DE1181004B

DE1181004B - Combustion chamber for gas turbine jet engines

Info

Publication number: DE1181004B
Application number: DER27536A
Authority: DE
Inventors: Francis Murray Johnson; Arthur Henry Lefebvre
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 1959-03-11
Filing date: 1960-03-11
Publication date: 1964-11-05

Description

Brennkammer für Gasturbinenstrahltriebwerke Die Erfindung bezieht sich auf eine Brennkammer für Gasturbinenstrahltriebwerke mit zwei Verbrennungszonen, die voneinander durch einen Mittelkanal getrennt sind, der sich von dem stromoberseitigen Ende der Kammer nach einem Punkt stromunterseitig der Verbrennungszonen erstreckt und der an beiden aneinander entgegengesetzten Enden offen ist, wobei Verdünnungsluft zur Verdünnung der Verbrennungsprodukte durch den Mittelkanal nach der Brennkammer stromunterseitig der Verbrennungszonen geleitet wird.Combustion Chamber for Gas Turbine Jet Engines The invention relates to focus on a combustion chamber for gas turbine jet engines with two combustion zones, which are separated from each other by a central channel, which extends from the upstream side Extends end of the chamber to a point downstream of the combustion zones and which is open at both ends opposite one another, wherein dilution air to dilute the combustion products through the central channel after the combustion chamber is conducted downstream of the combustion zones.

Bei einer bekannten Brennkammer dieser Bauart weisen die Brennkammerwände Perforationen auf, deren Durchmesser von dem stromoberseitigen Ende nach dem stromunterseitigen Ende zu ansteigt. Durch diese Öffnungen wird sehr viel, wenn nicht der überwiegende Teil der zur Verbrennung erforderlichen Luft der Brennkammer stromunterseitig ihrer Verbrennungszone zugeführt. Das bedeutet, daß reichlich Sekundärluft vorgesehen werden muß.In a known combustion chamber of this type, the combustion chamber walls have Perforations, the diameter of which extends from the upstream end to the downstream end End to rise. A great deal, if not the majority, becomes through these openings Part of the air required for combustion in the combustion chamber downstream of it Combustion zone fed. This means that there is plenty of secondary air must become.

Die Löcher für die erforderliche Sekundärluft, die üblicherweise zur Zuführung dieser Sekundärluft benutzt werden, sind die Ursache beträchtlicher Druckverluste; ebenso ergeben die bei einer bekannten Anordnung im Mittelkanal zum Austritt der Tertiärluft vorgesehenen Perforationen nicht unbeträchtliche Druckverluste, die den Wirkungsgrad herabsetzen. Die erwähnte bekannte Brennkammerausbildung mit Mittelkanal weist außerdem den Nachteil auf, daß infolge des radialen Eintritts der gesamten Luft in die Brennkammer die Notwendigkeit gegeben ist, . einen langen Diffusor stromoberseitig des Flammrohres anzuordnen, was eine außerordentlich große Baulänge in axialer Richtung bedingt.The holes for the required secondary air, which are usually used for Supply of this secondary air are used, are the cause of considerable pressure losses; also result in a known arrangement in the central channel to the outlet of the Tertiary air perforations provided not inconsiderable pressure losses, the reduce the efficiency. The aforementioned known combustion chamber design with a central channel also has the disadvantage that due to the radial entry of the entire Air in the combustion chamber is given the need. a long diffuser upstream to arrange the flame tube, which is an extremely large length in the axial direction conditional.

Ziel der Erfindung ist es, unter Vermeidung dieser Nachteile. eine Brennkammer zu schaffen, die bei kurzer axialer Baulänge ein Verbrennungssystem mit sehr geringen Druckverlusten aufweist. ' Zur Lösung dieser Aufgabe ist eine Brennkammer der eingangs genannten Bauart gemäß der Erfindung in der Weise ausgebildet, daß die für die Verbrennung erforderliche Primärluft insgesamt ausschließlich durch die an sich bekannten axial gerichteten Lufteinlässe am stromoberseitigen Ende der Kammer zugeführt wird, und daß die zur Verdünnung der Verbrennungsprodukte verwendete Luft (Tertiärluft) im wesentlichen insgesamt durch den Mittelkanal eingespeist wird. Hierdurch wird der Vorteil erlangt, daß die bei der bekannten Verbrennungseinrichtung erforderlichen Sekundär-Luftlöcher und Tertiär-Luftlöcher wegfallen, so daß auch die durch diese bedingten Druckverluste vermieden werden. Im Gegensatz zu der bekannten Vorrichtung, bei welcher die Verdünnungsluft durch kleine Öffnungen des Mittelkanals austritt, ist dieser Mittelkanal erfindungsgemäß am stromunterseitigen Ende vollständig offen und nicht wie bei der bekannten Einrichtung gelocht, so daß auch jener Druckverlust vermieden wird, der bei Verwendung selbst kleiner Löcher notwendigerweise auftritt.The aim of the invention is to avoid these disadvantages. one To create a combustion chamber with a short axial length, a combustion system with very low pressure losses. 'To solve this problem is one Combustion chamber of the type mentioned at the outset according to the invention is designed in such a way that that the primary air required for combustion is exclusively through the known axially directed air inlets at the upstream end of the Chamber is supplied, and that used to dilute the combustion products Air (tertiary air) is fed in substantially in its entirety through the central duct. This has the advantage that in the known combustion device necessary secondary air holes and tertiary air holes are omitted, so that too which are avoided by these pressure losses. In contrast to the well-known Device in which the dilution air through small openings in the central channel emerges, this central channel is, according to the invention, complete at the downstream end open and not punched as in the known device, so that also that pressure loss is avoided, which necessarily occurs when using even small holes.

Der Vorteil einer verkürzten axialen Baulänge ergibt sich durch den Wegfall eines langen Diffusors stromoberseitig des Flammrohres, weil ein im wesentlichen gerader durchgehender Pfad für die Luftströmung vorgesehen ist. Gemäß einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung ist die Brennkammer in an sich bekannter Weise ringförmig ausgebildet und weist entsprechend ringförmilge Verbrennungszonen auf, die durch den Mittelkanal getrennt sind. Entsprechend liegen, in ebenfalls an sich bekannter Weise, die Brennstoffeinspritzdüsen auf zwei konzentrisch zueinander liegenden Ringen und es ist jeweils ein Ring für eine Verbrennungszone vorgesehen.The advantage of a shortened axial length results from the Elimination of a long diffuser upstream of the flame tube, because a substantially straight continuous path is provided for the air flow. According to another In an embodiment of the invention, the combustion chamber is ring-shaped in a manner known per se formed and has corresponding annular combustion zones through the central channel are separated. Correspondingly, they are also known per se Way, the fuel injectors on two concentric rings and one ring is provided for each combustion zone.

Gemäß einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung ist in an sich bekannter. Weise. jeder mit Brennstoffeinspritzdüsen ausgestattete Ring an einer ringförmigen Platte befestigt, welche je einen nach der betreffenden Verbrennungszone führenden ringförmigen Verbrennungsluftkanal absperrt, wobei die Schlitze am Umfang jeder dieser Platten in der Nähe der Brennstoffeinspritzdüsen vorgesehen sind. Für dieses letztgenannte Merkmal wird nur in Verbindung mit dem Hauptanspruch Schutz begehrt.According to a further embodiment of the invention, it is known per se. Way. each ring fitted with fuel injectors on an annular one Plate attached, each leading to the combustion zone in question ring-shaped combustion air duct closes off, with the slots on the circumference of each these plates are provided near the fuel injectors. For this the latter Feature is only sought in connection with the main claim for protection.

Nach einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung ist weiter vorgesehen, daß das stromoberseitige Ende der Kammer mit zwei gewellten Teilen ausgestattet ist, von denen jeder die hindurchströmende Luft in zwei Ströme aufteilt, von denen der eine in die entsprechende Verbrennungsluftführung und von denen der andere nach dem entsprechenden Kühlluftpfad gerichtet wird, um aus Kühlluft bestehende Filme auf die Innenwand der Brennkammer aufzubringen, wobei die Ströme innerhalb bzw. zwischen den Wellungen des gewellten Teiles verlaufen. Für das die Erzeugung des Kühlfilmes betreffende vorerwähnte Merkmal (Anspruch 6) wird ebenfalls Schutz nur in Verbindung mit dem Hauptanspruch begehrt.According to a further embodiment of the invention, it is further provided that the upstream end of the chamber is equipped with two corrugated parts each of which divides the air flowing through it into two streams, one of which one in the corresponding combustion air duct and the other after the corresponding cooling air path is directed to films consisting of cooling air to be applied to the inner wall of the combustion chamber, the currents within or run between the corrugations of the corrugated part. For the generation of the Cooling film concerning the aforementioned feature (claim 6) is also protection only coveted in connection with the main claim.

Weitere Vorteile und Einzelheiten der Erfindung ergeben sich aus der folgenden Beschreibung eines Ausführungsbeispieles an Hand der Zeichnung. In der Zeichnung zeigt: F i g. 1 einen Längsschnitt durch einen Teil der erfindungsgemäßen Brennkammer, F i g. 2 eine aufgebrochene perspektivische Ansicht eines Teils des in F i g. 1 dargestellten Aufbaus, F i g. 3 einen Schnitt nach der Linie 3-3 gemäß Fig. 1, F i g. 4 eine schaubildliche Darstellung eines mit der Brennkammer gemäß F i g. 1 bis 3 ausgestatteten Gasturbinentriebwerks.Further advantages and details of the invention emerge from the following description of an embodiment with reference to the drawing. In the Drawing shows: F i g. 1 shows a longitudinal section through part of the invention Combustion chamber, FIG. FIG. 2 is a broken away perspective view of a portion of FIG in Fig. 1 illustrated structure, F i g. 3 shows a section along the line 3-3 according to FIG Fig. 1, Fig. 4 is a diagrammatic representation of one with the combustion chamber according to FIG F i g. 1 to 3 equipped gas turbine engine.

Gemäß F i g. 4 weist das Gasturbinentriebwerk einen Kompressor 7, eine Verbrennungseinrichtung 8 und eine Turbine 9 auf.According to FIG. 4, the gas turbine engine has a compressor 7, a combustion device 8 and a turbine 9 .

Die Verbrennungseinrichtung 8 ist in den F i g. 1 bis 3 im einzelnen dargestellt und besteht, wie aus diesen Figuren ersichtlich ist, aus einem ringförmigen Flammrohr 11, welches zwischen dem Triebwerkgehäuse 12 und einer inneren Rohrwandung 13 befestigt ist. Das Flammrohr 11 wird von einem Kanal 14 mit Luft gespeist, der mit der Druckseite des Kompressors 7 in Verbindung steht.The combustion device 8 is shown in FIGS. 1 to 3 and, as can be seen from these figures, consists of an annular flame tube 11 which is fastened between the engine housing 12 and an inner tube wall 13. The flame tube 11 is fed with air from a duct 14 which is connected to the pressure side of the compressor 7.

Das Flammrohr 11 besteht aus mehreren Ringabschnitten 15 bis 18. Die stromabwärts liegenden Enden der Ringabschnitte 15 bis 17 sind innerhalb der stromaufwärts gerichteten Enden der entsprechenden Abschnitte 16 bis 18 unter Zwischenfügung eines gewellten ringförmigen Streifens 19 befestigt. Zwischen dem Flammrohr 11 und dem Triebwerksgehäuse 12 und zwischen dem Flammrohr 11 und der Innenwand 13 liegen ringförmige Zwischenräume 20 bzw. 21. The flame tube 11 consists of a plurality of ring sections 15 to 18. The downstream ends of the ring sections 15 to 17 are fixed within the upstream ends of the corresponding sections 16 to 18 with a corrugated annular strip 19 interposed. Between the flame tube 11 and the engine housing 12 and between the flame tube 11 and the inner wall 13 there are annular spaces 20 and 21, respectively.

Konzentrisch innerhalb des ringförmigen Flammrohres 11 ist eine zweiteilige Luftführung 22, 23 angeordnet. Der Teil 23 ist unter Zwischenfügung eines gewellten ringförmigen Streifens 24 in den Teil 23 eingesetzt. Das stromaufwärts liegende Ende 22 steht mit dem Kanal 14 in Verbindung und wird von diesem mit Luft gespeist, während das stromabwärts liegende Ende des Teiles 23 sich in die Zweigleitungen 25, 26 gabelt, die am Ende offen sind, in Strömungsrichtung nach hinten weisen und durch welche die Luft in die Ringabschnitte 17, 18 des Flammrohres strömt. Wie aus F i g. 1 ersichtlich, bildet die Luftführung 22, 23 einen Mittelkanal, der das ringförmige Flammrohr 11 in zwei Verbrennungszonen 27, 28 teilt. Der mittlere Kanal 22, 23 verläuft von dem stromaufwärts liegenden Ende des Flammrohres nach einem Punkt, der stromabwärts der Verbrennungszonen 27, 28 liegt.A two-part air duct 22, 23 is arranged concentrically within the annular flame tube 11. The part 23 is inserted into the part 23 with the interposition of a corrugated annular strip 24. The upstream end 22 communicates with the channel 14 and is fed with air by this, while the downstream end of the part 23 forks into the branch lines 25, 26 , which are open at the end, point backwards in the direction of flow and through which the air flows into the ring sections 17, 18 of the flame tube. As shown in FIG. 1, the air duct 22, 23 forms a central channel which divides the annular flame tube 11 into two combustion zones 27, 28. The middle channel 22, 23 runs from the upstream end of the flame tube to a point that is downstream of the combustion zones 27, 28 .

Die Brennkammer ist mit zwei ringförmigen Verbrennungsluftführungen 27', 28' versehen, die nach den Verbrennungszonen 27, 28 führen. An ihrem stromabwärts liegenden Ende sind die Führungen 27', 28' durch Ringplatten 30 bzw. 31 abgesperrt. Jede dieser Platten trägt einen Ring aus im Abstand zueinander liegenden Brennstoffeinspritzdüsen 32. Die Platten 30, 31 sind an ihrem inneren und äußeren Umfang derart ausgezahnt, daß sie jeweils einen Schlitz 33 unter bzw. über jeder Brennstoffeinspritzdüse 32 aufweisen.The combustion chamber is provided with two annular combustion air ducts 27 ', 28' which lead to the combustion zones 27, 28 . At their downstream end, the guides 27 ', 28' are blocked by ring plates 30 and 31, respectively. Each of these plates carries a ring of spaced apart fuel injection nozzles 32. The plates 30, 31 are serrated on their inner and outer circumference in such a way that they each have a slot 33 below and above each fuel injection nozzle 32, respectively.

Ringförmige Platten 34, 35 mit gewellten stromaufwärts liegenden Enden 36 bzw. 37 dienen dazu, die aus dem Kanal 14 austretende Luftmenge zu teilen, die nicht in die Mittelführung 22, 23 eintritt. Fast die gesamte, den gewellten stromaufwärts liegenden Enden 36, 37 zugeführte Luft tritt durch die Wellungen derart hindurch, daß sie nach den Schlitzen 33 und durch diese hindurch geführt wird, während ein kleinerer Anteil dieser Luft zwischen den Wellungen nach den Zwischenräumen 20, 21 hindurchtritt.Annular plates 34, 35 with corrugated upstream ends 36 and 37, respectively, serve to divide the amount of air emerging from the duct 14 that does not enter the central guide 22, 23. Almost the whole, the corrugated upstream ends 36, 37 supplied air passes through the corrugations in such a way through, that it is guided by the slots 33 and through the latter, while a smaller proportion of this air between the corrugations by the interstices 20, 21 passes .

Die Anordnung ist dabei so getroffen, daß die für die Verbrennung des durch die Düsen 32 eingespritzten Brennstoffs erforderliche Luft durch die Schlitze 33 hindurchtritt. Die gesamte übrige der Brennkammer zugeführte Luft wirkt als »Verdünnungsluft«, die durch den Mittelkanal 22, 23 hindurchtritt und aus den Zweigleitungen 25, 26 stromabwärts der Verbrennungszonen 27, 28 austritt. Diese »Verdünnungsluft« dient zur Abkühlung der Verbrennungsprodukte auf Temperaturen, die für den Betrieb der Turbine 9 geeignet sind. 4 bis 8 1/o der Luft strömt durch die ringförmigen Zwischenräume 20, 21 und tritt durch die Wellungen der gewellten Streifen 19 durch die Innenwand des Flammrohres 11 hindurch und bewirkt eine Abkühlung der Wände in Form einer dünnen Kühlschicht.The arrangement is such that the air required for the combustion of the fuel injected through the nozzles 32 passes through the slots 33 . All of the remaining air supplied to the combustion chamber acts as "dilution air" which passes through the central duct 22, 23 and exits the branch lines 25, 26 downstream of the combustion zones 27, 28. This “dilution air” is used to cool the combustion products to temperatures that are suitable for the operation of the turbine 9 . 4 to 8 1 / o of the air flows through the annular spaces 20, 21 and passes through the corrugations of the corrugated strips 19 through the inner wall of the flame tube 11 and causes the walls to cool in the form of a thin cooling layer.

Bisher war es bei Brennkammern von Gasturbinentriebwerken üblich, nur einen Teil der für die Verbrennung erforderlichen Luft an den Brennstoffeinspritzdüsen oder stromabwärts dieser Brennstoffeinspritzdüsen vorzusehen. Dieser Luftanteil wird im allgemeinen als »Primärluft« bezeichnet. Ein weiterer Anteil der für die Verbrennung erforderlichen Luft, der im allgemeinen als »Sekundärluft« bezeichnet wird, wurde stromabwärts der Verbrennungszone in das Flammrohr eingeführt, um die Strömungsrichtung der Verbrennungsgase in der Verbrennungszone umzusteuern und um die zur vollständigen Verbrennung erforderliche zusätzliche Luft zuzuführen.Up until now, it was common in gas turbine engine combustion chambers to only part of the air required for combustion at the fuel injectors or to be provided downstream of these fuel injectors. This proportion of air is generally referred to as "primary air". Another share of the for that Combustion required air, which is generally referred to as "secondary air" is introduced into the flame tube downstream of the combustion zone in order to remove the To reverse the direction of flow of the combustion gases in the combustion zone and around to supply the additional air required for complete combustion.

Im Gegensatz dazu wird bei der in der Zeichnung dargestellten Brennkammer keine Sekundärluft benutzt, sondern die gesamte, zur Durchführung und Vollendung der Verbrennung erforderliche Luft tritt durch die Schlitze 33 ein, so daß sie .dem stromaufwärts liegenden Ende der Verbrennungszonen 27, 28 zugeführt wird. Durch diese Anordnung kann eine wirksame Verbrennung mit beträchtlich niedrigeren Druckverlusten erhalten werden als dies bei den üblichen Verfahren der Luftzuführung möglich war.In contrast to this, no secondary air is used in the combustion chamber shown in the drawing, but rather all of the air required to carry out and complete the combustion enters through the slots 33 so that it is fed to the upstream end of the combustion zones 27, 28 . By this arrangement, efficient combustion can be obtained with considerably lower pressure losses than has been possible with conventional methods of supplying air.

Außerdem wird bei der in der Zeichnung dargestellten Brennkammer sowohl die Verbrennungsluft als auch die »Verdünnungsluft«, die durch den Mittelkanal 22, 23 fließt, in einem im wesentlichen gradlinigen Pfad geleitet, so daß der lange Diffusor, der üblicherweise stromaufwärts des Flammrohres liegt, vermeidbar ist.In addition, in the combustion chamber shown in the drawing, both the combustion air and the "dilution air" flowing through the central duct 22, 23 are guided in an essentially straight path, so that the long diffuser, which is usually located upstream of the flame tube, can be avoided is.

Bei den üblichen Brennkammern kann natürlich die Länge des Diffusors auch vermindert werden, aber das führt zu einer Vergrößerung des Druckverlustes, wo hingegen die erfindungsgemäße Einrichtung eine beträchtliche Verkürzung des Diffusors ermöglicht, ohne daß die Druckverluste ansteigen.With the usual combustion chambers, the length of the diffuser can of course can also be reduced, but this leads to an increase in the pressure loss, Where on the other hand, the device according to the invention considerably shortens the diffuser made possible without increasing the pressure losses.

Claims

Claims: 1. Combustion chamber for gas turbine jet engines with two combustion zones separated from each other by a central channel, the from the upstream end of the chamber to a point downstream of the combustion zones and that at both opposite ends is open, with dilution air to dilute the combustion products through the Central channel passed to the combustion chamber downstream of the combustion zones it is stated that the necessary for the combustion Primary air altogether exclusively through the axially directed known per se Air inlets (27 ', 28') is supplied at the upstream end of the chamber and that the air used to dilute the combustion products is essentially is fed in total through the central channel (22, 23). z. Combustion chamber according to claim 1, characterized in that it is annular and has annular combustion zones (27, 28). 3. Combustion chamber according to claim 2, characterized in that in the annular chamber, the fuel injection nozzles (32) on two concentric to each other lying rings are arranged and that one ring for each combustion zone is provided. 4. Combustion chamber according to claim 3, characterized in that each with fuel injection nozzles (32) equipped ring on each an annular plate (30 or 31) is attached, which one depending on the combustion zone in question shut off leading annular combustion air duct, and that slots (33) on Perimeter of each of these plates is provided in the vicinity of the fuel injectors are. 5. Combustion chamber according to claim 4, characterized in that the slots (33) on the outer and inner peripheries of the plates (30, 31) on opposite sides each fuel injector (32) are provided. 6. Combustion chamber after one of the preceding claims, characterized in that the upstream end the chamber is equipped with two corrugated parts (36, 37), each of which divides the air flowing through it into two streams, one of which into the corresponding one Combustion air duct (27 ', 28') and of which the other after the corresponding Cooling air path (20, 21) is directed to films consisting of cooling air on the inner wall to apply the combustion chamber, and that the currents within or between the corrugations of the corrugated part. Publications considered: German Patent Specifications No. 844 380, 829 827; Swiss patent specification No. 313 233; British patents No. 670 092, 648 493, 624 828, 624132. Earlier patents considered: Deutsches Patent No. 1097 213.