한 다공판(1233) 상부 전체 면적의 70~90%일 수 있다. 다공판 상부 전체 면적이란 다공판(1233) 상부의 표면적과 개구(1234) 면적의 합을 의미한다. 개구(1234) 전체의 면적이 다공판 상부 전체 면적의 70% 미만인 경우 공기 유동이 원활하지 않으며, 개구(1234) 전체의 면적이 다공판 상부 전체 면적의 90%가 넘는 경우 공기의 유동을 조절하는 기능이 약화되어 바람직하지 않다. 개구(1234)는 총 면적이 다공판(1233) 상부 전체 면적의 70~90%의 범위에 포함되도록 형태 및 패턴이 조절될 수 있다.
다공판(1233)은 연소기의 설계에 따라 다공판(1233)을 교체할 수 있도록, 연료 공급관(1231)에 탈착 가능하게 장착될 수 있다.
도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치에서 연료 페그 유닛을 나타내는 도면이고, 도 8은 본 발명의 일 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치에서 연료 페그를 통해 연료가 분사되는 것을 나타내는 도면이고, 도 9는 본 발명의 일 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치에서 분사된 연료와 공기가 유동하는 상태를 나타내는 도면이며, 도 10은 본 발명의 일 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치에서 연료 페그의 변형례를 나타내는 도면이다.
연료 페그 유닛(1235)은 연료 공급관(1231) 둘레에 다공판(1233)과 이격되어 위치된다. 도 7에 도시된 바와 같이, 연료 페그 유닛(1235)은 복수의 연료 페그(1236)를 구비한다. 연료 페그(1236)는 각각 연료 공급관 둘레에 방사상으로 배치된다. 각각의 연료 페그(1236)는 유선형의 측면을 가진 육각 기둥 형상으로 형성될 수 있다. 육각 기둥의 바닥면이 연료 공급관(1231)에 위치 고정되어 있으며, 연료 노즐 내부를 유동하는 공기는 연료 페그(1236)의 유선형의 측면을 지나 이동한다.
각각의 연료 페그(1236)에는 연료 분사홀(1237)이 형성되어 있다. 연료 분사홀(1237)은 복수개가 형성될 수 있으며, 소정 패턴으로 배치된다. 도 8에 도시된 바와 같이, 연료 페그(1236) 내부에는 캐비티가 형성되어 있으며, 연료 공급관(1231)을 유동하는 연료는 연료 페그(1236) 내의 캐비티로 유동하여 연료 분사홀(1237)로 분사된다.
연료 분사홀(1237)은 연료 페그(1236) 상에서, 연료 공급관(1231)과의 방사상 이격 거리에 따라서 상이한 수평 위치를 갖는다. 연료 공급관(1231)과의 거리가 가까운 연료 분사홀(1237)은 공기의 유동 방향의 하류에 위치하고, 연료 공급관(1231)과의 거리가 멀수록, 즉 연료 노즐의 방사상 외측에 있는 연료 분사홀(1237)은 공기의 유동 방향의 상류에 위치하도록 설계할 수 있다.
연료 분사홀(1237)을 따라 연료가 배출되면, 연료는 연료 페그(1236) 사이를 통과하는 공기와 혼합된다. 여기서, 연료 노즐의 방사상 내측의 연료 분사홀(1237)은 방사상 외측에 위치한 연료 분사홀(1237)에 비해 상대적으로 공기 유동 방향의 하류에 위치함으로써 공기와 연료가 더 나중에 혼합되며, 상대적으로 낮은 혼합도를 가질 수 있다. 하지만, 연료 노즐 방사상 내측의 연료 혼합 공기는 파일럿 팁(1239)를 지나며 더 넓은 공간으로 확장되어 퍼지며, 충분히 혼합될 수 있는 시간, 공간적 여유를 갖게 된다. 따라서 연료 혼합 공기가 파일럿 팁(1239)을 지나 연료 노즐 중심부를 유동하더라도, 전체적으로 혼합도가 높은 예혼합을 이룰 수 있다.
연료 분사홀(1237)은 수직 방향으로 일정한 간격으로 이격되어 있어, 분사되는 연료는 연료 페그(1236)를 유동하는 공기와 더욱 균일하게 혼합될 수 있다. 본 실시예에서는 연료 분사홀(1237)의 수직 방향의 이격 거리(s)가 동일하나, 이에 한정하지는 않으며, 필요에 따라 이격 거리를 다르게 설계할 수도 있다.
한편, 연료 분사홀(1237)의 크기는 필요에 따라 조절될 수 있다. 요구되는 예혼합 비율에 따라 연료 분사홀(1237)의 크기를 크게 또는 작게 설계할 수 있다. 또한, 복수의 연료 분사홀(1237)의 크기는 동일할 필요는 없으며, 필요에 따라 각각 상이하게 형성될 수도 있다. 예를 들어, 연료 분사홀(1237)은 연료 페그(1236) 상에서 방사상 외측에 배치될수록 크기가 커질 수 있다.
도 9는 연료 페그(1236)를 측면에서 본 상태를 도시한 도면이다. 유입된 공기는 연료 페그(1236)의 유선형 측면을 지나 유동한다. 공기는 연료 페그(1236)의 유선형 측면을 지나면서 유동 속도가 빨라지게 된다. 도면상에서 연료 페그(1236)의 우측에 연료 분사홀(1237)이 형성되어 있으며, 분사된 연료는 연료 페그(1236)의 측면을 유동하는 공기와 혼합된다. 연료 페그(1236)의 측면을 지나면서 유동 속도가 빨라진 공기는 분사된 연료와 같이 유동하면서, 연료 노즐 내부에서 혼합도가 높은 연료 혼합 공기를 형성한다.
연료 분사홀(1237)은 연료가 공기의 유동 방향으로 분사될 수 있도록 두께 방향에 대해서 기울어져 형성될 수 있으나, 이에 한정하지는 않는다.
한편 연료 페그(1236)는 단면이 다양한 형상으로 형성될 수 있다. 본 실시예에서 연료 페그(1236)의 단면은 공기의 유동 방향으로 측면의 길이가 연장된 육각형의 형태, 즉 날개 형상이지만, 이에 한정하는 것은 아니고, 도 10에 도시된 바와 같이 직사각형이나, 단부가 반구형인 라운드 형태로 형성될 수도 있다. 연료 페그(1236)의 단면이 사각형으로 형성된 경우, 연료 페그(1236)를 지나면서 형성된 연료 혼합 공기는 연료 페그(1236) 단부에 부딪히며 유동 속도가 연료 페그(1236)의 형상이 유선형일 때보다 다소 줄어들 수 있다.
도 10의 (c)와 같이, 연료 페그(1236)의 형상이 라운드 형태를 갖는 경우, 연료 혼합 공기는 연료 페그(1236)를 지나면서 연료 페그(1236)의 형상이 유선형일 때보다 상대적으로 유동이 지체된다. 연료 혼합 공기의 유동이 지체되면서 연료 혼합 공기의 흐름이 조절된다. 본 발명은 연료 페그(1236)의 형상을 달리하여 연료 혼합 공기의 흐름 및 유동 속도를 조절할 수 있다.
한편, 본 실시예에서 연료 페그(1236)는 9개가 배치되어 있으나, 연료 페그(1236)의 개수는 필요에 따라 증감할 수 있다.
도 11은 본 발명의 일 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치의 파일럿 팁의 유무에 따른 연료 혼합 공기의 농도 분포를 나타내는 도면이고, 도 12는 본 발명의 일 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치에서 파일럿 팁의 변형례를 나타내는 도면이고, 도 13은 본 발명의 다른 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치에서 파일럿 팁의 변형례를 나타내는 도면이며, 도 14는 본 발명의 일 실시예에 따른 파일럿 연료 분사 장치가 연료 노즐에 장착된 상태를 나타내는 도면이다.
도 11의 (a)에 도시된 바와 같이, 파일럿 팁(1239)은 연료 공급관(1231)의 일단과 연결된다. 파일럿 팁(1239)은 연료 페그 유닛(1235)을 통과한 연료 혼합 공기가 연료 노즐 내부의 방사상 중심을 향해 이동하도록 하여, 연료 노즐의 방사상 외측 뿐 아니라 방사상 내측 부분 역시 충분한 혼합도를 확보할 수 있다.
도 11의 (b)에 도시된 바와 같이, 파일럿 팁이 없는 경우라면 연료 페그 유닛(1235)을 유동하는 연료 혼합 공기는 연료 공급관(1231)의 단면에 부딪히게 되며, 연료 노즐의 방사상 내측은 상대적으로 압력이 낮아 와류가 발생하고 공기의 유동이 불균일한 영역이 형성되게 된다. 따라서 방사상 내측의 공기-연료 혼합도가 낮아질 수 있다. 결과적으로, 연료 혼합 공기의 균일도가 낮아지게 되며 불완전 연소 및 화염의 홀딩(holding)을 유발한다. 본 발명은 파일럿 팁(1239)으로 인하여 보다 균일한 예혼합을 이룰 수 있다.
한편, 도 12에 도시된 바와 같이, 파일럿 팁(1239)은 연료 혼합 공기의 유동 방향으로 연료 노즐의 중심축을 향하여 반경이 좁아지는 원뿔대 형태로 형성된다. 파일럿 팁(1239)의 중심각(α)은 요구되는 유동 조건에 따라 조절될 수 있다. 파일럿 팁(1239)의 중심각(α)은 10˚ 이하가 바람직하다. 파일럿 팁(1239)의 단부는 유선형 곡면으로 연료 페그 유닛(1235)을 통과한 연료 혼합 공기가 파일럿 팁(1239)을 따라 연료 노즐의 중앙 부분으로 유동할 수 있도록 한다. 연료 혼합 공기가 연료 노즐 중앙으로 유동됨으로써 연료 노즐 내부에서 공기와 연료의 혼합도가 더욱 높아질 수 있다.
도 12의 (b)에 도시된 바와 같이, 파일럿 팁의 단부는 평면으로 형성될 수 있다. 이 경우 파일럿 팁의 외면을 따라 유동하는 연료 혼합 공기는 파일럿 팁의 단면에 부딪쳐 유동 속도가 느려질 수 있다.
도 12의 (c)에 도시된 바와 같이, 파일럿 팁의 단부는 반구형으로 형성될 수 있다. 이 경우 파일럿 팁의 외면을 따라 유동하는 연료 혼합 공기는 파일럿 팁의 단면을 따라 유동하며, 연료 혼합 공기의 유동 속도가 느려질 수 있다. 본 발명은 파일럿 팁(1239)의 단면의 형상을 다양하게 설계하여 요구에 부합하도록 연료 혼합 공기의 유동을 조절할 수 있다.
한편, 도 13에 도시된 바와 같이, 다른 실시예에서는 파일럿 팁(1239)의 단면에 홈(1239a)이 형성될 수 있다. 이 경우 유동 공기의 흐름을 지체시켜 전체 유동을 조절하고, 연료 노즐 내부의 공기-연료 혼합도를 조절할 수 있다.
연료 혼합 공기는 연료 노즐 내에서 균일하게 혼합된 후 연소실로 들어간다. 도 14에 도시된 바와 같이, 연료 혼합 공기는 파일럿 팁(1239)을 지나 연료 혼합 영역(Section A)을 유동하게 된다. 연료 혼합 영역(Section A)은 연료 분사 장치(1230A)를 지나 공기와 연료의 혼합도가 더욱 높아지는 공간이다. 본 발명에서는 유입된 공기가 다공판(1233) 및 연료 페그 유닛(1235)을 유동하면서 연료와 혼합되어, 균일한 예혼합을 할 수 있다. 공기와 연료의 혼합도가 높아짐으로써, 연소시 질산화물의 생성을 억제할 수 있으며, 화염의 역류 및 진동 발생을 저감시킬 수 있다.
한편, 본 명세서와 도면에 개시된 본 발명의 실시예들은 본 발명이 기술 내용을 쉽게 설명하고 본 발명의 이해를 돕기 위해 특정 예를 제시한 것일 뿐이며, 본 발명의 범위를 한정하고자 하는 것은 아니다. 여기에 개시된 실시예들 이외에도 본 발명의 기술적 사상에 바탕을 둔 다른 변형예들이 실시 가능하다는 것은 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 자명한 것이다.
1000 : 가스 터빈 1100 : 압축기
1200 : 연소기 1210 : 연소기 케이싱
1220 : 버너 1230 : 연소 노즐
1230A : 파일럿 연료 분사 장치 1231 : 연료 공급관
1233 : 다공판 1234 : 개구
1235 : 연료 페그 유닛 1236 : 연료 페그
1237 : 연료 분사홀 1239 : 파일럿 팁
1239a : 홈

Claims (13)

  1. 내부에 연료가 유동하는 연료 공급관;
    상기 연료 공급관과 동심축을 형성하면서 상기 연료 공급관의 둘레에 배치되고, 복수의 개구가 형성된 다공판;
    상기 다공판과 이격되어 위치되고, 연료 분사홀이 형성된 복수의 연료 페그가 연료 공급관을 중심으로 방사상으로 배치된 연료 페그 유닛; 및
    일단이 상기 연료 공급관의 하류 방향 단부에 연결되며, 타단으로 갈수록 반경이 작아지는 원뿔대 형상을 가진 파일럿 팁;을 포함하는 것으로 특징으로 하는 파일럿 연료 분사 장치.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 파일럿 팁의 타단의 단면은 유선형 곡면, 평면, 반구면 중 하나인 것을 특징으로 하는 파일럿 연료 분사 장치.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 파일럿 팁의 타단의 단면에 홈이 형성된 것을 특징으로 하는 파일럿 연료 분사 장치.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 다공판에는 상기 다공판의 중심을 기준으로 면적이 상이한 복수의 직사각형의 개구가 방사상으로 배치된 것을 특징으로 하는 파일럿 연료 분사 장치.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 다공판에는 면적이 상이한 복수의 원형의 개구가 소정의 패턴으로 배치된 것을 특징으로 하는 파일럿 연료 분사 장치.
  6. 제4항 또는 제5항에 있어서,
    상기 복수의 개구는 상기 다공판의 중심에서 멀어질수록 면적이 큰 개구가 배치되는 것을 특징으로 하는 파일럿 연료 분사 장치.
  7. 제4항 또는 제5항에 있어서,
    상기 다공판에 형성된 개구의 총 면적은 상기 다공판 상부 표면적 및 개구 면적 합의 70~90%인 것을 특징으로 하는 파일럿 연료 분사 장치.
  8. 제1항에 있어서,
    상기 연료 페그는 단면이 유선형, 직사각형, 라운드 형태 중 하나인 것을 특징으로 하는 파일럿 연료 분사 장치.
  9. 제1항에 있어서,
    상기 연료 페그의 양 측면에는 하나 이상의 연료 분사홀이 형성된 것을 특징으로 하는 파일럿 연료 분사 장치.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 연료 페그의 복수의 연료 분사홀은 소정의 패턴을 이루며 형성된 것을 특징으로 하는 파일럿 연료 분사 장치.
  11. 제9항에 있어서,
    상기 연료 페그의 복수의 연료 분사홀은 크기가 서로 상이한 것을 특징으로 하는 파일럿 연료 분사 장치.
  12. 연료 노즐 센터 바디;
    상기 연료 노즐 센터 바디와 동심축이며, 상기 연료 노즐 센터 바디 외측으로 상기 연료 노즐 센터 바디와 이격되어 위치하는 슈라우드;
    상기 슈라우드의 끝단과 결합하며, 공기 유입구를 형성하는 림; 및
    상기 연료 노즐 센터 바디의 유입구에 장착된 파일럿 연료 분사 장치;를 포함하며,
    상기 파일럿 연료 분사 장치는,
    내부에 연료가 유동하는 연료 공급관과,
    상기 연료 공급관과 동심축을 형성하면서 상기 연료 공급관의 둘레에 배치되고, 복수의 개구가 형성된 다공판과,
    상기 다공판과 이격되어 위치되고, 연료 분사홀이 형성된 복수의 연료 페그가 방사상으로 배치된 연료 페그 유닛과,
    일단이 상기 연료 공급관의 하류 방향 단부에 연결되며, 타단으로 갈수록 반경이 작아지는 원뿔대 형상을 가진 파일럿 팁을 구비하는 것을 특징으로 하는 연료 노즐.
  13. 유입되는 공기를 압축하는 압축기;
    상기 압축기로부터 압축된 공기를 유입받아 연료와 혼합하여 연소시키는 연소기; 및
    상기 연소기로부터 연소된 가스에 의해 회전하여 동력을 발생시키는 터빈을 포함하는 가스 터빈으로,
    상기 연소기는 연소 챔버와 상기 연소 챔버 내부에 장착된 적어도 하나의 연료 노즐을 포함하며,
    상기 연료 노즐은,
    연료 노즐 센터 바디와,
    상기 연료 노즐 센터 바디와 동심축이며, 상기 연료 노즐 센터 바디 외측으로 상기 연료 노즐 센터 바디와 이격되어 위치하는 슈라우드와,
    상기 슈라우드의 끝단과 결합하며, 공기 유입구를 형성하는 림과,
    상기 연료 노즐 센터 바디의 유입구에 장착된 파일럿 연료 분사 장치를 포함하되,
    상기 파일럿 연료 분사 장치는,
    내부에 연료가 유동하는 연료 공급관과,
    상기 연료 공급관과 동심축을 형성하면서 상기 연료 공급관의 둘레에 배치되고, 복수의 개구가 형성된 다공판과,
    상기 다공판과 이격되어 위치되고, 연료 분사홀이 형성된 복수의 연료 페그가 방사상으로 배치된 연료 페그 유닛과,
    일단이 상기 연료 공급관의 하류 방향 단부에 연결되며, 타단으로 갈수록 반경이 작아지는 원뿔대 형상을 가진 파일럿 팁을 구비하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111852691A (zh) * 2020-08-13 2020-10-30 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种一体化双组元喷注器及其制造方法及航天设备

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP7287811B2 (ja) * 2019-03-25 2023-06-06 三菱重工業株式会社 燃焼器及びガスタービン
KR102340397B1 (ko) * 2020-05-07 2021-12-15 두산중공업 주식회사 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈
JP6841968B1 (ja) * 2020-09-04 2021-03-10 三菱パワー株式会社 ガスタービン燃焼器の多孔板、ガスタービン燃焼器及びガスタービン
US20230167975A1 (en) * 2021-11-26 2023-06-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel nozzle with restricted core air passage
KR102583227B1 (ko) * 2022-01-26 2023-09-25 두산에너빌리티 주식회사 단위 클러스터 별로 교체 가능한 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100542900B1 (ko) 1996-08-06 2006-03-23 제너럴 일렉트릭 캄파니 가스 터빈 연소기용 연료 노즐 조립체 및 연료 분사기
JP2007285572A (ja) * 2006-04-14 2007-11-01 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンの予混合燃焼バーナー
JP2010223577A (ja) * 2009-03-23 2010-10-07 Siemens Ag スワーラ、少なくとも１つのスワーラを備えたバーナにおける逆火の防止方法およびバーナ
JP2012032147A (ja) * 2010-08-02 2012-02-16 General Electric Co <Ge> 統合型燃料ノズル及び吸気流れ調整装置並びに関連する方法
KR20130021392A (ko) * 2011-01-14 2013-03-05 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 연료 노즐, 이것을 구비한 가스 터빈 연소기 및 이것을 구비한 가스 터빈

Family Cites Families (41)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4653278A (en) * 1985-08-23 1987-03-31 General Electric Company Gas turbine engine carburetor
US5199265A (en) * 1991-04-03 1993-04-06 General Electric Company Two stage (premixed/diffusion) gas only secondary fuel nozzle
US5259184A (en) * 1992-03-30 1993-11-09 General Electric Company Dry low NOx single stage dual mode combustor construction for a gas turbine
US5685139A (en) * 1996-03-29 1997-11-11 General Electric Company Diffusion-premix nozzle for a gas turbine combustor and related method
GB2324147B (en) * 1997-04-10 2001-09-05 Europ Gas Turbines Ltd Fuel-injection arrangement for a gas turbine combuster
KR100550689B1 (ko) 1998-02-10 2006-02-08 제너럴 일렉트릭 캄파니 가스 터빈의 연소 시스템용 버너 및 연료와 공기의 예비혼합 방법
ITMI991204A1 (it) * 1999-05-31 2000-12-01 Nuovo Pignone Spa Iniettore di combustibile liquido per bruciatori in turbine a gas
US6684641B2 (en) * 1999-12-15 2004-02-03 Osaka Gas Co., Ltd. Fluid distributor, burner device, gas turbine engine, and cogeneration system
CA2453532C (en) * 2001-07-10 2009-05-26 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Premixing nozzle, combustor,and gas turbine
US6672073B2 (en) * 2002-05-22 2004-01-06 Siemens Westinghouse Power Corporation System and method for supporting fuel nozzles in a gas turbine combustor utilizing a support plate
US6675581B1 (en) * 2002-07-15 2004-01-13 Power Systems Mfg, Llc Fully premixed secondary fuel nozzle
US6898937B2 (en) * 2002-07-15 2005-05-31 Power Systems Mfg., Llc Gas only fin mixer secondary fuel nozzle
US6691516B2 (en) * 2002-07-15 2004-02-17 Power Systems Mfg, Llc Fully premixed secondary fuel nozzle with improved stability
US6722132B2 (en) * 2002-07-15 2004-04-20 Power Systems Mfg, Llc Fully premixed secondary fuel nozzle with improved stability and dual fuel capability
US7165405B2 (en) * 2002-07-15 2007-01-23 Power Systems Mfg. Llc Fully premixed secondary fuel nozzle with dual fuel capability
US6915636B2 (en) * 2002-07-15 2005-07-12 Power Systems Mfg., Llc Dual fuel fin mixer secondary fuel nozzle
US6832481B2 (en) 2002-09-26 2004-12-21 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine engine fuel nozzle
US6857271B2 (en) * 2002-12-16 2005-02-22 Power Systems Mfg., Llc Secondary fuel nozzle with readily customizable pilot fuel flow rate
US6837052B2 (en) * 2003-03-14 2005-01-04 Power Systems Mfg, Llc Advanced fuel nozzle design with improved premixing
US7185494B2 (en) * 2004-04-12 2007-03-06 General Electric Company Reduced center burner in multi-burner combustor and method for operating the combustor
US7007477B2 (en) * 2004-06-03 2006-03-07 General Electric Company Premixing burner with impingement cooled centerbody and method of cooling centerbody
US7546735B2 (en) * 2004-10-14 2009-06-16 General Electric Company Low-cost dual-fuel combustor and related method
US7370466B2 (en) * 2004-11-09 2008-05-13 Siemens Power Generation, Inc. Extended flashback annulus in a gas turbine combustor
JP4476176B2 (ja) * 2005-06-06 2010-06-09 三菱重工業株式会社 ガスタービンの予混合燃焼バーナー
US7513100B2 (en) * 2005-10-24 2009-04-07 General Electric Company Systems for low emission gas turbine energy generation
US7841180B2 (en) * 2006-12-19 2010-11-30 General Electric Company Method and apparatus for controlling combustor operability
US8117845B2 (en) * 2007-04-27 2012-02-21 General Electric Company Systems to facilitate reducing flashback/flame holding in combustion systems
US20090165436A1 (en) * 2007-12-28 2009-07-02 General Electric Company Premixed, preswirled plasma-assisted pilot
GB0812905D0 (en) * 2008-07-16 2008-08-20 Rolls Royce Plc Fuel injection system
US8113001B2 (en) * 2008-09-30 2012-02-14 General Electric Company Tubular fuel injector for secondary fuel nozzle
US20100192582A1 (en) * 2009-02-04 2010-08-05 Robert Bland Combustor nozzle
US8371123B2 (en) * 2009-10-28 2013-02-12 General Electric Company Apparatus for conditioning airflow through a nozzle
US20110131998A1 (en) * 2009-12-08 2011-06-09 Vaibhav Nadkarni Fuel injection in secondary fuel nozzle
US8677760B2 (en) * 2010-01-06 2014-03-25 General Electric Company Fuel nozzle with integrated passages and method of operation
US20110197587A1 (en) * 2010-02-18 2011-08-18 General Electric Company Multi-tube premixing injector
EP2362148A1 (en) * 2010-02-23 2011-08-31 Siemens Aktiengesellschaft Fuel injector and swirler assembly with lobed mixer
US9010119B2 (en) * 2010-11-03 2015-04-21 General Electric Company Premixing nozzle
US9371989B2 (en) 2011-05-18 2016-06-21 General Electric Company Combustor nozzle and method for supplying fuel to a combustor
US9341376B2 (en) * 2012-02-20 2016-05-17 General Electric Company Combustor and method for supplying fuel to a combustor
US9964043B2 (en) * 2014-11-11 2018-05-08 General Electric Company Premixing nozzle with integral liquid evaporator
KR102070908B1 (ko) * 2018-02-23 2020-03-02 두산중공업 주식회사 연소기용 노즐, 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100542900B1 (ko) 1996-08-06 2006-03-23 제너럴 일렉트릭 캄파니 가스 터빈 연소기용 연료 노즐 조립체 및 연료 분사기
JP2007285572A (ja) * 2006-04-14 2007-11-01 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンの予混合燃焼バーナー
JP2010223577A (ja) * 2009-03-23 2010-10-07 Siemens Ag スワーラ、少なくとも１つのスワーラを備えたバーナにおける逆火の防止方法およびバーナ
JP2012032147A (ja) * 2010-08-02 2012-02-16 General Electric Co <Ge> 統合型燃料ノズル及び吸気流れ調整装置並びに関連する方法
KR20130021392A (ko) * 2011-01-14 2013-03-05 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 연료 노즐, 이것을 구비한 가스 터빈 연소기 및 이것을 구비한 가스 터빈

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111852691A (zh) * 2020-08-13 2020-10-30 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种一体化双组元喷注器及其制造方法及航天设备
CN111852691B (zh) * 2020-08-13 2024-02-06 北京星际荣耀空间科技股份有限公司 一种一体化双组元喷注器及其制造方法及航天设备

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