SYSTEM AND METHOD OF IMPROVING COMBUSTION STABILITY IN A GAS TURBINE

A combustor for a gas turbine engine having a compressor upstream of the combustor and a turbine downstream of the combustor. The combustor also includes a combustor chamber, an oxy-fuel pilot burner (104) centrally positioned at an end of the combustor chamber, and an air-fuel premix burner configu...

Ausführliche Beschreibung

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Bibliographische Detailangaben
Hauptverfasser:	D'AGOSTINI, MARK DANIEL, SANE, ANUP VASANT
Format:	Patent
Sprache:	eng ; fre
Schlagworte:	BLASTING BURNERS COMBUSTION APPARATUS COMBUSTION PROCESSES GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGHVELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS HEATING LIGHTING MECHANICAL ENGINEERING WEAPONS
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Beschreibung
Zusammenfassung:	A combustor for a gas turbine engine having a compressor upstream of the combustor and a turbine downstream of the combustor. The combustor also includes a combustor chamber, an oxy-fuel pilot burner (104) centrally positioned at an end of the combustor chamber, and an air-fuel premix burner configured to at least partially premix air and fuel. The air-fuel premix burner surrounds the oxy-fuel pilot burner (104) in an annular configuration. L'invention concerne une chambre de combustion d'un moteur à turbine à gaz comprenant un compresseur en amont de la chambre de combustion et une turbine en aval de cette dernière. La chambre de combustion comprend également une chambre de chambre de combustion, un brûleur veilleuse d'oxy-gaz (104) positionné au centre à une extrémité de la chambre de chambre de combustion, et un brûleur à prémélange de gaz et d'air conçu pour pré-mélanger au moins partiellement le gaz et l'air. Le brûleur à prémélange de gaz et d'air entoure le brûleur veilleuse d'oxy-gaz (104) selon une configuration annulaire.