LOBE LANCE FOR A GAS TURBINE COMBUSTOR

Disclosed is a lobe lance (21) for a gas turbine combustor comprising a plurality of N (N>=4) lobe fingers (22a-d). Each of the lob fingers (22a-d) is configured as a streamlined body which has a streamlined cross-sectional profile and has two lateral surfaces essentially parallel to a direction (32) of hot gas flow. The lateral surfaces are joined at a upstream side thereof by a leading edge (23) and joined at a downstream side thereof forming a trailing edge (24). A plurality of nozzles (27) for injecting a gaseous and/or liquid fuel mixed with air is distributed along the trailing edge (24), and whereby lobes (28) running between the nozzles (27) are provided at the trailing edge (24) for improving mixing quality and reducing pressure loss in the combustor. Mixing is enhanced by the lobes (28) of each lobe finger (22a-d) having one of two opposite orientations with respect to the flow direction (32), the lobes (28) of all lobe fingers (22a-d) follow a predetermined pattern of orientation across the lobe fingers (22a-d), and at least one pair of neighboring lobe fingers (22a-d) has the same lobe orientation resulting in a grouped lobe arrangement (...LL...or...RR...) such that at least two of the vortices generated by the lobe shape downstream of the lobe fingers (22a-d) combine. 복수의 N(N≥4) 로브 핑거들(22a-d)을 포함하는 가스 터빈 연소기용 로브 랜스(21)로서, 상기 로브 핑거들(22a-d)의 각각은 유선형 단면 프로파일을 갖는 유선형 몸체로서 구성되고, 상기 몸체는 본질적으로 고온 가스 유동의 방향(32)에 평행하는 2개의 횡방향 표면들을 구비하고, 상기 횡방향 표면들은 선단 에지(23)에 의해서 상류측에서 결합되고 후미 에지(24)를 형성하는 하류측에서 결합되며, 공기와 혼합된 가스 및/또는 액체 연료를 분사하기 위한 복수의 노즐들(27)은 상기 후미 에지(24)를 따라 분배되고 상기 노즐들(27) 사이에서 이동하는 로브들(28)이 혼합 품질을 개선하고 상기 연소기에서 압력 손실을 감소시키기 위하여 상기 후미 에지(24)에 제공된다. 혼합은 상기 유동 방향(32)에 대한 2개의 반대 방위들 중 하나를 갖는 각각의 로브 핑거(22a-d)의 로브들(28)에 의해서 개선되고, 모든 로브 핑거들(22a-d)의 로브들(28)은 상기 로브 핑거들(22a-d)을 가로질러 미리 결정된 방위 패턴을 추종하고, 이웃 로브 핑거들(22a-d)의 적어도 하나의 쌍은 상기 로브 핑거들(22a-d)의 하류에 있는 로브 형상에 의해서 발생된 와류들이 조합되도록, 그룹형 로브 배열체(...LL...또는...RR...)로 귀결되는 동일 로브 방위를 가진다.