DE1118535B

DE1118535B - Flame tube for gas turbine combustion chambers

Info

Publication number: DE1118535B
Application number: DEU6592A
Authority: DE
Inventors: George Reeder Benson
Original assignee: United Aircraft Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 1959-03-31
Filing date: 1959-10-19
Publication date: 1961-11-30
Also published as: US2951339A; FR1238089A; GB887829A

Description

Das Flammrohr nach der Erfindung enthält einen Außen- und einen Innenmantel, die am Einströmende durch eine Ringscheibe miteinander verbunden sind. Die Ringscheibe enthält eine zu dem Außenmantel konzentrische Reihe von Brennstoffdüsen, und durch die Mittelöffnung der Ringscheibe strömt Luft in den Innenmantel und durch diesen hindurch in den Brennraum. The flame tube according to the invention contains an outer and an inner jacket at the inflow end are connected to one another by an annular disk. The washer contains one to the outer jacket concentric row of fuel nozzles, and air flows into the through the central opening of the washer Inner jacket and through this into the combustion chamber.

Die Verbrennung erfolgt somit in dem Brennraum, der ringförmig von dem Außenmantel und dem Innenmantel des Brennergehäuses eingeschlosen wird.The combustion thus takes place in the combustion chamber, the ring-shaped of the outer shell and the inner shell of the burner housing is enclosed.

Bei einem Brennergehäuse der oben beschriebenen bekannten Bauart ist das strömungsabwärts liegende Ende des inneren Mantels geschlossen, so daß die in den Innenmantel eintretende Luft durch die in diesem vorgesehenen seitlichen Öffnungen in den Brennraum einströmen muß. Bei einer solchen Ausführung, bei der das strömungsabwärts liegende Ende des inneren Mantels geschlossen ist, wird dieses verhältnismäßig schnell zerstört, da in dem Flammrohr eine hohe Temperatur herrscht und die stark beanspruchten Stellen unzureichend gekühlt werden.In a burner housing of the known type described above, that is downstream End of the inner jacket closed, so that the air entering the inner jacket through the in this provided lateral openings must flow into the combustion chamber. In such an execution, at that the downstream end of the inner shell is closed, this becomes proportionate destroyed quickly, as there is a high temperature in the flame tube and the heavily stressed areas are insufficiently cooled.

Bei einem anderen bekannten Flammrohr ist das strömungsabwärts liegende Ende des inneren Mantels offen. Die durch dieses offene Ende in den Brennraum eintretende Luft kühlt den Innenmantel an dieser Stelle und erhöht deshalb dessen Lebensdauer.Another known flame tube is the downstream end of the inner shell open minded. The air entering the combustion chamber through this open end cools the inner jacket at this point and therefore increases its service life.

Die Erfindung geht nun noch einen Schritt weiter und versieht das offene Ende des inneren Mantels mit einer Luftverwirbelungseinrichtung. Beim Durchtritt der Kühl- und Verbrennungsluft durch diese Verwirbelungseinrichtung wird der Wärmeübergang und die Abfuhr der Wärme von dem Innenmantel des Flammrohres auf die Kühlluft verbessert.The invention now goes a step further and provides the open end of the inner jacket an air swirl device. When the cooling and combustion air passes through this swirl device is the heat transfer and the dissipation of heat from the inner jacket of the flame tube improved on the cooling air.

Zusätzlich zu der an sich bekannten Aufgabe, die mit Luftverwirbelungseinrichtungen gelöst wird, nämlich die Vermischung zwischen Brennstoff undPrimär-Verbrennungsluft zu verbessern, wird durch die Anordnung der Verwirbelungseinrichtung gemäß der Erfindung im strömungsabwärts liegenden offenen Ende des inneren Mantels erreicht, daß der Innenmantel an dieser Stelle ausreichend gekühlt wird. Die durch die Flügel der Verwirbelungseinrichtung umhergeschleuderte Luft erfaßt und bestreicht auch die weiter ab Hegenden Stellen des Innenmantels und kühlt diese ausreichend.In addition to the task known per se, which is achieved with air turbulence devices, namely the mixing between fuel and primary combustion air to be improved by the arrangement of the swirl device according to the invention in the downstream open end of the inner shell that the inner shell reaches this point is sufficiently cooled. The one flung around by the blades of the swirler Air also collects and brushes the areas of the inner jacket that lie further away and cools them sufficient.

Der Innenmantel ist in bekannter Weise kürzer als der Außenmantel. Hierdurch wird erreicht, daß die Abgase beim Austritt aus dem Flammrohr in die Turbine über ihrem gesamten Querschnitt eine gleichmäßige Temperatur aufweisen. Bei etwa gleich langem Innenmantel und Außenmantel hätten die Abgase in Flammrohr für Gasturbinen-BrennkammernIn a known manner, the inner jacket is shorter than the outer jacket. This ensures that the Exhaust gases are uniform over their entire cross-section when they exit the flame tube into the turbine Have temperature. If the inner and outer sheaths were about the same length, the exhaust gases would have in Flame tube for gas turbine combustion chambers

Anmelder:Applicant:

United Aircraft Corporation,
East Hartford, Conn. (V. St. A.)United Aircraft Corporation,
East Hartford, Conn. (V. St. A.)

Vertreter: Dr.-Ing. E. Berkenfeld, Patentanwalt,
Köm-Lindenthal, Universitätsstr. 31Representative: Dr.-Ing. E. Berkenfeld, patent attorney,
Köm-Lindenthal, Universitätsstr. 31

Beanspruchte Priorität:
V. St. v. Amerika vom 31. März 1959 (Nr. 803 175)Claimed priority:
V. St. v. America, March 31, 1959 (No. 803 175)

George Reeder Benson, East Hartford, Conn.George Reeder Benson, East Hartford, Conn.

(V. St. Α.),
ist als Erfinder genannt worden(V. St. Α.),
has been named as the inventor

der Mitte wegen der durch den Innenmantel zentrisch zugeführten Luft eine niedrigere Temperatur.the center has a lower temperature because of the air supplied centrally through the inner jacket.

Als Luftverwirbelungsemrichtung ist bei der Erfindung in an sich bekannter Weise ein Kranz von Wirbelflügeln vorgesehen. Diese Wirbelflügel bewirken, daß die durch sie durchtretende Luft auch auf entferntere Teile des Flammrohres geschleudert wird und diese kühlt.As a Luftwirbelungsemrichtung in the invention in a manner known per se is a ring of Vertebral wings provided. These vortex blades cause the air passing through them to also more distant parts of the flame tube is thrown and this cools.

In der Luftverwirbelungseinrichtung ist zentrisch ein geschlossenes Teil angeordnet, das als strömungsabwärts konvergierende Kappe ausgebildet sein kann. Der durchtretenden Luft wird dadurch ein strömungsgünstiges Profil geboten, und diese tritt nur am Umfang der Verwirbelungseinrichtung aus, von wo sie auf Grund der dort durch die Wirbelflügel hervorgerufenen höheren Umfangsgeschwindigkeit leichter auf die verschiedenen Stellen des Flammrohres auftreffen kann.In the air swirling device, a closed part is arranged centrally, which is called the downstream converging cap can be formed. The air that passes through is thereby aerodynamically favorable Profile required, and this only emerges at the circumference of the turbulence device from where it is easier due to the higher peripheral speed caused by the vortex blades can hit the different points of the flame tube.

Als Beispiel für die Erfindung zeigt die Zeichnung eine Ausführung des Flammrohres. Dabei ist:As an example of the invention, the drawing shows an embodiment of the flame tube. Where:

Fig. 1 ein Schnitt durch ein Brennergehäuse undFig. 1 is a section through a burner housing and

Fig. 2 eine Aufsicht auf die Luftverwirbelungseinrichtung. Fig. 2 is a plan view of the air swirl device.

Das Brennergehäuse besteht aus einem Außenmantel 2 und einem konzentrisch dazu liegenden Innenmantel 4. Die Mäntel sind an ihrem strömungsauf wärts liegenden Ende durch eine Kappe 6 miteinander verbunden, die in Form einer Kreisscheibe zwischen ihnen liegt. Das hintere Ende des Innenmantels 4 istThe burner housing consists of an outer jacket 2 and an inner jacket lying concentrically therewith 4. The jackets are connected to one another by a cap 6 at their end located upstream connected, which lies in the form of a circular disk between them. The rear end of the inner jacket 4 is

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offen. Mehrere Brennstoffdüsen 8 liegen in Öffnungen 10 der Kappe 6, und der aus diesen Düsen austretende Brennstoff strömt in den durch die beiden Mantel begrenzten ringförmigen Raum 12. In diesem Raum verbrennt das Brennstoff-Luft-Gemisch.open minded. Several fuel nozzles 8 are located in openings 10 of the cap 6, and the one emerging from these nozzles Fuel flows into the annular space 12 delimited by the two jackets. In this space burns the fuel-air mixture.

Das Brennergehäuse liegt in einer unter Überdruck stehenden Kammer, so daß die unter Druck stehende Luft in im allgemeinen axialer Richtung um das Brennergehäuse herum und in die durch den Mantel 4 begrenzte zentrische Luftzuführung 14 strömt. Die Verbrennungsgase werden vom Brennerraum auf das Übergangsstück 16 weitergeleitet, das am hinteren Ende des Außenmantels 2 angebracht ist. Dieses Über_r gangsstück ist an seinem oberen Ende 18 zylindrisch ausgebildet und auf den Mantel 2 aufgesteckt, während es an seinem hinteren Ende 20 segmentförmig ist.The burner housing lies in a chamber under excess pressure, so that the pressurized air flows in a generally axial direction around the burner housing and into the central air supply 14 delimited by the jacket 4. The combustion gases are passed on from the burner space to the transition piece 16 which is attached to the rear end of the outer jacket 2. This over _r transition piece is cylindrical at its upper end 18 and slipped onto the jacket 2, while it is segment-shaped at its rear end 20.

Zwecks Zufuhr von Luft in den Brennraum 12 bestehen Innen- und Außenmantel aus kurzen, konischen und sich überlappenden Ringen, die Luftdurchlässe 22 offenlassen. Erfindungsgemäß sind im Unterstromende des Innenmantels 4 mehrere Wirbelflügel 24 angeordnet. Diese Flügel werden von einem mit dem Mantel 4 verbundenen äußeren Ring 26 gehalten. Die inneren Enden der Wirbelflügel 24 sind mit einem kappenförmigen Mittelstück 28 verbunden und halten dieses. Der Scheitel dieser Kappe ist nach hinten gerichtet, so daß der durch die Wirbelflügel 24 durchtretenden Luft ein strömungsgünstiges Profil dargeboten wird. Diese geschlossene Kappe begrenzt den durch das Ende des Mantels 4 durchtretenden Luftstrom, so daß die gesamte in den Brennraum durch das Ende des Mantels eintretende Luft über die Wirbelflügel strömen muß. Man erkennt weiter, daß bei der gewählten Anordnung der Mantel 4 in Strömungsrichtung gesehen vor dem hinteren Ende des Außenmantels 2 endet.For the purpose of supplying air into the combustion chamber 12, the inner and outer casing are short, conical and overlapping rings that leave air passages 22 open. According to the invention are in the downstream end of the inner jacket 4 a plurality of vortex blades 24 are arranged. These wings are made by one with the Sheath 4 connected outer ring 26 held. The inner ends of the vertebrae 24 are cap-shaped Middle piece 28 connected and hold this. The apex of this cap is directed backwards, so that the air passing through the vortex blades 24 presented a flow-favorable profile will. This closed cap limits the air flow passing through the end of the jacket 4, so that all of the air entering the combustion chamber through the end of the shell is via the vortex vanes must flow. It can also be seen that with the chosen arrangement, the jacket 4 is seen in the direction of flow in front of the rear end of the outer jacket 2 ends.

Durch den Eintritt der Luft in den Brennraum durch das Ende des Mantels 4 wird sie wirksam und gleichmäßiger mit den Verbrennungsgasen gemischt. Die durch das segmentförmige Ende 20 in die Turbine einströmenden heißen Gase werden deshalb auf ihrer gesamten Fläche eine praktisch gleiche Temperatur aufweisen.As the air enters the combustion chamber through the end of the shell 4, it becomes effective and more uniform mixed with the combustion gases. The flowing through the segment-shaped end 20 into the turbine hot gases therefore have practically the same temperature over their entire surface exhibit.

Claims

PATENT CLAIMS:

1. Flame tube for gas turbine combustion chambers ίο with an outer and an inner jacket, which are connected to each other at the inflow end by an annular disk that carries a row of fuel nozzles concentric to the outer jacket and through the central opening of air into the inner jacket and through it into the Combustion chamber flows, wherein the downstream end of the inner shell is open, characterized in that the end of the inner shell (4) is provided with an air swirl device (24).

2. Flame tube according to claim 1, characterized in that the inner jacket (4) in known Way shorter than the outer jacket (2).

3. Flame tube according to claim 1 or 2, characterized in that the air swirl device a ring of vortex blades (24) is provided in a manner known per se.

4. flame tube according to one of claims 1 to 3, characterized by a closed, part (28) arranged centrally in the air swirling device (24).

5. flame tube according to claim 4, characterized in that the part (28) as downstream converging cap is formed.

Considered publications:
British Patent No. 670,092;
U.S. Patent No. 2,676,460.

1 sheet of drawings