CN104033927A - 基于rql原理的燃烧室及带有该燃烧室的航空发动机 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于RQL原理的燃烧室及带有该燃烧室的航空发动机。基于RQL原理的燃烧室包括燃烧室机匣以及设于燃烧室机匣内的双层壁火焰筒，双层壁火焰筒的内腔构成富油燃烧区，双层壁火焰筒包括火焰筒头部、火焰筒外壁、火焰筒内壁以及涡流器，双层壁火焰筒与燃烧室机匣之间设有用以构成焠熄掺混区和贫油燃烧区的高压涡轮导叶组件；双层壁火焰筒与高压涡轮导叶组件连接为一体，高压涡轮导叶组件与燃烧室机匣连接为一体；高压涡轮导叶组件与双层壁火焰筒连接的部位构成焠熄掺混区，高压涡轮导叶组件包括高压涡轮导叶，相邻高压涡轮导叶之间的通道形成导叶流道，导叶流道内构成贫油燃烧区。流经导叶的冷气保证高压涡轮导叶组件不被烧蚀。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机领域，特别地，涉及一种基于RQL原理的燃烧室。此外，本发明还涉及一种包括上述基于RQL原理的燃烧室的航空发动机。
背景技术
航空发动机燃烧室技术的主要发展方向是低污染和经济性。航空发动机燃烧室除了必须满足日益严格的航空发动机污染排放标准(目前采用的CAEP6标准)，还必须满足经济性要求，即更轻的重量和更低的油耗。通常这两种要求相互冲突，为达到低污染排放的目的，通常以牺牲燃烧室的结构简单性为代价。大部分的低污染燃烧室，比如轴向和径向分级燃烧室、LPP(Lean Premixed Prevaporized)燃烧室、LDI(Lean Direct Inj ection)燃烧室都使得火焰筒或供油系统异常复杂。
RQL(Rich burn-Quench-Lean burn)的主要原理是空气分级燃烧：主燃区为富油燃烧级，中间为快速焠熄掺混级，后面为贫油燃烧级。RQL燃烧室较好地解决了火焰筒或供油系统异常复杂的问题，在不增加燃烧室复杂性的基础上，获得了较低的污染排放水平。
目前存在的RQL燃烧室主要有：P&W公司的TALON III RQL燃烧室，为了掺混均匀且迅速，采用了突缩的火焰筒结构；而R·R公司的Trent1000发动机上的RQL燃烧室，继续沿用了其成熟的短管进气技术。但是，这两类燃烧室结构仍然存在火焰筒长度偏大，造成发动机长度和重量增大，而且出口温度场分布无法有效控制。
发明内容
本发明目的在于提供一种基于RQL原理的燃烧室及带有该燃烧室的航空发动机，以解决现有燃烧室结构仍然存在火焰筒长度偏大，造成发动机长度和重量增大，而且出口温度场分布无法有效控制的技术问题。
为实现上述目的，本发明采用的技术方案如下：
一种基于RQL原理的燃烧室，包括燃烧室机匣以及设于燃烧室机匣内的双层壁火焰筒，双层壁火焰筒的内腔构成富油燃烧区，双层壁火焰筒包括火焰筒头部、连接在火焰筒头部外壁上的火焰筒外壁、连接在火焰筒头部内壁上的火焰筒内壁以及设于火焰筒头部用以在火焰筒头部形成回流区的涡流器，双层壁火焰筒与燃烧室机匣之间设有用以构成焠熄掺混区和贫油燃烧区的高压涡轮导叶组件；双层壁火焰筒与高压涡轮导叶组件连接为一体，高压涡轮导叶组件与燃烧室机匣连接为一体；高压涡轮导叶组件与双层壁火焰筒连接的部位构成焠熄掺混区，高压涡轮导叶组件包括高压涡轮导叶，相邻高压涡轮导叶之间的通道形成导叶流道，导叶流道内构成贫油燃烧区。
进一步地，高压涡轮导叶组件还包括导叶流道机匣，火焰筒外壁、火焰筒内壁和导叶流道机匣三者相交形成交接条；火焰筒外壁上开设有用以将压气机压缩的高压空气引入火焰筒外壁与火焰筒内壁之间的空腔内的冲击冷却孔，火焰筒内壁在靠近交接条的部位开设有用以将高压空气引入火焰筒内壁的内腔并使空气与燃气混合的火焰筒掺混孔，导叶流道机匣在靠近交接条的部位开设有用以将压气机压缩的高压空气引入导叶流道机匣内侧的导叶流道机匣冷却孔；火焰筒掺混孔与导叶流道机匣冷却孔的综合进气使高压涡轮导叶组件与双层壁火焰筒连接部位的内腔形成焠熄掺混区。
进一步地，火焰筒掺混孔设置为多个，多个火焰筒掺混孔沿火焰筒内壁的周向等间距布置。
进一步地，导叶流道机匣冷却孔设置为多个，多个导叶流道机匣冷却孔沿导叶流道机匣的周向等间距布置。
进一步地，高压涡轮导叶为空腔弧形板，高压涡轮导叶的两端与导叶流道机匣连接，处于高压涡轮导叶的弧形区域内的导叶流道机匣上开设有用以将压气机压缩的高压空气导向高压涡轮导叶内腔的涡轮导叶进气孔，高压涡轮导叶上开设有用以将涡轮导叶进气孔导入的空气与导叶流道中的高温燃气混合的导叶前缘掺混孔；火焰筒掺混孔、导叶流道机匣冷却孔和导叶前缘掺混孔同时进气使高压涡轮导叶的导叶流道内构成贫油燃烧区。
进一步地，导叶前缘掺混孔设置为多个，多个导叶前缘掺混孔沿高压涡轮导叶的径向等间距布置。
进一步地，高压涡轮导叶两端均连接在导叶流道机匣上，并且高压涡轮导叶两端弧形区域内的导叶流道机匣上均开设有涡轮导叶进气孔。
进一步地，双层壁火焰筒在靠近高压涡轮导叶组件的部位设置为内空半径由双层壁火焰筒向高压涡轮导叶组件方向逐渐减小的内缩结构。
进一步地，燃烧室机匣上设有用以连通压气机并降低压气机流出的气体速度的扩压器；高压涡轮导叶组件的气体导出端连接高压涡轮后续流道。
根据本发明的另一方面，还提供了一种航空发动机，其包括上述基于RQL原理的燃烧室。
本发明具有以下有益效果：
本发明基于RQL原理的燃烧室，燃烧室与高压涡轮导叶组件采用一体化设计，利用高压涡轮导叶组件加强掺混的效果；采用双层壁火焰筒、高压涡轮导叶组件和燃烧室机匣相结合结构，燃烧室更短更轻；通过高压涡轮导叶组件与双层壁火焰筒连接的部位构成焠熄掺混区，通过高压涡轮导叶组件的导叶流道内构成贫油燃烧区，通过大量流动的冷气保证高压涡轮导叶组件内的高压涡轮导叶不被烧蚀，出口温度场沿高压涡轮导叶组件的导叶流道的径向分布可精确调节控制。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1是本发明优选实施例的基于RQL原理的燃烧室的结构示意图之一；
图2是本发明优选实施例的基于RQL原理的燃烧室的结构示意图之二。
图例说明：
1、燃烧室机匣；2、双层壁火焰筒；201、火焰筒头部；202、火焰筒外壁；203、火焰筒内壁；204、涡流器；3、高压涡轮导叶组件；301、导叶流道机匣；302、高压涡轮导叶；4、交接条；5、冲击冷却孔；6、火焰筒掺混孔；7、导叶流道机匣冷却孔；8、导叶前缘掺混孔；9、涡轮导叶进气孔；10、扩压器；11、高压涡轮后续流道。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由所限定和覆盖的多种不同方式实施。
图1是本发明优选实施例的基于RQL原理的燃烧室的结构示意图之一；图2是本发明优选实施例的基于RQL原理的燃烧室的结构示意图之二。
如图1和图2所示，本实施例的基于RQL原理的燃烧室，包括燃烧室机匣1以及设于燃烧室机匣1内的双层壁火焰筒2，双层壁火焰筒2的内腔构成富油燃烧区，双层壁火焰筒2包括火焰筒头部201、连接在火焰筒头部201外壁上的火焰筒外壁202、连接在火焰筒头部201内壁上的火焰筒内壁203以及设于火焰筒头部201用以在火焰筒头部201形成回流区的涡流器204，双层壁火焰筒2与燃烧室机匣1之间设有用以构成焠熄掺混区和贫油燃烧区的高压涡轮导叶组件3；双层壁火焰筒2与高压涡轮导叶组件3连接为一体，高压涡轮导叶组件3与燃烧室机匣1连接为一体；高压涡轮导叶组件3与双层壁火焰筒2连接的部位构成焠熄掺混区，高压涡轮导叶组件3包括高压涡轮导叶302，相邻高压涡轮导叶302之间的通道形成导叶流道，导叶流道内构成贫油燃烧区。本发明基于RQL原理的燃烧室，燃烧室与高压涡轮导叶组件3采用一体化设计，利用高压涡轮导叶组件3加强掺混的效果；采用双层壁火焰筒2、高压涡轮导叶组件3和燃烧室机匣1相结合结构，燃烧室更短更轻；通过高压涡轮导叶组件3与双层壁火焰筒2连接的部位构成焠熄掺混区，通过高压涡轮导叶组件3的导叶流道内构成贫油燃烧区，通过大量流动的冷气保证高压涡轮导叶组件3内的高压涡轮导叶不被烧蚀，出口温度场沿高压涡轮导叶组件3的导叶流道的径向分布可精确调节控制。
如图1和图2所示，本实施例中，高压涡轮导叶组件3还包括导叶流道机匣301，火焰筒外壁202、火焰筒内壁203和导叶流道机匣301三者相交形成交接条4。火焰筒外壁202上开设有用以将压气机压缩的高压空气引入火焰筒外壁202与火焰筒内壁203之间的空腔内的冲击冷却孔5。火焰筒内壁203在靠近交接条4的部位开设有用以将高压空气引入火焰筒内壁203的内腔并使空气与燃气混合的火焰筒掺混孔6。导叶流道机匣301在靠近交接条4的部位开设有用以将压气机压缩的高压空气引入导叶流道机匣301内侧的导叶流道机匣冷却孔7。火焰筒掺混孔6与导叶流道机匣冷却孔7的综合进气使高压涡轮导叶组件3与双层壁火焰筒2连接部位的内腔形成焠熄掺混区。
如图1和图2所示，本实施例中，火焰筒掺混孔6设置为多个，多个火焰筒掺混孔6沿火焰筒内壁203的周向等间距布置。
如图1和图2所示，本实施例中，导叶流道机匣冷却孔7设置为多个，多个导叶流道机匣冷却孔7沿导叶流道机匣301的周向等间距布置。
如图1和图2所示，本实施例中，高压涡轮导叶302为空腔弧形板。高压涡轮导叶302的至少一端与导叶流道机匣301连接。优选地，高压涡轮导叶302的两端与导叶流道机匣301连接。处于高压涡轮导叶302的弧形区域内的导叶流道机匣301上开设有用以将压气机压缩的高压空气导向高压涡轮导叶302内腔的涡轮导叶进气孔9。高压涡轮导叶302上开设有用以将涡轮导叶进气孔9导入的空气与导叶流道中的高温燃气混合的导叶前缘掺混孔8。火焰筒掺混孔6、导叶流道机匣冷却孔7和导叶前缘掺混孔8同时进气使高压涡轮导叶302的导叶流道内构成贫油燃烧区。
如图1和图2所示，本实施例中，导叶前缘掺混孔8设置为多个，多个导叶前缘掺混孔8沿高压涡轮导叶302的径向等间距布置。
如图1和图2所示，本实施例中，高压涡轮导叶302两端均连接在导叶流道机匣301上，并且高压涡轮导叶302两端弧形区域内的导叶流道机匣301上均开设有涡轮导叶进气孔9。
如图1和图2所示，本实施例中，双层壁火焰筒2在靠近高压涡轮导叶组件3的部位设置为内空半径由双层壁火焰筒2向高压涡轮导叶组件3方向逐渐减小的内缩结构。
如图1和图2所示，本实施例中，燃烧室机匣1上设有用以连通压气机并降低压气机流出的气体速度的扩压器10。高压涡轮导叶组件3的气体导出端连接高压涡轮后续流道11。
如图1和图2所示，本实施例的航空发动机，包括上述基于RQL原理的燃烧室。
实施时，RQL燃烧室的主要原理是空气分级燃烧：主燃区为富油燃烧级，中间为快速焠熄掺混级，后面为贫油燃烧级。其中富油燃烧区的均匀高效燃烧是RQL技术的基础，主燃区的富油条件首先增加了燃烧稳定性，使得燃烧产物中富含活性氢基和碳氢基，其次是降低了主燃区燃烧温度和氧浓度，极大地削减了NOx的生成量。而中间级的快速掺混是决定RQL技术成败的关键，将主燃区燃烧产物和新鲜空气快速有效掺混，迅速制造出贫油燃烧环境，避免出现局部化学恰当燃烧，是控制NOx生成量的技术关键。为了达到快速掺混，使当量比从富油区接近2突降至贫油区的0.6左右，RQL燃烧室的掺混段需要精心设计。
本发明技术方案是在RQL原理的基础上，采用了燃烧室与高压涡轮导叶302一体化设计的全新概念(如图1和图2所示)。在保证高压涡轮导叶302冷却效果的前提下，将25％以上的空气通过高压涡轮导叶302的导叶前缘掺混孔8射出，利用高压涡轮导叶302加强低温空气与高温燃气的掺混，获得充分快速掺混的效果。在传统RQL燃烧室的基础上，将传统的焠熄掺混区与贫油燃烧区集成到高压涡轮导叶302上游附近与导叶流道中，一方面，可以极大缩短燃烧室轴向长度，减轻航空发动机重量，降低耗油率；另一方面，高压涡轮导叶302的大量进气保证导叶不被烧蚀，而随导叶高度可灵活布置的导叶前缘掺混孔8保证出口的径向温度分布满足涡轮动叶的设计要求。
富油燃烧区的全部空气通过涡流器204进入，进气量保证富油燃烧区的当量比在1.6到2.0之间。燃油在涡流器204出口得到充分雾化并与空气均匀混合，避免出现局部化学恰当燃烧。火焰筒为双层壁结构，内壁采用冲击加强化对流换热冷却，承受全部的热载荷和部分机械载荷，外壁主要用来承受机械载荷，并通过其上的小直径进气孔(冲击冷却孔5)冲击冷却火焰筒内壁203。火焰筒内壁203的全部冷却气通过高压涡轮导叶稍上游处的火焰筒内壁203上的火焰筒掺混孔6进入并与高温燃气进行强烈掺混。此外还有25％以上的低温空气经由涡轮导叶进气孔9通过导叶前缘掺混孔8射出，进一步保证掺混均匀，达到焠熄效果。掺混后的燃气在涡轮导叶流道进一步完全燃烧，保证燃烧效率。
本技术方案的燃烧室更短更轻、保证高压涡轮导叶302不被烧蚀、出口温度场径向分布可精确调节。已进行过大量的数值模拟，结果与上述内容一致。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种基于RQL原理的燃烧室，包括燃烧室机匣(1)以及设于燃烧室机匣(1)内的双层壁火焰筒(2)，
所述双层壁火焰筒(2)的内腔构成富油燃烧区，
所述双层壁火焰筒(2)包括火焰筒头部(201)、连接在所述火焰筒头部(201)外壁上的火焰筒外壁(202)、连接在所述火焰筒头部(201)内壁上的火焰筒内壁(203)以及设于所述火焰筒头部(201)用以在所述火焰筒头部(201)形成回流区的涡流器(204)，
其特征在于，
所述双层壁火焰筒(2)与所述燃烧室机匣(1)之间设有用以构成焠熄掺混区和贫油燃烧区的高压涡轮导叶组件(3)；
所述双层壁火焰筒(2)与所述高压涡轮导叶组件(3)连接为一体，所述高压涡轮导叶组件(3)与所述燃烧室机匣(1)连接为一体；
所述高压涡轮导叶组件(3)与所述双层壁火焰筒(2)连接的部位构成焠熄掺混区，
所述高压涡轮导叶组件(3)包括高压涡轮导叶(302)，相邻所述高压涡轮导叶(302)之间的通道形成导叶流道，所述导叶流道内构成贫油燃烧区。
2.根据权利要求1所述的基于RQL原理的燃烧室，其特征在于，
所述高压涡轮导叶组件(3)包括导叶流道机匣(301)，
所述火焰筒外壁(202)、所述火焰筒内壁(203)和所述导叶流道机匣(301)三者相交形成交接条(4)；
所述火焰筒外壁(202)上开设有用以将压气机压缩的高压空气引入所述火焰筒外壁(202)与所述火焰筒内壁(203)之间的空腔内的冲击冷却孔(5)，
所述火焰筒内壁(203)在靠近所述交接条(4)的部位开设有用以将高压空气引入所述火焰筒内壁(203)的内腔并使空气与燃气混合的火焰筒掺混孔(6)，
所述导叶流道机匣(301)在靠近所述交接条(4)的部位开设有用以将压气机压缩的高压空气引入所述导叶流道机匣(301)内侧的导叶流道机匣冷却孔(7)；
所述火焰筒掺混孔(6)与所述导叶流道机匣冷却孔(7)的综合进气使所述高压涡轮导叶组件(3)与所述双层壁火焰筒(2)连接部位的内腔形成焠熄掺混区。
3.根据权利要求2所述的基于RQL原理的燃烧室，其特征在于，
所述火焰筒掺混孔(6)设置为多个，
多个所述火焰筒掺混孔(6)沿所述火焰筒内壁(203)的周向等间距布置。
4.根据权利要求2所述的基于RQL原理的燃烧室，其特征在于，
所述导叶流道机匣冷却孔(7)设置为多个，
多个所述导叶流道机匣冷却孔(7)沿所述导叶流道机匣(301)的周向等间距布置。
5.根据权利要求2所述的基于RQL原理的燃烧室，其特征在于，
所述高压涡轮导叶(302)为空腔弧形板，
所述高压涡轮导叶(302)的两端与所述导叶流道机匣(301)连接，
处于所述高压涡轮导叶(302)的弧形区域内的所述导叶流道机匣(301)上开设有用以将压气机压缩的高压空气导向所述高压涡轮导叶(302)内腔的涡轮导叶进气孔(9)，
所述高压涡轮导叶(302)上开设有用以将所述涡轮导叶进气孔(9)导入的空气与所述导叶流道中的高温燃气混合的导叶前缘掺混孔(8)；
所述火焰筒掺混孔(6)、所述导叶流道机匣冷却孔(7)和所述导叶前缘掺混孔(8)同时进气使所述高压涡轮导叶(302)的导叶流道内构成贫油燃烧区。
6.根据权利要求5所述的基于RQL原理的燃烧室，其特征在于，
所述导叶前缘掺混孔(8)设置为多个，
多个所述导叶前缘掺混孔(8)沿所述高压涡轮导叶(302)的径向等间距布置。
7.根据权利要求5所述的基于RQL原理的燃烧室，其特征在于，
所述高压涡轮导叶(302)两端均连接在所述导叶流道机匣(301)上，
并且所述高压涡轮导叶(302)两端弧形区域内的所述导叶流道机匣(301)上均开设有所述涡轮导叶进气孔(9)。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的基于RQL原理的燃烧室，其特征在于，所述双层壁火焰筒(2)在靠近所述高压涡轮导叶组件(3)的部位设置为内空半径由所述双层壁火焰筒(2)向所述高压涡轮导叶组件(3)方向逐渐减小的内缩结构。
9.根据权利要求1至7中任一项所述的基于RQL原理的燃烧室，其特征在于，
所述燃烧室机匣(1)上设有用以连通压气机并降低压气机流出的气体速度的扩压器(10)：
所述高压涡轮导叶组件(3)的气体导出端连接高压涡轮后续流道(11)。
10.一种燃气轮机，其特征在于，包括权利要求1至9中任一项所述的基于RQL原理的燃烧室。
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104676648A (zh) * | 2015-01-09 | 2015-06-03 | 北京航空航天大学 | 一种预燃级rql,主燃级lpp的中心分级低污染燃烧室 |
| CN104896514A (zh) * | 2015-05-13 | 2015-09-09 | 广东电网有限责任公司电力科学研究院 | 燃气轮机主燃烧室防振隔热壁 |
| CN108954391A (zh) * | 2018-05-25 | 2018-12-07 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 基于富燃、焠熄、贫燃技术的低排放火焰筒 |
| CN111094849A (zh) * | 2017-09-19 | 2020-05-01 | 庆东纳碧安株式会社 | 燃烧装置的火焰孔单元结构 |
| CN111520764A (zh) * | 2020-03-25 | 2020-08-11 | 西北工业大学 | 一种带有尾部冷却结构的燃烧室 |
| CN111520747A (zh) * | 2020-03-17 | 2020-08-11 | 西北工业大学 | 一种柔和燃气轮机燃烧室 |
| CN115111603A (zh) * | 2022-05-31 | 2022-09-27 | 哈尔滨工程大学 | 带有冷却结构的微型燃气轮机双层壁结构燃烧室火焰筒 |
| CN115614779A (zh) * | 2022-09-08 | 2023-01-17 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 一种火焰筒及其自适应冷却气量调节方法 |
| US11920783B2 (en) | 2018-06-29 | 2024-03-05 | Kyungdong Navien Co., Ltd | Flame port unit structure of combustion apparatus |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1010946B1 (en) * | 1998-12-18 | 2008-06-04 | General Electric Company | Combustor for a gas turbine engine |
| US20110185735A1 (en) * | 2010-01-29 | 2011-08-04 | United Technologies Corporation | Gas turbine combustor with staged combustion |
| JP2011208926A (ja) * | 2010-03-30 | 2011-10-20 | Nagoya Univ | ガスジェネレータの環状２段燃焼器 |
| DE102006003577B4 (de) * | 2005-04-22 | 2012-02-23 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Brennkammer einer Gasturbine |
| CN103277814A (zh) * | 2013-05-10 | 2013-09-04 | 南京航空航天大学 | 富油燃烧/快速淬熄/贫油燃烧与贫油预混预蒸发组合低排放驻涡燃烧室 |
-
2014
- 2014-06-12 CN CN201410260260.2A patent/CN104033927B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1010946B1 (en) * | 1998-12-18 | 2008-06-04 | General Electric Company | Combustor for a gas turbine engine |
| DE102006003577B4 (de) * | 2005-04-22 | 2012-02-23 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Brennkammer einer Gasturbine |
| US20110185735A1 (en) * | 2010-01-29 | 2011-08-04 | United Technologies Corporation | Gas turbine combustor with staged combustion |
| JP2011208926A (ja) * | 2010-03-30 | 2011-10-20 | Nagoya Univ | ガスジェネレータの環状２段燃焼器 |
| CN103277814A (zh) * | 2013-05-10 | 2013-09-04 | 南京航空航天大学 | 富油燃烧/快速淬熄/贫油燃烧与贫油预混预蒸发组合低排放驻涡燃烧室 |
Cited By (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104676648A (zh) * | 2015-01-09 | 2015-06-03 | 北京航空航天大学 | 一种预燃级rql,主燃级lpp的中心分级低污染燃烧室 |
| CN104896514A (zh) * | 2015-05-13 | 2015-09-09 | 广东电网有限责任公司电力科学研究院 | 燃气轮机主燃烧室防振隔热壁 |
| CN111094849B (zh) * | 2017-09-19 | 2022-02-08 | 庆东纳碧安株式会社 | 燃烧装置的火焰孔单元结构 |
| CN111094849A (zh) * | 2017-09-19 | 2020-05-01 | 庆东纳碧安株式会社 | 燃烧装置的火焰孔单元结构 |
| US11852337B2 (en) | 2017-09-19 | 2023-12-26 | Kyungdong Navien Co., Ltd. | Flame hole unit structure of combustion apparatus |
| CN108954391A (zh) * | 2018-05-25 | 2018-12-07 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 基于富燃、焠熄、贫燃技术的低排放火焰筒 |
| CN108954391B (zh) * | 2018-05-25 | 2020-07-17 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 基于富燃、焠熄、贫燃技术的低排放火焰筒 |
| US11920783B2 (en) | 2018-06-29 | 2024-03-05 | Kyungdong Navien Co., Ltd | Flame port unit structure of combustion apparatus |
| CN111520747A (zh) * | 2020-03-17 | 2020-08-11 | 西北工业大学 | 一种柔和燃气轮机燃烧室 |
| CN111520747B (zh) * | 2020-03-17 | 2021-10-26 | 西北工业大学 | 一种柔和燃气轮机燃烧室 |
| CN111520764A (zh) * | 2020-03-25 | 2020-08-11 | 西北工业大学 | 一种带有尾部冷却结构的燃烧室 |
| CN115111603A (zh) * | 2022-05-31 | 2022-09-27 | 哈尔滨工程大学 | 带有冷却结构的微型燃气轮机双层壁结构燃烧室火焰筒 |
| CN115111603B (zh) * | 2022-05-31 | 2023-09-29 | 哈尔滨工程大学 | 带有冷却结构的微型燃气轮机双层壁结构燃烧室火焰筒 |
| CN115614779A (zh) * | 2022-09-08 | 2023-01-17 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 一种火焰筒及其自适应冷却气量调节方法 |
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