DE1626040B1

DE1626040B1 - Annular combustion chamber for gas turbine engines

Info

Publication number: DE1626040B1
Application number: DE19681626040
Authority: DE
Inventors: Keith Lambert Barker
Original assignee: Lucas Industries Ltd
Current assignee: ZF International UK Ltd
Priority date: 1968-03-02
Filing date: 1968-03-02
Publication date: 1971-06-24

Description

Die Erfindung betrifft eine Ringbrennkammer für Gasturbinentriebwerke mit einem Flammrohr, in das zerstäubter Brennstoff eingespritzt wird und das durch eine Wandung in eine Verbrennungszone und eine Mischzone unterteilt ist, wobei der Auslaß der Verbrennungszone in die Mischzone mündet und die Lufteinlässe für die Verbrennungszone und für die Mischzone in Umfangsrichtung einander abwechselnd angeordnet sind.The invention relates to an annular combustion chamber for gas turbine engines with a flame tube into which atomized fuel is injected and that through a wall into a combustion zone and a mixing zone is subdivided, the outlet of the combustion zone opening into the mixing zone and the Air inlets for the combustion zone and for the mixing zone alternate in the circumferential direction are arranged.

Es sind Verbrermungseinrichtungen in Form von Ringkammern für Gasturbinen bekannt, an denen innerhalb eines ringförmigen Außenmantels ein ringförmiges Flammrohr angeordnet ist, in das zerstäubter Brennstoff eingespritzt und dort mit Luft verbrannt wird. Diese bekannte Verbrennungseinrichrung besitzt eine durch eine unterteilende Wandung hergestellte zweite Verbrennungszone, Mischzone genannt, die sich stromabwärts von der die Verbrennung steuernden ersten Zone befindet, deren Auslaß in die Mischzone mündet, wobei die Lufteinlässe für die Verbrennungszone und für die Mischzone in Umfangsrichtung einander abwechselnd angeordnet sind (deutsche Patentschrift 1 120 818).There are combustion devices in the form of Annular chambers for gas turbines known, on which an annular outer jacket within an annular Flame tube is arranged, injected into the atomized fuel and burned there with air will. This known combustion device has a wall that divides it produced second combustion zone, called the mixing zone, which is located downstream of the combustion controlling first zone is located, the outlet of which opens into the mixing zone, the air inlets for the combustion zone and for the mixing zone are arranged alternately in the circumferential direction are (German patent specification 1 120 818).

Es sind ferner Ringbrennkammern für Gasturbinen bekannt, die mittels einer konzentrisch zur Achse der Brennkammer angeordneten Ringwand in radialer Richtung in zwei Räume unterteilt sind, von denen einer der Verbrennungsraum ist (deutsche Auslegeschrift 1 108 516 und deutsche Auslegeschrift 1 162 135). Weiterhin ist es bekannt, bei Ringbrennkammern die Eintrittsöffnungen für die Verbrennungsluft und die Verdünnungsluft in Umfangsrichtung einander abwechselnd anzuordnen (britische Patentschrift 741488).There are also known annular combustion chambers for gas turbines, which by means of a concentric to the axis of Combustion chamber arranged annular wall are divided in the radial direction into two spaces, of which one of the combustion chambers is (German Auslegeschrift 1 108 516 and German Auslegeschrift 1 162 135). It is also known, in the case of annular combustion chambers, the inlet openings for the combustion air and to alternate the dilution air in the circumferential direction (British Patent 741488).

Nachteilig ist bei diesen bekannten Verbrennungseinrichtungen, daß sie eine verhältnismäßig große Baulänge aufweisen.The disadvantage of these known combustion devices is that they are relatively large Have overall length.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Ringbrennkammer zu schaffen, in der die Verbrennung insofern verbessert wird, als ein möglichst vollständiger Ausbrand bei kürzester Baulänge erreicht werden soll, wobei die aus der Brennkammer austretenden Gase genügend abgekühlt werden sollen, bevor sie in die Gasturbine selbst eintreten. Diese Aufgabe ist besonders bei Flugzeugen von Bedeutung, für die ein senkrechtes Starten und Landen vorgesehen ist.The invention is based on the object of a To create an annular combustion chamber in which the combustion is improved to the extent that it is as complete as possible Burnout should be achieved with the shortest overall length, with the emerging from the combustion chamber Gases should be cooled sufficiently before they enter the gas turbine itself. These Task is particularly important in aircraft that are intended for vertical take-off and landing is.

Die Aufgabe ist erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß die Wand das Flammrohr derart schräg unterteilt, daß die Strömung in der Verbrennungszone um etwa 180° umgelenkt wird, daß ferner die Auslässe der Verbrennungszone in Umfangsrichtung abwechselnd mit Lufteinlässen der Verbrennungszone angeordnet sind und daß diese Auslässe in Längsrichtung mit den Lufteinlässen der Mischzone ausgerichtet sind.The object is achieved according to the invention in that the wall divides the flame tube at an angle in such a way that that the flow in the combustion zone is deflected by about 180 °, that furthermore the outlets the combustion zone arranged in the circumferential direction alternating with air inlets of the combustion zone and that these outlets are longitudinally aligned with the air inlets of the mixing zone are.

Mit der Erfindung wird eine Ringbrennkammer kürzester Baulänge geschaffen, in der eine vollständige Verbrennung und folglich heiße Verbrennung der Gase stattfindet, die wirksam nach der Verbrennung abgekühlt werden, bevor sie in die eigentliche Gasturbine eintreten.With the invention, an annular combustion chamber of the shortest overall length is created in which a complete Combustion and consequently hot combustion of the gases takes place which is effective after combustion are cooled before they enter the actual gas turbine.

In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel der Erfindung dargestellt. Es zeigtAn exemplary embodiment of the invention is shown in the drawing. It shows

Fig. 1 einen Längsschnitt einer Ringbrennkammer 6g der Erfindung,1 shows a longitudinal section of an annular combustion chamber 6g of the invention,

Fig. 2 einen Querschnitt nach LinieΠ-Π von Fig. 1.Fig. 2 is a cross section along line-Π of Fig. 1.

Die Ringbrennkammer für Gasturbinen besteht aus einer luftführenden ringförmigen Umhüllung mit inneren und äußeren Wandungen 10,11; innerhalb dieser Wandungen ist mit Abstand ein ringförmiges Flammrohr mit inneren und äußeren Wandungen 12, 13 angeordnet. An dem in Strömungsrichtung oberhalb liegenden Ende laufen die Wandungen zusammen und bilden einen Lufteinlaß 14, der mit einem Kompressor (nicht dargestellt) in Verbindung steht, und an dem entgegengesetzten Ende befindet sich innerhalb der Wandungen ein Auslaß 15, der zu der eigentlichen Gasturbine (nicht dargestellt) führt.The annular combustion chamber for gas turbines consists of an air-conducting annular envelope with inner and outer walls 10, 11; within these walls there is an annular one at a distance Flame tube with inner and outer walls 12, 13 arranged. On the one above in the direction of flow lying end, the walls converge and form an air inlet 14, which with a Compressor (not shown) is in communication, and is located at the opposite end within the walls an outlet 15 which leads to the actual gas turbine (not shown).

Das Flammrohr ist in zwei Zonen, eine Verbrennungszone 16 und eine Mischzone 17, unterteilt, und das in Strömungsrichtung oberhalb liegende Ende des Flammrohrs hat Lufteinlässe 18,19 (Fig. 2), durch die die Luft von dem Einlaß 14 in die Verbrennungszone 16 bzw. Mischzone 17 eintritt. In dem Lufteinlaß 19 sind Leitflächen 20 vorgesehen, die zur Mischzone 17 führen. In den Lufteinlässen 18, die zu der Verbrennungszone 16 führen, hegen Brennerdüsen 21, und jede Auslaßpffnung hat Leitflächen 22, die den Luftstrom, der in die Verbrennungszone 16 eintritt, gegenüber demjenigen, der diese Zone verläßt, durch weitere radial nach außen gerichtete Öffnungen, die einen Auslaß 23 aus der Verbrennungszone 16 bilden, in einer Wand 24 abtrennen. Die Wand 24 unterteilt beide Zonen 16,17 des Flammrohrs derart, daß die Strömung um etwa 180° umgelenkt wird. Die Öffnungen des Auslasses 23 sind mit den Lufteinlässen 19 ausgerichtet.The flame tube is divided into two zones, a combustion zone 16 and a mixing zone 17, and the end of the flame tube lying above in the direction of flow has air inlets 18, 19 (FIG. 2) which the air enters from inlet 14 into combustion zone 16 or mixing zone 17, respectively. In the air intake 19 guide surfaces 20 are provided which lead to the mixing zone 17. In the air inlets 18, which to lead to the combustion zone 16, burner nozzles 21, and each outlet opening has guide surfaces 22, which the air flow entering the combustion zone 16 versus that exiting this zone, by further radially outwardly directed openings, which form an outlet 23 from the combustion zone 16, in a wall 24. the Wall 24 divides both zones 16, 17 of the flame tube in such a way that the flow is deflected by about 180 ° will. The openings of the outlet 23 are aligned with the air inlets 19.

Primärluft und flüssiger Brennstoff treten durch die Lufteinlässe 18 und zwischen den Leitflächen 22 in die Verbrennungszone 16 ein, in der die Verbrennung stattfindet. Durch die Verbrennungszone 16 strömen die Luft und der flüssige Brennstoff bei der Verbrennung in einem ringförmigen Wirbelweg. Die Verbrennungsprodukte treten durch die Öffnungen des Auslasses 23 aus der Verbrennungszone 16 aus, und dabei vermischen sie sich mit Verdünnungsluft, die durch die Lufteinlässe 19 eintritt, und schließlich tritt die Mischung aus den Verbrennungsprodukten mit der Verdünnungsluft durch den Auslaß 15 aus dem Flammrohr aus. An der inneren Seite der Wand 12 des Flammrohrs ist eine Leitfläche 25 angeordnet, die sich in die Verbrennungszone 16 hineinerstreckt und die die Verwirbelung der Gasströmung und die Verbrennungszone 16 unterstützt.Primary air and liquid fuel pass through the air inlets 18 and between the baffles 22 into the combustion zone 16 in which the combustion takes place. Through the combustion zone 16 During combustion, the air and the liquid fuel flow in an annular vortex path. the Combustion products exit the combustion zone 16 through the openings of the outlet 23, and in doing so they mix with dilution air entering through the air inlets 19 and finally the mixture of the combustion products with the dilution air exits through outlet 15 the flame tube. A guide surface 25 is arranged on the inner side of the wall 12 of the flame tube, which extends into the combustion zone 16 and which the turbulence of the gas flow and the Combustion zone 16 supported.

Claims

Claim:

Annular combustion chamber for gas turbine engines with a flame tube into which atomized fuel is injected through a wall is divided into a combustion zone and a mixing zone, the outlet being the combustion zone opens into the mixing zone and the air inlets for the combustion zone and for the mixing zone alternate in the circumferential direction are arranged, characterized in that the wall (24) divides the flame tube (12) obliquely in such a way that the Flow in the combustion zone (16) is deflected by about 180 °, that also the outlets (23) of the combustion zone (16) in the circumferential direction alternating with the air inlets (18) of the Combustion zone are arranged and that these outlets (23) in the longitudinal direction with the air inlets (19) of the mixing zone (17) are aligned.