DE2403657A1 - COMBUSTION CHAMBER WITH PRE-MIXING FOR GAS TURBINE ENGINES - Google Patents
COMBUSTION CHAMBER WITH PRE-MIXING FOR GAS TURBINE ENGINESInfo
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Description
Patentanwalt Dipl.-Ing. Reif Menges 8011 Poring/ München Hubertusstr, 2o
United Aircraft Corpoiaciön
400 Main Street 2403657Patent attorney Dipl.-Ing. Reif Menges 8011 Poring / Munich Hubertusstr, 2o United Aircraft Corpoiaciön
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East Hartford, Connecticut 06108 , „ ,-_East Hartford, Connecticut 06108, ", -_
Anwaltsakte U 102Lawyer file U 102
Vereinigte Staaten von Amerika ,—, —United States of America ,-, -
25. Jan 197425th Jan 1974
Brennkammer mit Vormischung für Gasturbinentriebwerke. Combustion chamber with premix for gas turbine engines.
Die Erfindung bezieht sich auf eine Brennkammer für Gasturbinentriebwerke. The invention relates to a combustion chamber for gas turbine engines.
Bei der Konstruktion und Entwicklung von Gasturbinentriebwerken für Strahlflugzeuge ist man heute bestrebt die Luftverschmutzung'
zu verringern, den Betrieb bei hohen Temperaturen zu verbessern und das Gewicht des Triebwerkes ohne Schubverminderung zu verringern.
Ein grosser Teil dieser Konstruktions- und Entwicklungsarbeit
befasst sich mit der Brennkammer des Triebwerkes, welche üblicherweise nicht die jetzt erforderliche saubere Verbrennung
gewährleisten konnte. Desweiteren erfordern die üblichen Brennkammern
eine wesentliche axiale Lä'nge zur Durchführung des Verbrennungsvorganges
. Dadurch wird die gesamte Triebwerkslänge
vergrössert, wodurch natürlich auch eine Zunahme des Triebwerkegewichtes
bedingt ist.In the design and development of gas turbine engines for jet aircraft, efforts are now being made to reduce air pollution, improve operation at high temperatures, and reduce the weight of the engine without reducing thrust. A large part of this design and development work is concerned with the combustion chamber of the engine, which usually could not guarantee the clean combustion that is now required. Furthermore, the usual combustion chambers require a substantial axial length to carry out the combustion process. This will take up the entire length of the engine
enlarged, which of course also causes an increase in the weight of the engine.
Die Vormischung des Kraftstoffes mit der Luft ist ein Verfahren, weiches zur Verbeserung des Verbrennungsvorganges untersucht
wurde. Ein solches Verfahren ist in der Figur 2 der U.S. Patentschrift
2.999.359 beschrieben. Ein Zweck aller .Ausführungsbeispiele ,dieser U.S. Patentschrift dient zur Erzeugung von gegensinnig
rotierenden Wirbelzonen des verbrennenden Kraftstoffes und der Luft in der primären Verbrennungszone zur Verbesserung des Ver^
brennungswirkungsgrades. Eine solche Wirbelung vergrössert die Ze-it.
dauer während der der verbrennende Kraftstoff und die Luft in
der primären Verbrennungszone bleiben. Dies ist unerwünscht vom Standpunkt der Luftverschmutzung da dadurch die in der BrennkammerThe premixing of the fuel with the air is a process that is being investigated to improve the combustion process
became. Such a method is described in FIG. 2 of US Pat. No. 2,999,359. A purpose of all .Aus Ausführungsbeispiele, this US patent is used to generate opposing directions
rotating vortex zones of the burning fuel and air in the primary combustion zone to improve the combustion efficiency. Such a vortex increases the time. duration during which the burning fuel and the air in
remain the primary combustion zone. This is undesirable from the standpoint of air pollution as it removes the in the combustion chamber
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OHiGlNAL INSPECTEDOHiGlNAL INSPECTED
erzeugte S ticks toff oxydmenge erhöht wird. 2403657The amount of nitrogen oxide generated is increased. 2403657
Eine Brennkammer mit Vormischung, welche eine Mehrzahl diesem Nachteile vermeidet ist in der U.S. Patentanmeldung Nr. be schrieben.A combustion chamber with premix containing a majority of this Avoiding disadvantages is described in U.S. Patent application No. be written.
Eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung liegt darin eine verbesserte Brennkammer und insbesondere eine verbesserte ringförmige Brennkammer mit Vorvermischung für Gasturbinentriebwerke zu schaffen,welche eine geringere Verschmutzung der Luft hervorruft, einen besseren Betrieb bei hohen Temperaturen am Auslass der Brennkammer gestattet, und wobei die Verbrennung eine kleinere axiale Länge benötigt. Entsprechend der vorliegenden Erfindung umfasst die ringförmige Brennkammer einen Vormischungskanal mit einem Aus lass, der in der N3he der inneren oder der Susseren Wand der Brennkammer angeordnet ist, eine sich durch den Auslass des Kanales erstreckende Ablenkplatte, eine erste Kraftstoffzufuhrvorrichtung zum Einspritzen von Kraftstoff in den Kanal und eine zweite Kraftstoffzufuhrvorrichtungzum Einspritzen von Kraftstoff in die primäre. Verbrennung«zone, wobei die Ablenkplatte mit Geffnungen versehen ist um das Kraftstoff-» luftgemisch aus dem Kanal in die Brennkammer radial durch die prima"· re Verbrennung»«one in Richtung zur gegenüberliegenden Wand der Br* kaiawer su leiten. Die erste Kraftstoff zufuhrvorrichtung wird wehrend dea Betrieb nit hoher Leistung, at.B. während dem Starten,dem Steigflug und dem Reiseflug verwendet; die zweite Kraftetoffzufuhrvorrichtung dient grundsätzlich für den Betrieb mit kleiner Leistung, wie x.l.fOr den Leerlauf und dem Wiederanzflnden während dem Flag.An object of the present invention is an improved one Combustion chamber, and in particular an improved annular premixing combustion chamber for gas turbine engines, which causes less pollution of the air, allows better operation at high temperatures at the outlet of the combustion chamber, and wherein the combustion requires a smaller axial length. According to the present invention, the annular Combustion chamber has a premix channel with an outlet in the Arranged near the inner or outer wall of the combustion chamber is, a baffle extending through the outlet of the channel, a first fuel supply device for injecting Fuel in the passage and a second fuel supply device for injecting fuel into the primary. Combustion «zone, where the baffle is provided with openings around the fuel» air mixture from the duct into the combustion chamber radially through the great "· re burning "" one in the direction of the opposite wall of the br * kaiawer su direct. The first fuel supply device is during the high-powered operation, at.B. during startup, the Used climb and cruise; the second fuel supply device is basically used for operation with low power, like x.l. for the idle and the reflinding during the flag.
Die Brennkammer der vorliegenden Erfindung entspricht in allen wesentlichen Einzelheiten der Brennkammer nach der oben genannten U.S. Patentanmeldung mit Ausnahme der Anordnung der zweiten Vorrichtung zur KraftstoffaufOhrung zum Einspritzen Von Kraftstoff in die primäre Verbrennüngs zone während dem Leerlauf oder zum Wiederanzünden während den Flug. Man hat gefunden,dass dadurch alle Vorteile der '. erwähnten U.S.Patentanmeldung beibehalten wer den, während jedoch die Leistungsfähigkeit beim Leerlauf und beim Wiederanzünden während dem Flug wesentlich verbessert wird.The combustion chamber of the present invention corresponds in all essential details to the combustion chamber according to the above-mentioned U.S. Patent application with the exception of the arrangement of the second device for fuel delivery for injecting fuel into the primary combustion zone during idling or for re-ignition during the flight. It has been found that thereby all the advantages of the '. U.S. patent application mentioned above is retained, while the Performance when idling and when re-igniting during the flight is significantly improved.
Für den Betrieb mit geringer Leistung, z.B.für den Leerlauf oder dem Wiederanzünden während dem Flug ist ein reiches Kraftstoffluft-For operation with low power, e.g. for idling or relighting during flight is a rich fuel air
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gemisch in der primären Verbrennungszone erforderlich; während dem Betrieb mit grosser Leistung, z.B. während dem Starten, dem Steigflug und dem Reiseflug, ist ein ärmeres Kraftstoffluftgemisch erforderlich. Es ist manchmal schwierig diesen weiten. Bereich von Kraftstoff mischungen'mit einer einzigen Kraftstoff zufuhrvorrichtung zu erreichen. Man hatgafunden, dass durch Anordnung einer zweiten Kraftstoff zufuhrvorrichtung , welche getrennt .von der ersten Kraftstoffzufuhrvorrichtung in Betrieb genommen werden kann, dieser Kachteil vermieden wird.mix required in primary combustion zone; while operation with high performance, e.g. during starting, the Climb and cruise, is a poorer fuel-air mixture necessary. It is sometimes difficult to do this. area of fuel mixtures' with a single fuel supply device to reach. It has been found that by arranging a second fuel supply device which is separate from the first fuel supply device can be put into operation, this kachteil is avoided.
Entsprechend einem Äusführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung wird eine wesentlich bessere Leistungsfähigkeit beim Leerlauf oder eintesseres Wiederanzünden während dem Flug erreicht falls eine übliche Kraftstoffe inspritzdüse zum Einspritzen von Kraftstoff unmittelbar in die primäre Verbrennungszone während dem Leerlauf oder dem Wiederanzünden während dem Flug als zweite Kraftstoffzufuhrvorrichtung verwendet wird in Kombination mit einer ersten Kraftstoff zufuhrvorrichtung, welcheden Kraftstoff beim Starten, beim Steigflug oder beim Reiseflug in den Vormischungskanal einspritzt worin der Kraftstoff durch die hohe Luftgeschwindigkeit : in dem Kanal zerstäubt wird und durch die perforierte Ablenkplatte in die primäre Verbrennungszone eintritt. Die Kraftstoffzufuhr-" vorrichtung des Vormischungskanales wird bei Leerlauf zurückgeschaltet und wird wieder in Betrieb genommen falls die abzugebende Leistung steigt. Die üblichen Kraftstoffeinspritzdüsen sind bei Leerlauf oder für das Wiederanzünden während dem Flug eingeschaltet und werden während dem Starten, dem Steigflug und dem Reiseflug bis auf eine sehr geringe Kraftstoffströmung zurückgeschaltet oder vollständig abgeschaltet. Somit wird während dem Starten, dem Steigflug oder dem Reiseflug die Hauptkraftstoffmenge durch die Kraftstoffzufuhrvorrichtung des Vormischungskanales eingespritzt während beim Leerlauf die Kraftstoffzufuhr durch die Kraftstoffeinspritzdüsen in die primäre Verbrennungszone überwiegt.According to an embodiment of the present invention will have a much better idle performance or a better re-ignition during flight if achieved a common fuel injection nozzle for injecting fuel immediately into the primary combustion zone during idle or in-flight re-ignition as a second fuel delivery device is used in combination with a first Fuel supply device, which feeds the fuel when starting, injected into the premix channel when climbing or cruising wherein the fuel due to the high air speed : is atomized in the duct and enters the primary combustion zone through the perforated baffle. The fuel supply " device of the premix channel is switched back when idling and is put back into operation if the one to be handed in Performance increases. The usual fuel injectors are at Idle or switched on for re-ignition in flight and are switched back to a very low fuel flow during take-off, climb and cruise, or completely shut down. Thus, during takeoff, climb or cruise, the main amount of fuel is through the Fuel supply device injected into the premix channel while at idle the fuel supply through the fuel injectors predominates in the primary combustion zone.
Es ist unerwünscht grosse Kraftstoffmengeη unmittelbar in die Brennkammer durch die üblichen Kraftstoffeinspritzdüsen für alle Betriebsbedingungen des Motors einzuspritzen da hierdurch eine zusätzliche Brennkammer länge und grosse Wirbelzonen erforderlich wärenThere is an undesirable large amount of fuel directly in the combustion chamber through the usual fuel injectors for all operating conditions of the engine as this would require an additional combustion chamber length and large swirl zones
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um den Kraftstoff in der Brennkammer während dem Verbrennungsvorgang ausreichend mit der Luft zu vermischen. Entsprechend der vorliegenden Erfindung wird die übliche Kraftstoffzufuhrvorrichtung nur bei Leerlauf oder für das Wiederanzünden wä'hrend dem Flug verwendet. Bei anderen Betriebsbedingungen wird der Kraftstoff, in die primäre Verbrennungszone durch den Vormischungskanal und durch die diesem zugeordnete ."iblenkplatte zugeführt wodurch ein gleichförmiges Kraf tstoff luftgemisch sich im wesentlichen radial von einer Seite der primären Verbrennungszone zur anderen Seite der primären Verbrennungszone fortbewegt. Es müssen keine grossen Wirbelzonen in 'der primären Verbrennungszone geschaffen werden um eine geeignete Vermischung des Kraftstoffes mit der Luft für eine wirksame Verbrennung durchzuführen da der Kraftstoff und die Luft schon vor dem Eintreten in die Brennkammer vermischt sind.around the fuel in the combustion chamber during the combustion process to mix sufficiently with the air. According to the present invention, the conventional fuel supply device only used when idling or for re-ignition during flight. In other operating conditions, the fuel in the primary combustion zone through the premix duct and through the associated with this. "iblenkplatte supplied whereby a uniform Fuel and air mixture spreads essentially radially from one side the primary combustion zone to the other side of the primary combustion zone moved. There is no need to create large vortex zones in the primary combustion zone to create a suitable one Mixing the fuel with the air for effective combustion to be carried out because the fuel and the air take place before Entering the combustion chamber are mixed.
Ausführurgsbeispiele der Erfindung werden im folgenden anhand der beiliegenden Zeichnungen ausführlicher beschrieben, es zeigen:Exemplary embodiments of the invention are described in more detail below with reference to the accompanying drawings, which show:
Figur 1 eine Ansicht im Schnitt der Brennkammer eines Gasturbinentriebwerkes entsprechend der vorliegenden Erfindung.Figure 1 is a sectional view of the combustion chamber of a gas turbine engine according to the present invention.
Figur 2 einen teilweisen Schnitt entlang der Linie 2_2 nach FigurFIG. 2 shows a partial section along the line 2_2 according to FIG
Figur 3 einen teilweisen Schnitt ebenfalls entlang der Linie 2_2 nach Figur 1, eines anderen Ausführungsbeispieles.FIG. 3 shows a partial section, likewise along the line 2_2 according to FIG. 1, of another exemplary embodiment.
Figur 4 einen Schnitt entlang der Linie 4-4 nach Figur 1.FIG. 4 shows a section along the line 4-4 according to FIG.
Ein Beispiel einer Brennkammer mit den Merkmalen der vorliegendenAn example of a combustion chamber having the features of the present
in
Erfindung ist/der Figur 1 dargestellt worin die Brennkammer im
wesentlichen mi.t 10 bezeichnet- ist. Die Brennkammer 10 liegt stromabwärts eines Diffusors 12 (nur ein Teil derselben ist dargestellt)
und stromaufwärts einer Turbine 14 (nur die Einlassleitschaufeln 16 der Turbine 14 sind dargestellt).in
The invention is shown in FIG. 1 in which the combustion chamber is essentially designated 10. The combustor 10 is downstream of a diffuser 12 (only a portion of which is shown) and upstream of a turbine 14 (only the inlet guide vanes 16 of the turbine 14 are shown).
Die Brennkammer 10 umfasst ein inneres Ringgehäuse 18 und ein äusseres Ringgehäuse 2o, welche einen Ringraum 22 begrenzen. In dem Ringraum 22 liegt das ringförmige Flammrohr , welches im wesentlichen mit 24 bezeichnet ist. Das Flammrohr 24 hat eine innere Ringwand 26 und eine äussere Ringwand 28, welche einen ringförmigen Brennraum 30 begrenzen. Die Wände 26, 28 bilden ebenfallsThe combustion chamber 10 comprises an inner ring housing 18 and an outer ring housing 2o, which delimit an annular space 22. In The annular flame tube, which is designated essentially by 24, lies in the annular space 22. The flame tube 24 has an inner Ring wall 26 and an outer ring wall 28 which delimit an annular combustion chamber 30. The walls 26, 28 also form
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einen ringförmigen Auslass32 am stromabwärtsL legenden Ende des Flammrohres 24 um die Verbrennungsgase in die Turbine 14 zu leiten. Der vordere Teil 34 des Brennraumes 30 bildet die primäre Verbrennungszone. Am a'usseren Ringgehäuse 20 sind mehrere in Umfangsrichtung in Abstand voneinander angeordnete Zündvorrichtungen 50 vorgesehen, welche bei diesem Ausführungsbeispiel übliche Zündkerzen sind, und sich in die primä're Verbrennungszone 34 erstrecken. Die Zündvorrichtungen 50 sind am äusseren Ringgehäuse 20 für ein einfaches Entfernen befestigt jedoch können sie falls erwünscht auch an der inneren Ringwand 26 vorgesehen sein.an annular outlet 32 at the downstream end of the liner 24 to direct the combustion gases into the turbine 14. The front part 34 of the combustion chamber 30 forms the primary combustion zone. On the outer ring housing 20 there are several in the circumferential direction ignition devices 50 arranged at a distance from one another which are conventional spark plugs in this embodiment and extend into the primary combustion zone 34. The ignition devices 50 are on the outer ring housing 20 for a attached for easy removal, however, they may also be provided on the inner ring wall 26 if desired.
Entsprechend der vorliegenden Erfindung ist ein innerer Ringmantel· 36 und ein Susserer Ringmantel 38 in dem Ringraum 22 vorgesehen und diese beiden Mäntel sind in Abstand voneinander angeordnet und begrenzen einen ringförmigen Vormischungskanal 39. Bei diesem Ausführungsbeispiel bestehen, die Mantel 36 und 38 aus Metallbj.eeh und sind an ihren hinteren Enden an die innere Ringwand 26 des Flammrohres 24 angeschlossen.According to the present invention, an inner ring jacket is 36 and a Susserer ring jacket 38 are provided in the annular space 22 and these two jackets are arranged at a distance from one another and delimit an annular premixing channel 39. In this embodiment, the jackets 36 and 38 are made of Metallbj.eeh and are connected at their rear ends to the inner ring wall 26 of the flame tube 24.
Der Vormischungskanal 39 hat einen ringförmigen Einlass 42 und einen ringförmigen Auslass 44, Der Auslass 44 ist in Verbindung mit der primären Zone 34 des Flammrohres 24. In diesem Ausführungs= beispiel umfasst die innere Ringwand 26 eine Ablenkplatte 46, die sich durch den Auslass 44 des Vormischungskänales 39 erstreckt» Desweiteren ist bei diesem Ausführungsbeispiel die Ablenkplatte 46 kegeistumpfförmig und verjüngt sich radial nach innen von ihrem vorderen Ende zu ihrem hinteren Ende. Die» Platte ist an ihrem vorderen und an ihrem hinteren Ende durch geeignete Mittel an die innere Ringwand 26 des Flammrohres 24 angeschlossen. Die Ablenkplatte 46 hat mehrere Oeffnungen 48, wie am besten aus Figur 2 zu erkennen ist. Mehrere in .Umfangsrichtung in Abstand voneinander angeordnete Kraftstoffeinspritzvorrichtungen 40 sind am ä'usseren Ringgehäuse befestigt und erstrecken sich in den Vormischungskanal 39 zum Einspritzen von Kraftstoff in den Vormischungskanal 39.The premix channel 39 has an annular inlet 42 and one annular outlet 44, the outlet 44 is in connection with the primary zone 34 of the flame tube 24. In this embodiment = For example, the inner ring wall 26 comprises a baffle 46 which extends through the outlet 44 of the premixing channel 39 » Also in this embodiment is the baffle 46 frustoconical and tapers radially inward from hers front end to their rear end. The 'plate is at its front and connected at its rear end to the inner ring wall 26 of the flame tube 24 by suitable means. The baffle 46 has several openings 48, as can best be seen from FIG. Several spaced apart in circumferential direction Fuel injection devices 40 are attached to the outer ring housing and extend into the premixing channel 39 Injecting fuel into the premix channel 39.
Die Wände 26 und 28 bilden einen teilweisen geschlossenen, stromaufwärtsliegenden Bereich 52 des Flammrohres 24. Der vordere Bereich 52 umfass trtehrere Oeffnungen 56, die in Umfangsrichtung in Abstand voneinander um die Triebwerksachse angeordnet sind. In der Nähe einerThe walls 26 and 28 form a partially closed, upstream Area 52 of the flame tube 24. The front area 52 comprises openings 56 which are spaced from one another in the circumferential direction are arranged around the engine axis. Near one
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jeden Oeffnung 56 ist eine zweite Kraftstoffzufuhrvorrichtung 57 vorgesehen. Jede Kraftstoffzufuhrvorrichtung 57 umfasst eine Kraftstoffeinspritzvörrichtung, in diesem Beispiel eine Einspritzdüse 58, welche in einem Wirbelring 59 angeordnet ist. Der Wirbelring 59 hat einen inneren und einen äusseren Ring 60 bzw. 61, die einen ringförmigen Kanal 62 bilden, der um die Kraftstoffeinspritzdüseeach opening 56 is a second fuel supply device 57 intended. Each fuel supply device 57 comprises a fuel injection device, in this example an injection nozzle 58 which is arranged in a vortex ring 59. The vortex ring 59 has inner and outer rings 60 and 61, respectively, which define an annular channel 62 which surrounds the fuel injector
58 angeordnet ist zwecks Zuführung von Luft um jede Kraftstoffeinspritzdüse in die primäre Verbrennungszone 34. In dem Kanal 62 zwischen den Ringen 60 und 61 sind mehrere in Umfangsrichtung in Abstand voneinander angeordnete Wirbelschaufeln 63 vorgesehen, welche der in die primäre Verbrennungszone 34 einströmenden Luft eine Wirbelbewegung erteilen. Bei dieser Äusführungsform sind vierzig Kraftstoffeinspritzvorrichtungen 4O und vierzig Kraftstoffeinspritzdüsen 58 vorgesehen, jede Kraftstoffeinspritzvorrichtung 40 hat eine entsprechende Kraftstoffeinspritzdüse 58; welche an gleichen Winkellagen um die Triebwerksachse angeordnet sind. Wie in Figur 1 dargestellt ist· ist eine Kraftstqffeinspritzvorrichtung 40 und eine entsprechende Kraf tstoff einspritzdüse 58 in einer gemeinsamen Hülse 64 angeordnet jedoch ist dies nicht unbedingt er-58 is arranged to supply air around each fuel injector into the primary combustion zone 34. In the channel 62 between the rings 60 and 61 are several in the circumferential direction vortex blades 63 arranged at a distance from one another are provided, which the air flowing into the primary combustion zone 34 give a whirling motion. In this embodiment are forty fuel injectors 40 and forty fuel injectors 58 provided each fuel injector 40 has a corresponding fuel injector 58; which on the same angular positions are arranged around the engine axis. As shown in Figure 1, is a fuel injector 40 and a corresponding Kraf fuel injection nozzle 58 in a common Sleeve 64 arranged, however, this is not necessarily
» forderlich. Es ist ebenfalls nicht erforderlich , dass eine gleiche Anzahl von Kraftstoffeinspritzvorrichtungen 40 und Kraftstoffein« sprij^zdüsen 5Q verwendet wird.»Necessary. It is also not necessary for the same number of fuel injection devices 40 and fuel injection nozzles 5Q to be used.
Wie in Figur 1 dargestellt ist, ist die-innere Ringwand 26 nach aussen in Abstand von dem inneren Ringgeha*use 18 angeordnet zur Bildung eines inneren,ringförmigen Luftstrffmungskanales 65, und die aus sere Ringwand 28 ist nach innen in Abstand von dem Susseren Ringgehä'use 20 zur Bildung eines ä'usseren, ringförmigen Luftströmungskanales 67 angeordnet. Die Leitungen 36, 38 bilden Strömungsteiler 68, 70 wobei der Strömungsteiler 68 einen Teil der Strömung vom Verdichter in den inneren, ringförmigen Strömungskanal 65 und der Strömungsteiler 70 einen Teil der Strömung vom Verdich-ter in den Susseren Strömungskanal 67 leitet. Ein Teil der in den a'usseren Strömungskanal 67 eintretenden Luft gelangt durch mehrere in Umfangsrichtung in Abstand voneinander angeordnete Löcher 72 in den Strömungsteiler 70. Diese Luft strömt durch den WirbelringAs shown in Figure 1, the inner ring wall 26 is after arranged at a distance from the inner ring housing 18 to the outside Formation of an inner, annular air flow channel 65, and the outer ring wall 28 is inwardly spaced from the outer Ring housing 20 to form an outer, ring-shaped air flow channel 67 arranged. The lines 36, 38 form flow dividers 68, 70, the flow divider 68 being a part of the Flow from the compressor into the inner, annular flow channel 65 and the flow divider 70 part of the flow from the compressor leads into the Susseren flow channel 67. Part of the in the Air entering the outer flow channel 67 passes through several Holes 72 arranged at a distance from one another in the circumferential direction in the flow divider 70. This air flows through the vortex ring
59 und um die Kraftstoffeinspritzdüsen 58 in die primäre Verbren-59 and around the fuel injectors 58 in the primary combustion
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nungszone 34. Ein anderer Teil der Luft vom Verdichter strömt mit hoher Geschwindigkeit in den Vormischungskanal,39. Die Grosse des Vormischungskanales 39 und die Fläche der Oeffnungen 48 in der Ablenkplatte 46 bestimmen die Geschwindigkeit der Luftströmung durch den Kanal 39. Bei diesem Ausführungsbeispiel beträgt die Strömungsgeschwindigkeit der Luft in dem Kanal 39 etwa 105 m/s.tion zone 34. Another part of the air from the compressor flows with it high velocity into the premix channel, 39. The size of the Premixing duct 39 and the area of the openings 48 in the baffle 46 determine the speed of the air flow through the channel 39. In this embodiment, the flow rate is the air in the duct 39 is about 105 m / s.
Falls das Triebwerk im Leerlauf ist wird Kraftstoff nur durch die Kraftstoff eins pritzdüsen 58 in die primäre Verbrennungszone eingespritzt. Die Kraftstoffeinspritzdu'sen 58 und die zugeordneten Wirbelringe 59 erzeugen örtliche Wirbel und Stabilisationsbereiche 73 unmittelbar stromabwSrts der entsprechenden Kraftstoffzufuhrvorrichtungen 57. Diese Stabilisationsbereiche haben eine sehr reiche Kraftstoffmischung wie für den Leerlauf erforderlich ist. Sobald die Bereiche 73 durch die Zündvorrichtungen 50 gezündet sind dienen sie als kontinuierliche Zündungsquelle für den Kraftstoff in der primären Verbrennungszone 34 während dem Leerlauf.If the engine is idling, fuel will only be injected into the primary combustion zone through fuel injectors 58. The fuel injection nozzles 58 and the associated swirl rings 59 generate local eddies and stabilization areas 73 immediately downstream of the respective fuel supply devices 57. These stabilization areas have a very rich fuel mixture as required for idling. As soon The regions 73 are ignited by the igniters 50 they serve as a continuous ignition source for the fuel in the primary combustion zone 34 during idle.
Falls die Triebwerksie it ung zunimmt so wird Kraftstoff in den Vormischungskanal· 39 durch die Kraftstoffeinspritzvorrichtung 40 eingespritzt und zur gleichen Zeit wird die Kraf tstoff strömung durch die Kraftstoffeinspritzdüsen 58 verringert. Es ist auch möglich, dass die Kraftstoffströmung durch die Einspritzdüsen 58 vollständig abgeschaltet wird jedoch kann es vorteilhaft sein, wie bei diesem bestimmten Ausführungsbeispiel, eine geringe Kraftstoffströmung durch die Kraf tstoff einspritzdüsen. 58 immer aufrecht zu halten. Diese kontinuierliche geringe Kraf tstoff strömung kann derart ausgelegt sein, dass sie ausreicht um ein einwandfreies Wiederanzünden während dem Flug zu gewährleisten, in anderen Worten, ein ausreichend reiches Kraf tstoff gemisch wird unmittelbar stromabwSrts der Kraftstoffeinspritzdüsen 58 zu jeder Zeit bereitgestellt, so dass das Wiederanzünden des Motors während dem Flug keine Schwierigkeiten bereitet und keine Einstellung der Kraftstoff, strömung durch die Kraftstoffeinspritzdüsen 58 erforderlich ist. Während dem Starten, dem Steigflug und dem Reiseflug wird der gröss. te Teil des Kraftstoffes, (in der f§|§ Grössenordnung von etwa 90%) durch.die Kraftstoffeinspritzvorrichtungen 40 in den Vormischungskanal 39 eingespritzt.If the engine power increases, then fuel is in the premix duct. 39 is injected through the fuel injector 40 and at the same time the fuel is flowed reduced by the fuel injectors 58. It is also possible, that the fuel flow through the injectors 58 However, as in this particular embodiment, it may be advantageous to have a low fuel flow through the fuel injectors. 58 always upright to keep. This continuous low fuel flow can be designed in such a way that it is sufficient to ensure proper re-ignition during the flight, in other words, a sufficiently rich fuel mixture is immediately available provided downstream of the fuel injectors 58 at all times, so that the re-ignition of the engine during the flight does not cause any difficulties and no adjustment of the fuel, flow through fuel injectors 58 is required. During the take-off, the climb and the cruise it increases. te part of the fuel, (in the f§ | § order of about 90%) durch.die fuel injectors 40 into the premix duct 39 injected.
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-ö- 240365?- ö - 240365?
In diesem Ausführungsbeispiel sind vierzig in Umfangsrichtung in Abstand voneinander angeordnete Kraf tstof feinspritsvorrichtungen 40 in dem Kanal 39 angeordnet um ein in Umfangsrichtung einheitliches Kraftstoffluftgemisch am Auslass 44 des KanaIes 39zu bilden. Einer der Vorteile dieser Erfindung liegt darin, dass Kraftstoffeinspritzvorrichtungen mit geringem Druckabfall verwendet werden können da die Zerstäubung des Kraftstoffes durch die Luft bewirkt wird, welche mit hoher Geschwindigkeit an den Einspritzvorrichtungen 40 vorbeiströmt und nicht durch die Wirkung der Kraftstoffeinspritzvorrichtungen selbst wie es der Fall für die Kraftstoffeinspritzdüsen 58 ist, welche den Kraftstoff in feiner Zerstäubung in die Brennkammer einspritzen. In anderen Worten, der Kraftstoff kann in den Kanal 39 durch verhSltnismä'ssig grosse Oeffnungen 74 an den Spitzen der Kraftstoffeinspritzvorrichtungen 40 eingespritztwerden. In der vorliegenden Ausführungsform der Erfindung wird der Kraftstoff strahlförraig aus den Kraftstoffeinspritzvorrichtungen 40 in Tangentialrichtung (in die Ebene der Figur 1 und aus derselben heraus) durch Oeffnungen mit einem Durchmesser von 1,5 mm eingespritzt, wie z.B. die Oeffnungen 74, von denen je eine auf der linken und rechten Seite (in Axialrichtung betrachtet) einer jeden Kraftstoffeinspritzvorrichtung 40 vorgesehen ist.In this exemplary embodiment, forty fine fuel devices 40, which are arranged at a distance from one another in the circumferential direction, are arranged in the channel 39 in order to form a uniform fuel-air mixture in the circumferential direction at the outlet 44 of the channel 39. One of the advantages of this invention is that fuel injectors with low pressure drop can be used since the atomization of the fuel is caused by the air flowing at high speed past the injectors 40 and not by the action of the fuel injectors themselves as is the case for the Fuel injection nozzles 58, which inject the fuel into the combustion chamber in a fine atomization. In other words, the fuel can be injected into the channel 39 through relatively large openings 74 at the tips of the fuel injectors 40. In the present embodiment of the invention, the fuel is injected radially from the fuel injection devices 40 in the tangential direction (into the plane of FIG is provided on the left and right sides (viewed in the axial direction) of each fuel injector 40.
Der Vormischungskanal 39 und die Ablenkplatte 46 sind zur Aufnahme einer genügenden Luftmenge in dem Kanal 39 bemessen um für eine geeignete Emissionssteuerung ein richtiges Aguivalenzverhältnis des KraftstoffIuftgemisches aufrechtzuhalten, welches in die primäre Verbrennungszone 34 einströmt. Zusätzliche Luftnengen werden von dem inneren und dem Susseren Luftkanal 65, 67 in die primäre Verbrennungszone 34 durch mehrere in Abstand voneinander in der inneren und in der ä'usseren Ringwand 26 bzw. 28 angeordnete Oeffnungen 84, 86 und durch die Wirbelringe 59 eingeleitet. Die restliche Luft in dem inneren und dem äusseren Luftärömungskanal 65, 67 wird verwendet zurKühlung der Wände 26, 28, als sekundäre Verbrennungsluft stromabwärts der primären Verbrennungszone, als Auflösungsluft stromabwärts der primären Verbxennungszone und als Kühlluft für ein Einlassleitschaufeln 16 der Turbine 14.The premix channel 39 and the baffle 46 are for receiving a sufficient amount of air in the duct 39 dimensioned by a correct equivalence ratio for a suitable emission control of the fuel / air mixture, which is in the primary Combustion zone 34 flows in. Additional amounts of air will be from the inner and outer air ducts 65, 67 into the primary combustion zone 34 through several spaced apart in FIG inner and in the outer ring wall 26 and 28 arranged openings 84, 86 and through the vortex rings 59. The rest of Air in the inner and outer air flow ducts 65, 67 is used to cool the walls 26, 28, as secondary combustion air downstream of the primary combustion zone, as dissolving air, downstream of the primary combustion zone, and as Cooling air for inlet guide vanes 16 of turbine 14.
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Es sind mehrere andere Problemehai öer Bemessung des Vormischungs-. kanales 39 zu beachten. Die gesamte Fläche der Oeffnungen 4a in der Ablenkplatte 46 soll grosser sein als die Fläche des Einlasses 42 in den Kanal 39 damit das Kraf tstof fluf tgemisch wenigstens so schnell in die Brennkammer ausströmen, kann als die Luft in den Vormischungskanal· einströmt, zwecks Vermeidung eines Rückschlages der Flamme. Die axiale Lunge des Kanales von dem Punkt wo der Kraftstoff eingespritzt wird bis zu dem am weitesten stromabwä'rtsliegenden Punkt wo der Kraftstoff den Kanal durch die Oeffnungen 48 in der Ablenkplatte 46 verlä'sstmuss kurz genug sein damit eine Selbstzündung nicht auftreten kann bevor das Gemisch in das Flammrohr eindringt. Falls der .Kraftstoff für eine ausreichende Zeit in dem Kanal zurückbleibt und falls die Temperatur und der Druck des Kraftstoff luftgemisch.es gross genug sind so kann das Gemisch sich spon~ tan selbsttätig entzünden bevor es den Kanal verlSsst. In diesem . Ausführungsbeispiel sind Abströmöffnungen 82 (am besten in Figur 2 dargestellt) am stromabwärts liegende η Ende der Ablenkplatte 46 vorgesehen, so dass der Kraftstoff sich nicht am stromabwärts liegenden Ende des Vormischungskanales ansammeln kann wodurch eine Selbstzündung auftreten könnte. Desweiteren soll die Form des Kanales derart sein, dass in demselben keine Wirbai auftreten. Durch eine Wirbelbewegung des Kraftstoffluftgemisches in dem Kanal kann dasselbe für eine ausreichende Zeit in dem Kanal bleiben, so dass eine Zündung vor dem Ausströmen in das Flammrohr 24 auftreten kann. Aus diesem Grunde soll der Kanal 39 keine scharfen Kanten und keine scharfen Umleitungen aufweisen, die eine Ablösung der-Strömung von den Wänden des Kanales bewirken würden.There are several other problems related to premixing. channel 39 to be observed. The total area of the openings 4a in the baffle 46 should be larger than the area of the inlet 42 in the channel 39 so that the fuel / air mixture at least so can flow out quickly into the combustion chamber, as the air in the premix duct flows in, in order to avoid flashback of the flame. The axial lung of the channel from the point where the fuel is injected up to the most downstream The point where the fuel leaves the channel through the openings 48 in the baffle 46 must be short enough for auto-ignition cannot occur before the mixture penetrates the flame tube. If the fuel has been in the Channel remains behind and if the temperature and pressure of the fuel air mixture are large enough, the mixture can spontaneously The tan ignites automatically before it leaves the duct. In this . Embodiment are outflow openings 82 (best shown in Figure 2) at the downstream η end of the baffle 46 provided so that the fuel can not accumulate at the downstream end of the premix channel whereby a Auto-ignition could occur. Furthermore, the shape of the channel should be such that no vortices occur in it. By a vortex movement of the fuel-air mixture in the channel can remain in the duct for a sufficient time so that ignition can occur prior to venting into the flame tube 24. For this reason, the channel 39 should not have any sharp edges have sharp diversions that detach the flow from the walls of the canal.
Das Kraftstoffluftgemisch verlässt den Kanal 39 durch die Oeffnungen 48 (am besten aus Figur 2 ersichtlich) in der Ablenkplatte 46. Die Form der Ablenkplatte 46 und die Anordnung der Oeffnungen 48 richten das Kraftstoffluftgemisch radial nach aussen durch die primäre Verbrennungszone 34 zu der äusseren Ringwand 2B. Die Strömungsgeschwindigkeit durch die Oeffnungen 48 ist ausreichend zur Förderung von wenigstens einem· Teil des Kraf tstof fluf tgemisches durch die primäre Verbrennungszone zu der äusseren Ringwand 28. Das Kraftstoffluftgemisch wirbelt nicht in der primären Verbrennungs-The fuel-air mixture leaves the channel 39 through the openings 48 (best shown in FIG. 2) in the baffle 46. The shape of the baffle 46 and the arrangement of the openings 48 direct the fuel-air mixture radially outwards through the primary Combustion zone 34 to the outer ring wall 2B. The flow rate through the openings 48 is sufficient to convey at least part of the fuel-air mixture through the primary combustion zone to the outer ring wall 28. Das Fuel-air mixture does not swirl in the primary combustion
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zone, wie dies bei bekannten Brennkcirarnarn der Fall ist, sondern es bewegt sich sofort stromabwärts. Die Pfeile 76 deuten das Kraftstoff luftgemisch und seine Bewegungsrichtung an beim Verlassen des"Vormischungskanales 39.zone, as is the case with known Brennkcirarnarn, but it immediately moves downstream. The arrows 76 indicate the fuel air mixture and its direction of movement when leaving of the "premix channel 39.
Die Tatsache, dass das verbrennende Kraftstoffluftgemisch nicht wesentlich in der primären Verbrennungszone wirbelt,( mit Ausnahme der örtlichen Wirbelbewegung in der Nähe, der Oberfläche der Ablenkplatte und der örtlichen Wirbelbewegung in der Nähe der Kraftstoff Zufuhrvorrichtungen 57 falls diese in Betrieb sind) vermindert die Zeit während der das verbrennende Kraftstoff luftgemisch in dieser sehr heissen Zone bleibt. Es ist bekannt, dass sehr hohe Temperaturen in der primären Verbrennungszone zur Bildung von Stickstof foxyden beitragen und um so länger das verbrennende Kraftstoffluftgemisch in dieser sehr heissen Zone bleibt um so .mehr Stickstoffoxyd wird erzeugt. Somit ist ein sehr wesentlicher Vorteil dieser Erfindung in der Verminderung des Stickstoffoxydgehaltes in den Auslassgasen eines Gasturbinentriebwerkes zu sehen.The fact that the burning fuel-air mixture is not swirls substantially in the primary combustion zone, (with the exception of the local vortex motion nearby, the surface of the baffle and the local vortex motion near the fuel Feed devices 57 if they are in operation) the time during which the burning fuel air mixture in remains in this very hot zone. It is known to be very high Temperatures in the primary combustion zone for the formation of nitrogen foxyden and the longer the burning fuel-air mixture In this very hot zone, the more nitrogen oxide remains is generated. Thus, a very significant advantage of this invention is the reduction of the nitric oxide content in the To see exhaust gases of a gas turbine engine.
Da es wesentlich ist, dass die Ablenkplatte 46 und die Oeffnungen 48 das Kraftstoffluftgemisch radial durch die primäre Verbrennungszone leiten, müssen sie zur Ausübung einer Geschwindigkeit mit einer», wesentlichen Radialkomponente auf das Kraftstoff luftgemisch ausgelegt sein. Der Kegelwinkel 0 der Ablenkplatte ist wesentlich in diesem Zusammenhang. Falls der Kegelwinkel zu gross ist kann das Kraftstoffluftgemisch im wesentlichen in radialer Richtung entlang der inneren Ringwand 26 in das Flammrohr eingeleitet werden. Dies ist aus folgenden zwei Gründen unerwünscht. Erstens kann es schwierig sein das Kraftstoffluftgemisch zu zünden da die Zündvorrichtungen 50 entlang der äusseren Ringwand 28 angeordnet sind und zweitens findet die Verbrennung hauptsächlich entlang der inneren Wand 26 statt, so dass eine ungleichmässige Temperatürver-. teilung an den Turbineneinlass leitschaufeln 16 auftreten würde. Der Kegelwinkel 0 der kegelstumpfförmigen Ablenkplatte beträgt bei dem Ausführungsbeispiel nach Figur 1 etwa 25°.Since it is essential that the baffle 46 and the openings 48 guide the fuel-air mixture radially through the primary combustion zone, they must be designed to exert a speed with a substantial radial component on the fuel-air mixture. The cone angle 0 of the baffle is essential in this context. If the cone angle is too large, the fuel-air mixture can be introduced into the flame tube essentially in the radial direction along the inner ring wall 26. This is undesirable for two reasons. Firstly, it can be difficult to ignite the fuel-air mixture because the ignition devices 50 are arranged along the outer ring wall 28 and secondly, the combustion takes place mainly along the inner wall 26, so that an uneven temperature fluctuates. division at the turbine inlet guide vanes 16 would occur. The cone angle 0 of the frustoconical deflector plate is approximately 25 ° in the exemplary embodiment according to FIG.
Obschon in diesem Ausführungsbeispiel der Vormischungskanal 35 in der Nähe der inneren Ringwand 26 angeordnet ist kar\n in einer Brennkammer entsprechend dieser Erfindung der VormischungskanalAlthough in this exemplary embodiment the premix channel 35 arranged in the vicinity of the inner ring wall 26 is kar \ n in a Combustion chamber according to this invention is the premix duct
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ebenfalls in eier Nähe der Susseren Ringwand liegen. In diesem Falle ist die Ablenkplatte und die Oeffmangen in dieser Platte derart geformt , dass das Kraftstoffluftgemisch radial nach innen durch die primäre Verbrennungszone in Richtung zu der inneren Ringwand des Flammrohres geleitet wird. In diesem Fall wäre die Ablenkplatte radial nach aussen von ihrem vorderen Ende zu ihrem hinteren Ende geneigt. Der Druck innerhalb des Vormischungskanales 39 ist immer grosser als der Druck in der primären Verbrennungszone 34, so dass eine kegelstumpf form ige Ablenkplatte die in der Nähe der inneren Ringwand 26 angeordnet ist, -wie in Figur 1 dargestellt ist, in Ringspannung versetzt wird während eine Ablenkplatte, welche in der Nähe der äusseren Ringwand 28 angeordnet ist, auf Kompression beansprucht wird. Da eine kegelstumpfförmige Platte eine Ringspan- * nung besser als eine Kompressionsbelastung aufnehmen kann ist die Ablenkplatte und somit der Vormischungskanal vorzugsweise in der Nähe der inneren Ringwand angeordnet.also lie in the vicinity of the outer ring wall. In this case is the baffle and the Oeffmangen in this plate such shaped that the fuel-air mixture through radially inwards the primary combustion zone towards the inner ring wall of the flame tube is conducted. In this case the baffle would be radially outward from its front end to its rear end inclined. The pressure within the premix channel 39 is always greater than the pressure in the primary combustion zone 34, so that a truncated cone-shaped baffle which is near the inner Ring wall 26 is arranged, -as shown in Figure 1, is put into ring tension while a deflector plate, which is arranged in the vicinity of the outer ring wall 28, is subjected to compression. Since a frustoconical plate is a ring * nung better than a compression load is that The deflector plate and thus the premix channel are preferably arranged in the vicinity of the inner ring wall.
Wie in Figur 2 dargestellt ist, bewirkt das Kraftstoff luf tgemisch beim Verlassen der Oeffnungen 48 kleine örtliche Wirbel in unmittelbarer Nahe der Oeffnungen und in der Nähe der Oberfläche der Ablenkplatte 46, wie im wesentlichen durch dje Pfeile 78 angedeutet ist. In diesem Ausführungsbeispiel· sind die Oeffnungen 48 kreisförmig und sind in zwei Reihen angeordnet, die axial in Abstand voneinander sinö. Jede Reihe hat eine gleiche Anzahl von Oeffnungen jedoch sind die Oeffnungen 48 einer Reihe inbezug zu den Oeffnungen 48 der anderen Reihe gestaffelt, so dass eine dreieckige Form entsteht, wie durch die gestrichelten Linien 80 angedeutet ist. Infolge der Wirbel 78 wird eine Stauzone in der Nähe eines jeden dreieckigen Bereiches der Ablenkplatte 46 erzeugt. Diese Stauzone des verbrennenden Kraftstoffluftgemisches bildet eine kontinuierliche Zündungsquelle für das Kraftstoff luf tgemisch in der primäiEn Verbrennungszone 34. Sobald diese Zone des Kraftstoffluftgemisches durch die Zündkerzen 50 gezündet wird bleibt die Verbrennung infolge der sehr geringen Strömungsgeschwindigkeit des Kraftstoffes und der Luft in dieser Zone erhalten.As shown in Figure 2, the fuel causes air mixture when leaving the openings 48 small local eddies in the immediate vicinity Near the openings and near the surface of the baffle 46, as indicated essentially by the arrows 78 is. In this embodiment the openings 48 are circular and are arranged in two rows that are axially spaced apart from each other sinö. Each row has an equal number of openings however, the openings 48 of one row are staggered in relation to the openings 48 of the other row, so that a triangular shape is created, as indicated by the dashed lines 80. As a result of the eddies 78, a congestion zone near each one becomes triangular Area of the baffle 46 generated. This stagnation zone of the burning fuel-air mixture forms a continuous one Ignition source for the fuel-air mixture in the primary combustion zone 34. Once this zone of the fuel-air mixture through the spark plugs 50 is ignited, the combustion remains due to the very low flow rate of the fuel and of the air in this zone.
In diesem Ausführungsbeispiel bestehen die Wände 26 und 28 des Flammrohres 24 aus Abschnitten in doppelter Wancbauweise mit axialen Kühl-In this embodiment, the walls 26 and 28 of the flame tube exist 24 of sections in double wall construction with axial cooling
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luftkanälen. Bezugnehmend , z.B. , auf den stromabwärts liegenden
Abschnitt 88 der Susseren Wand 28 strömt Kühlluft am vorderen Ende 90 des Abschnittes 88 ein, fLiesst stromabwärts zwischen den beiden
Wänden des Abschnittes und verlässt die Kühlluftkanäle zwischen
den beiden Wänden am stromabwärtsliegenden Ende 92 des Abschnittes
83. Diese Bauweise ist unter dem Kamen FIKWALL (eingetragenes Warenzeichen)
bekannt. Aus den Zeichnungen ist zu erkennen, dass
die Abschnitte zur Kühlung der Wände 26 und 28 des Flammrohres
24 dienen. Der vordere Teil 52 der inneren Wand 26 besteht ebenfalls
aus einer FIEWALL-Bauweise. Die Luft tritt am vorderen Ende
'94 ein und verlässt die Wand am stromabwärts liegende η Ende 96 des
Bereiches 52 und strömt dann über die Oberfläche der Ablenkplatte 46 zur Kühlung derselben. In Figur 2 ist die innere tragende Wand
dieser FINWALL-Abschnitte sichtbar und mit 98 bezeichnet.air ducts. Referring, for example , to the downstream section 88 of the outer wall 28, cooling air flows in at the front end 90 of the section 88, flows downstream between the two walls of the section and exits the cooling air channels between
the two walls at the downstream end 92 of section 83. This type of construction is known under the name FIKWALL (registered trademark). It can be seen from the drawings that
the sections for cooling the walls 26 and 28 of the flame tube
24 serve. The front part 52 of the inner wall 26 also consists of a FIEWALL construction. The air enters at the front end '94 and exits the wall at the downstream η end 96 of the area 52 and then flows over the surface of the baffle 46 to cool the same. The inner load-bearing wall of these FINWALL sections is visible in FIG. 2 and is designated by 98.
Die Figur 3 zeigt ein anderes Ausführungsbeispiel der Ablenkplatte.
In dieser Ausführungsform ist die Ablenkplatte mit 46 bezeichnet.
Anstelle der kreisförmigen Oeffnungen 48, hat die Ablenkplatte
46a mehrere -in Axialrichtung verlaufende und in Umfangsrichtung
voneinander in Abstand angeordnete Schlitze 48a. Falls das Kraftstoff luftgemisch durch die Schlitze 48a strömt entstehen örtliche
Wirbel in unmittelbarer Nähe der Schlitze und in der Nähe der
Oberfläche der Ablenkplatte 46a, wie im wesentlichen durch die
Pfeile 78a angedeutet ist. Durch die Wirbel 78a entsteht eine Stauzone in der Kähe der Oberfläche der Ablenkplatte 46a zwischen den
nebeneinander liegenden Schlitzen. Diese Stauzone wirkt in gleicher
Weise wie die Stauzonen bei dem Ausführungsbeispiel nach Figur 2.
Obschon die Form der Oeffnungen in der Ablenkplatte hierin als
Schlitze oder kreisförmige Löcher beschrieben sind, ist die genaue Form und Anordnung derselben nicht wesentlich für die vorliegende
Erfindung. Kur das Verhältnis der offenen Fläche der Ablenkplatte zu ihrer geschlossenen Fläche ist wesentlich. Das bevorzugte Verhältnis
ändert mit der Konstruktion des Triebwerkes und hängt
wesentlich von dem Druckabfall über der Ablenkplatte ab, der gewünschten Luftgeschwindigkeit in dem Vorrcischungskanal und der
erwünschten Temperaturzunahme vom Verdichtersusiass zum Einlass
der Turbine. Für die meisten Triebwerke liegt die offene FlächeFigure 3 shows another embodiment of the baffle. In this embodiment, the baffle is designated 46. Instead of the circular openings 48, the baffle has
46a several - extending in the axial direction and in the circumferential direction
spaced apart slots 48a. If the fuel / air mixture flows through the slots 48a, local eddies arise in the immediate vicinity of the slots and in the vicinity of the
Surface of the baffle 46a, as shown substantially by the
Arrows 78a is indicated. The vortices 78a create a stagnation zone in the cave of the surface of the deflector plate 46a between the adjacent slots. This damming zone acts in the same way as the damming zones in the embodiment according to FIG
Slots or circular holes are described, the precise shape and arrangement thereof is not essential to the present invention. The ratio of the baffle's open area to its closed area is important. The preferred ratio changes with the design of the engine and depends
depends significantly on the pressure drop across the baffle, the desired air velocity in the supply duct and the
Desired temperature increase from the compressor socket to the inlet
the turbine. For most engines, the open area is
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in einem Bereich von etwa 30 _ 50% der gesaraten Oberfläche der Ablenkplatte.in a range of about 30-50% of the total surface of the Baffle.
Durch Versuche mit einer Brennkammer nach der vorliegenden Erfindung konnte man feststellen, dass nicht nur die Leistungsfähigkeit des Motors bei Leerlauf oder beim Wiederanzünden wä'hrend dem Flug verbessert wird, wie schon o"ben beschrieben wurde, sondern ausserdem wird das zur vollständigen Verbrennung des Kraftstoffes erforderliehe Volumen der Brennkammer 50% geringer als das erforderliche Volumen in Brennkammern mit üblichen Brennstoffzufuhrvorrichtungen für alle Betriebsbedingungen. Dies ist möglich durch die bessere Mischung des Kraftstoffes mit der Luft in der Verbrennungszone und die gleichförmigere Verteilung des Kraftstoffes und der Luft über den ganzen Radius und Umfang des Flammrohrvolumens. Es wurde ebenfalls festgestellt, dass der Stickstoffoxy.d~ gehalt in den Auslassgasen 50% geringer ist als bei üblichen Brennkammern. Ausserdem erzeugt die Brennkammer nach dieser Erfindung weniger Rauch und es tritt eine wesentliche Verminderung des unverbrannten Kohlenwasserstoffes auf.Through experiments with a combustion chamber according to the present invention you could see that not just the performance of the engine when idling or when restarting while the flight is improved, as already described above, but rather it also means that the fuel is completely burned Required volume of the combustion chamber 50% less than the required Volume in combustion chambers with conventional fuel supply devices for all operating conditions. This is possible due to the better mixing of the fuel with the air in the Combustion zone and the more uniform distribution of the fuel and the air over the entire radius and circumference of the flame tube volume. It has also been found that the nitrogen oxy.d ~ content in the exhaust gases is 50% lower than in conventional combustion chambers. In addition, the combustion chamber of this invention produces less smoke and there is a substantial reduction in the amount of unburned smoke Hydrocarbon.
In diesem bevorzugten Ausführungsbeispiel sind die zweiten Kraftstoff Zufuhrvorrichtungen 57 mit Wirbelringen 59 und Kraftstoffdüsen 58 versehen zum Einspritzen des Kraftstoffes unmittelbar in die primäre Verbrennungszone 34. Entsprechend der Erfindung kann jedoch auch diezweite Kraftstoff zufuhrvorrichtung für eine Vormischung ausgelegt sein, wobei der Kanal welche jede Kraftstoffeinspritzdüse umgibt ein Vormischungskanal ist und die Kraftstoffeinspritzdüse den Kraftstoff in den Vormischungskanal einspritzt. Dabei wird der Kraftstoff durch die Luft zerstäubt, welche mit hoher Geschwindigkeit durch den Kanal strömt und das Kraftstoffluftgemisch gelangt in die primäre Verbrennungszone durch eine perforierte Ablenkplatte, welche am Auslassende des Kanales angeordnet sein kann. In anderen Worten, können die einzelnen Kraftstoffzufuhrvorrichtungen 57 aus mehreren in Umfangsrichtung in Abstand angeordneten einzelnen KraftstoffZufuhrvorrichtungen mit Vormischung sein, wobei jede in gleicher Weise als der einzige ringförmige Vormischungskanal 39 wirkt, jedoch nur bei geringen Triebwerksleistungen verwendet wirdt In this preferred embodiment, the second fuel supply devices 57 are provided with swirl rings 59 and fuel nozzles 58 for injecting the fuel directly into the primary combustion zone 34. According to the invention, however, the second fuel supply device can also be designed for premixing, the channel surrounding each fuel injection nozzle is a premix passage and the fuel injector injects the fuel into the premix passage. The fuel is atomized by the air flowing through the duct at high speed and the fuel-air mixture enters the primary combustion zone through a perforated baffle which can be located at the outlet end of the duct. In other words, the individual fuel supply devices 57 may consist of a plurality of individual fuel supply devices with premixing arranged at a distance in the circumferential direction, each acting in the same way as the single annular premixing channel 39, but only being used for low engine powers
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1974
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Also Published As
| Publication number | Publication date |
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| GB1450649A (en) | 1976-09-22 |
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| FR2219310A1 (en) | 1974-09-20 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| OHJ | Non-payment of the annual fee |