FUEL INJECTION LOCATIONS BASED ON COMBUSTOR FLOW PATH

Systems and methods for dual-fuel operation of a gas turbine combustor are provided. An exemplary gas turbine combustor may comprise one or more components, such as a cylindrical combustion liner, a flow sleeve, a main mixer, a radial inflow swirler, a combustor dome, and a fuel cartridge assembly, one or more of which may be configured to supply either a gaseous or a liquid fuel to the combustion liner, depending on whether gaseous fuel operation or liquid fuel operation of the combustor is desired. L'invention concerne des systèmes et des procédés destinés à un fonctionnement bi-combustible d'une chambre de combustion d'une turbine à gaz. Un exemple de chambre de combustion de turbine à gaz peut comprendre un ou plusieurs composants, tels qu'une chemise de combustion cylindrique, un manchon d'écoulement, un mélangeur principal, une coupelle de turbulence à écoulement radial, un dôme de chambre de combustion et un ensemble cartouche de combustible, dont un ou plusieurs peuvent être conçus pour fournir un combustible soit gazeux soit liquide à la chemise de combustion, selon qu'un fonctionnement à combustible gazeux ou qu'un fonctionnement à combustible liquide de la chambre de combustion est souhaité.