CN109668171B - 一种径向分级分区高温升燃烧室头部 - Google Patents

一种径向分级分区高温升燃烧室头部 Download PDF

Info

Publication number
CN109668171B
CN109668171B CN201811560528.9A CN201811560528A CN109668171B CN 109668171 B CN109668171 B CN 109668171B CN 201811560528 A CN201811560528 A CN 201811560528A CN 109668171 B CN109668171 B CN 109668171B
Authority
CN
China
Prior art keywords
stage
fuel
combustion
main combustion
combustion stage
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201811560528.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109668171A (zh
Inventor
桂韬
夏丽敏
房人麟
邱伟
黄兵
马鑫
王蓉隽
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute
Original Assignee
AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute filed Critical AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute
Priority to CN201811560528.9A priority Critical patent/CN109668171B/zh
Publication of CN109668171A publication Critical patent/CN109668171A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109668171B publication Critical patent/CN109668171B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/58—Cyclone or vortex type combustion chambers

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Spray-Type Burners (AREA)

Abstract

本发明专利涉及一种径向分级分区高温升燃烧室头部，包括采用径向结构布局的主燃级、预燃级和燃油喷嘴，实现主燃区和预燃区分区燃烧，主燃级由一级旋流器、文氏管、端壁、二级旋流器、第二级燃油雾化通道、二级旋流器套筒、折流挡板、头部转接段组成；预燃级采用驻涡凹腔结构，由凹腔上壁、凹腔下壁、凹腔前壁、凹腔后壁组成；燃油分成三级由燃油喷嘴供入，其中预燃级燃油由预燃级离心式喷嘴供入，形成预燃级油雾，主燃级燃油分成两级，其中第一级由主燃级中心离心式喷嘴供入，形成主燃级中心油雾，第二级由主燃级外围多点直射式喷嘴供入，形成主燃级第二级油雾，实现燃油分级燃烧。

Description

一种径向分级分区高温升燃烧室头部
技术领域
本发明专利属于航空发动机领域，涉及一种径向分级分区高温升燃烧室头部。
背景技术
随着高性能军用航空燃气涡轮发动机技术的发展，对发动机推重比提出了更高要求。为了实现现代高性能战斗机高速机动，其对发动机推重比的要求已由8～10增至16～20。增加涡轮进口温度以提高单位推力，是提高推重比最直接和最有效的方法，对于燃烧室来说就是要不断提高油气比来进一步提高燃烧室温升。
高温升燃烧技术的研发在上世纪70年代中期就已经开始，如P&W公司在四代机动力F119发动机研制时就开展了设计点油气比为0.038的主燃烧室设计工作，目前已经转入服役阶段。之后在JSF计划中，P&W公司研制了F135发动机，其主燃烧室主要技术特征继承了F119的设计，燃烧室油气比高达0.045～0.052。美国GEAE公司在F136发动机的研制过程中开展了设计点油气比0.047的主燃烧室的研制，并进行了整机的试验验证。
对于未来推重比12-15/15-20一级发动机主燃烧室，其进、出口温度在现有发动机的基础上将大幅度攀升，燃烧室温升和热容显著提高，燃烧室稳定工作范围将更宽；而随着燃烧室温升的提高，要求燃油在接近化学恰当比条件下组织燃烧，因此进入燃烧室的大部分空气将用于参加燃烧，使壁面冷却和掺混的空气量显著减少；发动机工作包线的拓展使得燃烧室点火边界需要大范围扩宽。这些要求将给未来高温升燃烧室设计带来两个严峻挑战：在更宽广的发动机工作范围内保证燃烧室稳定工作，并且需要兼顾燃烧室低工况稳定性与高工况高效率低冒烟燃烧，同时在很少的相对冷却空气量条件下保证火焰筒壁面可靠工作。
发明内容
本发明目的是提供一种能够兼顾大头部进气、低工况可靠点火和燃烧稳定性及高工况高效低冒烟的高温升燃烧室头部。
技术方案为：一种径向分级分区高温升燃烧室头部，包括采用径向结构布局的主燃级(25)、预燃级(26)和燃油喷嘴(14)，实现主燃区(22)和预燃区(23)分区燃烧。主燃级(25)由一级旋流器(33)、文氏管(34)、端壁(35)、二级旋流器(36)、第二级燃油雾化通道(37)、二级旋流器套筒(38)、折流挡板(39)、头部转接段(40)组成；预燃级(26)采用驻涡凹腔结构，由凹腔上壁(41)、凹腔下壁(42)、凹腔前壁(43)、凹腔后壁(44)组成，在凹腔上壁(41)左侧设有上进气缝(47)，在凹腔下壁(42)右侧设有下进气缝(48)；燃油分成三级由燃油喷嘴(14)供入，其中预燃级(26)燃油由预燃级离心式喷嘴(27)供入，形成预燃级油雾(28)，主燃级(25)燃油分成两级，其中第一级由主燃级中心离心式喷嘴(29)供入，形成主燃级中心油雾(30)，第二级由主燃级外围多点直射式喷嘴(31)供入，形成主燃级第二级油雾(32)，实现燃油分级燃烧。
所述的一种径向分级分区高温升燃烧室头部，采用径向结构布局的预燃区(23)位于主燃区(22)的下方或上方。
所述的一种径向分级分区高温升燃烧室头部，燃油喷嘴(14)供应燃烧室所需的全部燃油，三级油路结构采用一体化设计，主燃级燃油占总燃油量的比例为40％～90％。
所述的一种径向分级分区高温升燃烧室头部，头部(15)总进气量为燃烧室总进气量的35％～65％，头部(15)冷却空气量为燃烧室总进气量的5％，主燃级(25)进气量为燃烧室总进气量的20％～40％，预燃级(26)进气量为燃烧室总进气量的10％～20％，各部分具体进气量比例由燃烧室总油气比和火焰筒(16)冷却空气量决定。
所述的一种径向分级分区高温升燃烧室头部，一级旋流器(33)与二级旋流器(36)进气量比例在0.4～0.8之间，第二级燃油雾化通道(37)雾化空气量占燃烧室总进气量的2％～5％，上进气缝(47)与下进气缝(48)进气量比例在1～1.2之间。
所述的一种径向分级分区高温升燃烧室头部，一级旋流器(33)与二级旋流器(36)为叶片式旋流器，叶片安装角度在35°～55°之间，两级旋向相同或相反。
所述的一种径向分级分区高温升燃烧室头部，二级旋流器(36)出口流道向外扩张，与中心轴线的夹角在10°～30°之间，流经折流挡板(39)后流道向内收敛，与中心轴线的夹角在45°～60°之间。
所述的一种径向分级分区高温升燃烧室头部，文氏管(34)与二级旋流器(36)内流道之间的吼道间距(46)在15mm～18mm之间。
所述的一种径向分级分区高温升燃烧室头部，凹腔后壁(44)与中心轴线的夹角在45°～60°之间。
有益效果：本发明预燃级采用凹腔驻涡结构，能同时保证燃烧室可靠的点火性能、良好的熄火性能和低工况燃烧稳定性，很好地解决了更宽范围燃烧室点火和熄火及低工况稳定性问题；主燃级分为两级，并采用两级旋流中心分级组织燃烧方式，形成了良好的油气匹配，避免了主燃级一级的情况下高工况油气混合不均和局部富油，改善了燃油雾化，提高了燃烧效率并进一步降低了污染排放；主燃级两级之间合适的吼道间距能减少级间相互干扰，保证了主燃级在中心级下游形成相对独立和稳定回流流场，利于主燃级火焰稳定及改善熄火性能；主燃级第二级采用多点喷射富油直混燃烧技术，能较好的适应军用发动机主燃烧室工况的剧烈变化，使得燃烧室有较好的响应及跟随性，同时主燃级第二级燃油雾化通道一方面改善了燃油雾化，另一方面避免燃油喷口端面积碳；主燃级第二级外围折流挡板与二级旋流套筒之间形成的环槽结构，减小了进口气流畸变对流场影响，并且可以减小压力脉动，在大工况下实现主燃级第二级火焰的稳定。
附图说明
图1为本发明提供的一种径向分级分区高温升燃烧室示意图；
图2为本发明提供的径向分级分区高温升燃烧室头部结构示意图；
图3为本发明提供的径向分级分区高温升燃烧室头部主燃级结构示意图；
图4为本发明提供的径向分级分区高温升燃烧室头部预燃级结构示意图。
其中：10-一种径向分级分区高温升燃烧室，11-扩压器，12-外机匣，13-内机匣，14-喷嘴，15-头部，16-火焰筒，17-点火电嘴，18-主燃孔，19-掺混孔，20-燃烧室外环，21-燃烧室内环，22-主燃区，23-预燃区，24-燃烧室出口，25-主燃级，26-预燃级，27-预燃级离心式喷嘴，28-预燃级油雾，29-主燃级中心离心式喷嘴，30-主燃级中心油雾，31-主燃级外围多点直射式喷嘴，32-主燃级第二级油雾，33-一级旋流器，34-文氏管，35-端壁，36-二级旋流器，37-第二级燃油雾化通道，38-二级旋流器套筒，39-折流挡板，40-头部转接段，41-凹腔上壁，42-凹腔下壁，43-凹腔前壁，44-凹腔后壁，45-环槽，46-吼道间距，47-上进气缝，48-下进气缝。
具体实施方式
燃烧室头部燃烧组织是保证燃烧性能全面提升的关键。面对高温升燃烧室带来的严峻挑战，只有采用新型燃烧组织方案才能更好的解决。为此，国内外研究者在建立合理的气流结构、实现良好的燃油雾化、以及恰当的油气匹配等方面开展了大量的研究，形成了多种燃烧室组织燃烧方案。双级、多级旋流中心分级组织燃烧技术是众多方案中最可行的一种，通过分级供油、分区燃烧等方式，既能保证小功率状态燃烧室的稳定性，又能使燃烧室在大功率状态下高效低冒烟燃烧。中心分级头部燃烧室相关原理已经在实际的涡扇发动机燃烧室上获得了较为广泛且成功的应用，获得了较为优越的燃烧室性能。此外，在众多适应高温升概念的新型燃烧室中，驻涡燃烧室因其良好的发展潜力也成为国内外学者研究的热点，通过合理组织供入凹腔的空气可以在凹腔内部形成驻定的旋涡，该旋涡由于受到凹腔保护对燃烧室工况的变化并不敏感，因此在各种工况下都能稳定燃烧，近20年的研究也验证了驻涡燃烧室的优越性能，即：火焰稳定性好，点火包线拓宽，贫油熄火极限低于常规燃烧室，且基本不受主流变化的影响，燃烧效率高，氮氧化物排放低，可以说驻涡燃烧室由于其独特的工作原理，在点火、熄火及宽油气比内保持高效率燃烧方面具有天生的优势。
本发明专利径向分级分区高温升燃烧室RSDHTRC(Radial Staged andDivisional High Temperature Rise Combustor)头部采用燃油分级和燃烧分区的组织燃烧策略，分为主燃级和预燃级。主燃级又分为两级，主燃级第一级位于头部中心，与燃油喷嘴构成一体，主燃级第二级位于第一级外围，与第一级同心，通过头部转接段一端与火焰筒连接固定，另一端与预燃级连接；预燃级与主燃级径向排列，其另一端与火焰筒搭接，通过螺栓固定。预燃级为凹腔驻涡结构，利用进入凹腔上壁和凹腔下壁的空气在凹腔内形成驻定的涡稳定火焰，预燃级喷嘴位于凹腔上方，由多个离心式喷嘴组成，喷射的预燃级油雾在凹腔内稳定燃烧，形成的高温燃气顺着倾斜的凹腔后壁流入主燃区，进一步引燃主燃级。主燃级采用双级旋流中心分级技术，包括由一级旋流器、文氏管、端壁和二级旋流器、二级旋流器套筒、折流挡板组成双级旋流结构以及由主燃级中心离心式喷嘴和外围多点直射式喷嘴构成的两级燃油系统，主燃级中心离心式喷嘴从头部中心供入燃油，在一级旋流器产生的旋转空气作用下破碎雾化，收扩式文氏管一方面在吼道处加速气流流动，提高燃油雾化效果，另一方面使得在下游形成良好的油雾分布；主燃级第二级采用富油直混燃烧模式，主燃级外围多点直射式喷嘴通过燃油雾化通道直接向燃烧室内喷入燃油，燃油主要在二级旋流作用下进行雾化，形成的均匀混合气进入主燃区进行扩散燃烧，提高了燃烧室出口温度分布均匀性。具体工作模式为：采用了分级燃烧方案，在低工况下，只有预燃级供油工作，通过预燃级离心喷嘴和凹腔驻涡结构实现局部富油燃烧，余气系数在0.3-0.7之间，由于采用驻涡稳定火焰，燃烧稳定性很好，容易起动点火；在中间工况下，主燃级第一级和预燃级共同供油工作，主燃级中心离心式喷嘴供入燃油在一级旋流器旋流空气作用下破碎雾化蒸发，并被预燃级产生的高温燃气引燃，为半预混燃烧方式；在大工况下，主燃级和预燃级同时供油工作，此时，主燃级第二级的燃油流量占大部分，在主燃级二级旋流器旋转空气作用下，主燃级第二级的燃油迅速破碎雾化蒸发，进入主燃区形成扩散燃烧火焰。采用上述工作模式，可确保在较高油气比较大头部进气量条件下，燃烧室在所有工作状态高效稳定低排放燃烧，同时也保证了低工况可靠点火和燃烧的稳定性。
下面结合附图及具体实施例子详细介绍本发明。
参阅图1，为一种径向分级分区高温升燃烧室10结构示意图，包括扩压器11，外机匣12，内机匣13，喷嘴14，头部15，火焰筒16，点火电嘴17，主燃孔18，掺混孔19，燃烧室外环20，燃烧室内环21，主燃区22，预燃区23，燃烧室出口24。燃烧室的工作情况是：空气从扩压器11进入燃烧室，超过40％的空气从头部15进入火焰筒16，其余空气通过燃烧室外环20和燃烧室内环21进入火焰筒16，燃油通过喷嘴14分成预燃级离心式喷嘴27、主燃级中心离心式喷嘴29和主燃级外围多点直射式喷嘴31三级进入火焰筒16，在火焰筒16内，点火电嘴17点着火后，驻涡腔内预燃区23已燃的高温燃气流入主燃区22，引燃主燃区22内混合均匀的油气混合气，并在火焰筒16内高效燃烧，最后燃烧完全的高温燃气从燃烧室出口24排出。
参阅图2，为径向分级分区高温升燃烧室头部15结构示意图，可以清楚的看出主燃级25和预燃级26按照径向排布方式布置在一起，同时可以看出，预燃级26采用了典型的凹腔驻涡结构，主燃级25采用了两级旋流中心分级技术，其第一级和第二级按照同心的方式进行布置，燃油分成两级分布由中心和外围供入到火焰筒16内。
进一步的，头部15总进气量为燃烧室总进气量的35％～65％，头部15冷却空气量为燃烧室总进气量的5％，主燃级25进气量为燃烧室总进气量的20％～40％，预燃级26进气量为燃烧室总进气量的10％～20％，各部分具体进气量比例由燃烧室总油气比和火焰筒16冷却空气量决定。
参阅图3，为径向分级分区高温升燃烧室头部主燃级25细节结构示意图，可以看到，主燃级25由主燃级中心离心式喷嘴29、一级旋流器33、文氏管34、端壁35、主燃级外围多点直射式喷嘴31、二级旋流器36、第二级燃油雾化通道37、二级旋流器套筒38、折流挡板39、头部转接段40构成，其中主燃级中心离心式喷嘴29、一级旋流器33、文氏管34和端壁35焊接在一起，构成了主燃级25第一级，主燃级外围多点直射式喷嘴31、二级旋流器36、第二级燃油雾化通道37、二级旋流器套筒38和折流挡板39构成了主燃级25第二级，二级旋流器套筒38和折流挡板39之间形成了环槽45结构。
进一步的，一级旋流器33与二级旋流器36为叶片式旋流器，叶片安装角度在35°～55°之间，两级旋向相同或相反。一级旋流器33与二级旋流器36进气量比例在0.4～0.8之间，第二级燃油雾化通道37雾化空气量占燃烧室总进气量的2％～5％。
参阅图4，为径向分级分区高温升燃烧室头部预燃级26细节结构示意图，可以看到，预燃级26由预燃级离心式喷嘴27、凹腔上壁41，凹腔下壁42，凹腔前壁43，凹腔后壁44，上进气缝47，下进气缝48构成。
进一步的，凹腔后壁44与中心轴线的夹角在45°～60°之间，上进气缝47与下进气缝48进气量比例在1～1.2之间。
需要说明的是，图1描述了燃烧室扩压器、外机匣、内机匣、喷嘴、头部、火焰筒、点火电嘴、主燃孔和掺混孔的相对位置；图2描述了径向分级分区高温升燃烧室头部主燃级和预燃级结构及其相对位置；图3描述了径向分级分区高温升燃烧室头部主燃级细节结构；图4描述了径向分级分区高温升燃烧室头部预燃级细节结构。

Claims (6)

1.一种径向分级分区高温升燃烧室头部，其特征在于：包括采用径向结构布局的主燃级(25)、预燃级(26)和燃油喷嘴(14)，实现主燃区(22)和预燃区(23)分区燃烧，其特征在于，主燃级(25)由一级旋流器(33)、文氏管(34)、端壁(35)、二级旋流器(36)、第二级燃油雾化通道(37)、二级旋流器套筒(38)、折流挡板(39)、头部转接段(40)组成；预燃级(26)采用驻涡凹腔结构，由凹腔上壁(41)、凹腔下壁(42)、凹腔前壁(43)、凹腔后壁(44)组成，在凹腔上壁(41)左侧设有上进气缝(47)，在凹腔下壁(42)右侧设有下进气缝(48)；燃油分成三级由燃油喷嘴(14)供入，其中预燃级(26)燃油由预燃级离心式喷嘴(27)供入，形成预燃级油雾(28)，主燃级(25)燃油分成两级，其中第一级由主燃级中心离心式喷嘴(29)供入，形成主燃级中心油雾(30)，第二级由主燃级外围多点直射式喷嘴(31)供入，形成主燃级第二级油雾(32)，实现燃油分级燃烧。
2.根据权利要求1所述的一种径向分级分区高温升燃烧室头部，其特征在于，采用径向结构布局的预燃区(23)位于主燃区(22)的下方或上方。
3.根据权利要求1所述的一种径向分级分区高温升燃烧室头部，其特征在于，一级旋流器(33)与二级旋流器(36)为叶片式旋流器，叶片安装角度在35°～55°之间，两级旋向相同或相反。
4.根据权利要求1所述的一种径向分级分区高温升燃烧室头部，其特征在于，二级旋流器(36)出口流道向外扩张，与中心轴线的夹角在10°～30°之间，流经折流挡板(39)后流道向内收敛，与中心轴线的夹角在45°～60°之间。
5.根据权利要求1所述的一种径向分级分区高温升燃烧室头部，其特征在于，文氏管(34)与二级旋流器(36)内流道之间的吼道间距(46)在15mm～18mm之间。
6.根据权利要求1所述的一种径向分级分区高温升燃烧室头部，其特征在于，凹腔后壁(44)与中心轴线的夹角在45°～60°之间。
CN201811560528.9A 2018-12-20 2018-12-20 一种径向分级分区高温升燃烧室头部 Active CN109668171B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811560528.9A CN109668171B (zh) 2018-12-20 2018-12-20 一种径向分级分区高温升燃烧室头部

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811560528.9A CN109668171B (zh) 2018-12-20 2018-12-20 一种径向分级分区高温升燃烧室头部

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109668171A CN109668171A (zh) 2019-04-23
CN109668171B true CN109668171B (zh) 2020-06-09

Family

ID=66144579

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811560528.9A Active CN109668171B (zh) 2018-12-20 2018-12-20 一种径向分级分区高温升燃烧室头部

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109668171B (zh)

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110925790A (zh) * 2019-11-06 2020-03-27 西北工业大学 一种燃烧室花洒状喷嘴
CN110953603B (zh) * 2019-12-05 2021-08-03 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种适用于径向分级主燃烧室的多油路燃油喷雾装置
CN111520757B (zh) * 2020-03-31 2022-06-10 西北工业大学 直射式凹腔旋流喷嘴
CN111878849B (zh) * 2020-07-08 2023-09-26 西北工业大学 一种双涡控分级分区燃烧室头部
CN113137638B (zh) * 2021-04-29 2022-07-05 中国航发湖南动力机械研究所 凹腔强化油气掺混的双级轴向旋流器及航空发动机
CN114608032B (zh) * 2022-03-01 2023-04-07 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种拓宽稳定性边界的燃烧室
CN115218217B (zh) * 2022-06-16 2023-06-16 北京航空航天大学 采用多孔多角度喷油环结构的中心分级燃烧室主燃级头部
CN115234942B (zh) * 2022-06-28 2023-07-28 北京航空航天大学 利用文氏管喷射燃料的燃烧室
CN115234944B (zh) * 2022-07-14 2024-06-21 中国人民解放军国防科技大学 一种旋流组合火焰稳定的冲压发动机燃烧室
CN115218219A (zh) * 2022-07-26 2022-10-21 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机燃烧室三旋流头部结构

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103256633B (zh) * 2012-02-16 2015-03-25 中国科学院工程热物理研究所 一种采用燃油分级空气三级旋流进气的低污染燃烧室
CN103277811B (zh) * 2013-05-10 2015-10-28 南京航空航天大学 单凹腔驻涡燃烧室
CN104456628B (zh) * 2014-11-10 2016-08-31 中国科学院工程热物理研究所 一种主燃级贫预混的分层部分预混低污染燃烧室
CN108561898B (zh) * 2017-12-27 2020-09-22 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种同轴分区高温升燃烧室头部

Also Published As

Publication number Publication date
CN109668171A (zh) 2019-04-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109668171B (zh) 一种径向分级分区高温升燃烧室头部
CN108561898B (zh) 一种同轴分区高温升燃烧室头部
CN102022753B (zh) 一种预燃级部分预混预蒸发的低污染燃烧室
CN101737802B (zh) 中心空腔稳火切向燃烧室
US7908863B2 (en) Fuel nozzle for a gas turbine engine and method for fabricating the same
CN111059574B (zh) 旋流杯式双燃料空气雾化喷嘴结构
CN102889618B (zh) 一种基于文丘里预混双旋喷嘴的环形燃烧室
CN102889616B (zh) 一种基于文丘里预混双旋喷嘴的多点直喷燃烧室
CN203757766U (zh) 一种富油直混分区燃烧室
JP2003004231A (ja) ガスタービンエンジンの運転方法、燃焼器及びミキサ組立体
CN101929678A (zh) 用于预混喷嘴中合成气/ng dln的多燃料回路
CN101818910A (zh) 一种微型燃气轮机燃烧室
CN107543201A (zh) 一种贫油直接喷射及混合低污染燃烧室
CN107143880B (zh) 一种用于燃气轮机低污染燃烧室的贫油多点直接喷射头
CN107143881B (zh) 一种用于燃气轮机低污染燃烧室的多点直接喷射头结构
CN107575891B (zh) 一种双燃料燃气轮机低污染燃烧室头部结构
CN111174233B (zh) 一种中心分级贫油预混低污染燃烧室
CN113028451B (zh) 一种离心喷嘴与旋流器一体化的燃烧室头部结构
CN102242940A (zh) 一种结构分三级预混预蒸发的低污染燃烧室
CN103335333A (zh) 一种单油路预膜式交错板主燃级的预混预蒸发低污染燃烧室
CN107327872A (zh) 一种斜喷环流环形燃烧室
CN108870441B (zh) 一种采用圆弧形扇形喷嘴和凹腔结构加力燃烧室
CN114608032B (zh) 一种拓宽稳定性边界的燃烧室
CN104566472A (zh) 一种喷嘴及燃气轮机
CN109708148B (zh) 一种燃气轮机燃烧器双级径向旋流器

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant