DE2411950A1 - Gasturbinentriebwerk mit mitteln zur verminderung der bildung und emission von stickstoffoxid - Google Patents

Gasturbinentriebwerk mit mitteln zur verminderung der bildung und emission von stickstoffoxid

Info

Publication number
DE2411950A1
DE2411950A1 DE2411950A DE2411950A DE2411950A1 DE 2411950 A1 DE2411950 A1 DE 2411950A1 DE 2411950 A DE2411950 A DE 2411950A DE 2411950 A DE2411950 A DE 2411950A DE 2411950 A1 DE2411950 A1 DE 2411950A1
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
compressor
air flow
gas turbine
turbine engine
flow
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
DE2411950A
Other languages
English (en)
Inventor
Frederic Franklin Ehrich
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of DE2411950A1 publication Critical patent/DE2411950A1/de
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F02C7/141—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • F02C7/185—Cooling means for reducing the temperature of the cooling air or gas
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D21/00—Heat-exchange apparatus not covered by any of the groups F28D1/00 - F28D20/00
    • F28D2021/0019—Other heat exchangers for particular applications; Heat exchange systems not otherwise provided for
    • F28D2021/0021—Other heat exchangers for particular applications; Heat exchange systems not otherwise provided for for aircrafts or cosmonautics
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Description

Gasturbinentriebwerk mit Mitteln zur Verminderung
der Bildung und Emission von Stickstoffoxid
Die Erfindung bezieht sich allgemein auf ein Gasturbinentriebwerk .mit Mitteln zur wesentlichen Verminderung der"Bildung und Emission von Stickstoffoxiden und insbesondere auf ein Gasturbinentriebwerk mit Mitteln, um einen Teil der Kompressorauslaßluft zu kühlen und dann die vorgekühlte Luft in die primäre Verbrennungszone ein-zuführen, um die Flammentemperatur zu senken und eine entsprechende Verminderung bei der Bildung von Stickstoffoxiden herbeizuführen.
Eine der Erfindung zugrunde liegende Hauptaufgabe besteht darin,
eine einfache Einrichtung zur Reduzierung der Bildung und Emission
409838/0362
von Stickstoffoxiden aus dem Brenner eines Gasturbinentriebwerkes ohne Verwendung variabler Geometrien, Gebläsen, Pumpen oder Wasserspeichertanks durch die Absenkung der Flammentemperatur innerhalb der primären Verbrennungszone eines Gasturbinentriebwerkes zu schaffen, indem ein Teil der K-ompressorauslaßluft gekühlt und dann die vorgekühlte Luft in die primäre Verbrennungszone eingeführt wird, um die thermische Reaktion zu dämpfen bzw. zu verlangsamen und die Bildung von Stickoxiden zu vermindern.
Die vorgenannte und andere Aufgaben werden erfindungsgemäß durch ein Gasturbinentriebwerk gelöst, das vom Bypaß-Prontgebläsetyp sein kann und bei dem ein Kernkompressorbrenner und die Turbine strömungsmäßig in Reihe angeordnet sind und Mittel zum Ableiten eines Teils der durch den Kompressor komprimierten Luftströmung zusammen mit Mitteln vorgesehen sind, um die aus dem Kompressor abgeleitete Luftströmung in eine Wärmeaustaußchrelation mit der Bypaß-Luftströmung zu bringen, um die abgeleitete Kompressor-Luftströmung zu kühlen. Weiterhin sind Mittel vorgesehen, um die gekühlte Kompressor-Ableitluft in die.primäre Verbrennungszone des Brenners einzuführen, um die t1 lamme nt empe rat ur abzusenken und das Ausmaß der Bildung von Stickoxiden zu vermindern.
Die Erfindung wird nun mit weiteren Merkmalen und Vorteilen anhand der folgenden Beschreibung und der Zeichnung zweier Ausführungsbeispiele näher erläutert.
Figur 1 ist eine teilweise im Schnitt dargestellte Seitenansicht von einem Gasturbinentriebwerk mit den erfindungsgemäßen Mitteln zur Verminderung der Bildung von Stickoxiden innerhalb des Triebwerkbrenners.
Figur. 2 ist eine Teilschnitt ansicht des Vorderendes eines Brenners eines Gasturbinentriebwerkes mit den erfindungsgemäßen Mitteln zur Verringerung der darin auftretenden Ausbildung von Stickoxiden.
409838/0362
Figur 3 ist eine teilweise aufgeschnittene perspektivische Ansicht der die Ausbildung von Stickstoffoxid vermindernden Einrichtung gemäß Pig.ur 2.
Figur 4 ist eine teilweise im Schnitt dargestellte Seitenansicht von einem Gasturbinentriebwerk mit einem alternativen Ausführungsbeispiel der Einrichtung gemäß Figur 1 zur Verringerung der Bildung von Stickstoffoxiden innerhalb des Triebwerkbrenners.
In Figur 1 ist ein Gasturbinentriebwerk 10 des Bypaß-Frontgebläsetyps gezeigt, das ein Kerntriebwerk 12 mit einem Kompressor 14, einem Brenner 16, einer Gasgeneratorturbine 18 zum Antrieb des Kompressors l4 und einer Leistungsturbine 20 aufweist, die strömungsmäßig in Reihe mit axialem Abstand angeordnet sind. Die innere Turbomaschine oder das Kerntriebwerk 12 ist in einem zylindrischen Gehäuse 22 eingeschlossen, das an seinem sfromabwärtigen Ende in eine Austrittsdüse 24 mündet, durch die hindurch die Verbrennungsprodukte des Kerntriebwerks 12 ausgestoßen werden können, um Schub zu erzeugen. Zur Erzeugung eines zusätzlichen Schubes ist ein Gebläse 26 stromaufwärts von dem Kerntriebwerk angeordnet und durch die Leistungsturbine 20 angetrieben. Das Gebläse 26 wird von einer Vielzahl Gebläseblätter 28 gebildet, die von einem Gebläserad 30 radial nach außen verlaufen. Das Gebläserad 30 ist für eine Rotation mit der Leistungsturbine 20 über eine Zwischenverbindungswelle 31 mit dieser verbunden. Die Gebläseblätter 28 erstrecken sich radial über einen Bypaß-Kanal oder Durchlaß 32, der zwischen einem äußeren zylindrischen Gehäuse 34 und einer "Geschoßnase" 36 gebildet 1st, die sich stromaufwärts von den Gebläseblättern 28 befindet. Stromabwärts von den Gebläseblättern 28 ist der Kanal 32 durch das Gehäuse 22 in zwei■Durchlaßkanäle 38 und 40 unterteilt. Radial zwischen dem Gehäuse 34 und dem Gehäuse 22 sind zahlreiche Gebläsestatorschaufeln 42 angeordnet, denen zahlreiche Gebläseauslaß-Führungsschaufeln 44 folgen. Somit strömt ein Teil der in den Kanal -32
409838/0362
eintretenden Luft über die Gebläseblätter 28 in den Durchlaßkanal 38, über die Statorschaufeln 42 und über die Auslaßführungsschaufeln 44, und anschließend tritt die Luft durch eine Auslaßöffnung 46 aus, die durch das Gehäuse 34 und das Gehäuse 22 gebildet ist. Da diese Luft bei ihrem Strom über die Gebläseblätter 28 komprimiert wirds liefert sie einen Vorwärtsschub für das Turbofan-Triebwerk 10.
Der Rest der Luft, die durch den Durchlaßkanal 32 und die Gebläseblätter 28 strömt, tritt in den Kanal 40 ein. In diesem Kanal 40 sind zahlreiche Einlaßführungsschaufeln 48 für das Kerntriebwerk 12 angeordnet, denen zahlreiche drehbare Zusatzblätter 50 folgen können, die von einer Scheibe 52 ausgehen und für eine Rotation mit den Gebläseblättern 28 mittels der Scheibe 52 und einer Welle gekoppelt sind. Stromabwärts von den Zusatzblättern 50 ist eine Reihe aus Statorschaufeln 56 angeordnet. Die über die Statorschaufeln streichende Luft strömt dann durch einen Kanal 58 hindurch in das Kerntriebwerk 12.
Das Gasturbinentriebwerk 10 kann entweder eine Maschine mit hohem Bypaß-Verhältnis oder eine Maschine mit kleinem Bypaß-Verhältnis sein, wobei sich das "Bypaß-Verhältnis11 auf das Verhältnis der Masseströmung des Strömungsmittels im Bypaß-Kanal 38 zur Masseströmung im Kerntriebwerk 12 (oder im Kanal 40) bezieht.
Der Kompressor 14 stößt Druckluft über zahlreiche auf dem Umfang im Abstand angeordnete Auslaßführungsschaufeln 60 aus, die radial zwischen den Wänden eines Diffusorkanais 62 verlaufen. Ein Teil der Druckluft, die aus dem Diffusorkanal 62 austritt, wird über eine Leitung 64 zu einem Wärmetauscher 66 abgezweigt. Der Wärmetauscher 66 nimmt einen Teil der kalten Bypaß-Luftströmung aus dem Durchlaßkanal 38 durch seinen Einlaß 68 auf, woraufhin die Bypaß-Luftströmung durch eine Leitung 70 in Wärmeaustauschrelation zur Ausgangsluft des Kompressors geleitet und dann über den Auslaß 72 in den Bypaß-Kanal 38 zurückgeleitet wird. Während die
409838/0362
Temperatur und der Druck der Kompressor-Ausgangsluft durch den Kompressor I1J erhöht worden ist, hat der Wärmetauscher 66 die Wirkung, die Temperatur desjenigen Teiles der Kompressor-Ausgangsluft herabzusetzen, der durch die Leitung 64 abgezweigt wurde,
Der hier beschriebene Wärmetauscher besitzt einen üblichen Aufbau und kann viele verschiedene Formen annehmen, wobei das einzige Erfordernis darin besteht, daß die Bypaß-Luftströmung dazu verwendet wird, einen Teil der KompressorausgangsIuft zu kühlen. In der Praxis kann der Wärmetauscher 66 ringförmig sein, wobei die Strömungsmittel auf den dargestellten Pfaden durch den Wärmetauscher geleitet werden. Auf Wunsch können jedoch auch alternative Strömungsanordnungen verwendet werden, um für einen effektiveren Wärmeübergang zu sorgen. Beispielsweise könnte jede der Strömungen zweimal in radialen Ausströmungen über den Wärmetauscher geleitet werden. Es ist somit wesentlich, daß zwei Sätze unabhängiger Strömungskanäle vorhanden sind, die in einer Wärmeaustauschrelätion innerhalb des Wärmeaustauschers angeordnet sind, wobei die Bypaß-Luft durch den einen Satz der Strömungskanäle und. die Komp ress oraus gangs luft durch den anderen Strömungskanalsatz strömt.
Die gekühlte Kompressorausgangs luft, die aus dem Wärmetauscher austritt, wird über eine Leitung 7^ zum Brenner 16 geleitet, von wo sie in die primäre Verbrennungszone TS des -Brenners 16 abgegeben wird. Brennstoff von einer unter Druck stehenden Brennstoff quelle (nicht gezeigt) wird in die primäre Zone 76 des Brenners 16 durch eine Brennstoffdüse 78 eingeführt. Wenn der Brennstoff in den Brenner 16 eingeführt ist, kann er durch eine Zündeinrichtung 80 entzündet werden. Die primäre Verbrennungszone 76 wird im allgemeinen innerhalb einer Verkleidung 8l in dem Bereich neben der Brennstoffdüse 78 gebildet.
In den Figuren 2 und 3, in denen gleiche Bezugszahlen den vorstehend beschriebenen Elementen entsprechen, ist eine Anordnung
409838/0362
gezeigt, durch die die vorgekühlte Kompressorausgangs luft in die primäre Verbrennungszone 76 eingeführt werden kann. Es ist eine äußere Ummantelung 82 vorgesehen, die die Verkleidung 8l umschließt und mit dieser zur Ausbildung von Strömungskanälen 8-4, 86 zusammenarbeitet, die die Verkleidung 8l umgeben. Diese Strömungskanäle 84, 86 sind in der Lage, eine Druckluftströmung von dem Kompressor 14 über geeignete öffnungen oder Ausschnitte 88 zu liefern. Auf diese Weise haben die Strömungskanäle 84, 86 die Wirkung, sowohl die Verkleidung 81 zu kühlen als auch Verdünnungsluft für die gasförmigen Verbrennungsprodukte zu liefern, die innerhalb der primären Verbrennungszone 76 gebildet werden.
Das stromaufwärtige Ende der Verkleidung 81 ist in der Lage, als ein Strömungsspalter zu.arbeiten, um die von dem Kompressor 14 gelieferte Druckluft zwischen den Strömungskanälen 84, 86 und einer stromaufwärtigen Endöffnung 90 aufzuteilen. Innerhalb der Verkleidung 8l ist eine übliche Brennstoff-Einspritzvorrichtung angeordnet, die insgesamt bei 92 gezeigt ist und die eine bekannte Sprüh- bzw. Atomisiereinrichtung sein kann. Unter Druck stehender Brennstoff kann der Brennstoff-Einspritzeinrichtung 91 über eine Leitung 94 zugeführt werden, die durch die äußere Ummantelung 82 hindurch führt und mit einer nicht gezeigten Quelle für unter Druck stehenden Brennstoff in Verbindung steht·
Die Brennstoff-Einspritzvorrichtung 92 ist von einem Gehäuse 96 umgeben, das eine involute bzw. evolventische äußere Wand 97 und im allgemeinen ebene, im Abstand angeordnete stromaufwärtige und stromabwärtige Kreisendwände 98 bzw. 100 aufweist, die auf dem Umfang mit der äußeren Wand 97 verbunden sind. Zahlreiche auf dem Umfang im Abstand angeordnete Wirbelschaufeln 101 erstrecken sich zwischen den stromaufwärtigen und stromabwärtigen Endwänden im Abstand zu der äußeren Wand 97. Das Gehäuse 96 bildet eine übliche Spinnkammer 102 mit einem Ringauslaß 104, der die Brennstoff-Einspritzeinrichtung 92 umgibt. Die äußere Wand 97 besitzt eine Spiralform mit zunehmend kleiner werdendem Ra-
409838/0362
dius von einem Einlaß 1O6 zu einem Endrand oder einer Lippe 108, die teilweise die öffnung vom Einlaß 106 zur Spinnkammer 102 bildet. Der Einlaß 10.6 steht in direkter Strömungsverbindung mit der Leitung 74, um eine Strömung vorgekühlter Kompressorauslaßluft direkt von dem Wärmetauscher 66 aufzunehmen. Auf diese Weise kann die vorgekühlte Kompressorauslaßluft von dem Einlaß 106 in die Spinnkammer 102 in einer Kreisbewegung mit sich ständig verkleinerndem Radius gerichtet werden, um auf diese Weise eine Wirbelströmung um die Brennstoff-Einspritzeinrichtung 92 herum zu erzeugen.
Im Betrieb wird ein Teil der Kompressorausgangsluft durch den Einlaß 110 der Leitung 64 abgezweigt und zum Wärmetauscher 66 geleitet, woraufhin sie in Wärmeaustauschrelation mit der Bypaß-Luftströmung des Gebläses umgewälzt und dann über die Leitung zur Spinnkammer 102 geleitet wird. Die vorgekühlte Kompressorausgangsluft wird in einer Wirbelströmung aus dem Auslaß 104 der Spinnkammer 102 in die primäre Verbrennungszone 76 ausgestoßen, woraufhin sie die Plammentemperatur in der primären Verbrennungszone 76 herabsetzt und die Bildung von Stickstoffoxiden verhindert.
In Figur 4, in der gleiche Bezugszahlen vorstehend beschriebene Elemente bezeichnen, ist ein modifiziertes Gasturbinentriebwerk 10'- gezeigt, das ebenfalls vom Bypaß-Prontgebläsetyp ist und das eine vergrößerte Haube oder ein vergrößertes Gehäuse 34' aufweist. Die Verkleidung 34f ist im Abstand zum Kerntriebwerk angeordnet, um so einen Bypaß-Strömungskanal 38' zu bilden, der sich im wesentlichen über die Länge des Kerntriebwerkes 22 erstreckt und in einer Auslaßöffnung 46' endet. Ein Wärmetauscher 76' ist in dem Strömungskanal 38' angeordnet und ni^imt einen Teil der komprimierten Kompressorausgangsluft auf, die aus dem Diffusor-Strömungskanal 62 über die Leitung 64' austritt. Die Kompressorausgangsluft wird in Wärmeaustauschrelation mit der vergleichsweise kälteren Gebläseluftströmung im Kanal 38' gebracht und dann über eine Leitung 74' zum Brenner l6 zurückge-
409838/0362
leitet, um die Flammentemperatur herabzusetzen und die Bildung von Stickstoffoxiden zu verhindern, wie es vorstehend beschrieben wurde.
409838/0362

Claims (6)

  1. - 9 - ■
    Ansprüche
    1·/ Gasturbinentriebwerk mit einem Kompressor, einem Brenner und einer Turbine, die strömungsmäßig in einer Reihe angeordnet sind, und mit Mitteln zur Verminderung der Bildung von Stickstoffoxiden in dem Brenner, gekennzeichnet durch Mittel.(64) zum Ableiten eines Teiles der durch den Kompressor (14) verdichteten Luftströmung, Mittel (66) zum Kühlen der aus dem Kompressor abgeleiteten Luftströmung und Mittel (7*0 zum Einführen der gekühlten, vom Kompressor abgeleiteten Luftströmung in die primäre Verbrennungszone (76) des Brenners (16) zur Herabsetzung der Flammentemperatur.
  2. 2. Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß das Triebwerk ein Bypaß-Prontgebläse aufweist und Mittel (68, 66, 72) vorgesehen sind, die die von dem Kompressor (1*0 abgeleitete Luftströmung in eine Wärmeaustauschrelation mit der Bypaß-Luftströ- mung leitet, so daß die abgeleitete Kompressor-Luftströmung kühlbar ist.
  3. 3. Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet , daß die Mittel, die die abgezweigte Kompressor-Luftströmung in eine^ Wärme aus tau sch relation mit der Bypaß-Luftströmung bringen, einen Wärmetauscher (66) umfassen, der wenigstens zwei Strömungskanäle (64, 70) aufweist, die in Wärmeaustauschrelation angeordnet sind, wobei der eine Strömungskanal (70) Bypaß-Luftströmung aufnimmt und abgibt und der andere Strömungskanal (.64) eine vom Kompressor (14) abgezweigte Luftströmung, aufnimmt und abgibt.
    409838/0362
    - ίο -
  4. 4. Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet , daß die Mittel zur Wieder- einführung der gekühlten, vom Kompressor (I1O abgezweigten Luftströmung in die primäre Verbrennungszone (76) des Brenners (Ib) zurück in eine Spinnkammer (102), die eine Brennstoff-Einspritzvorrichtung (92) umgibt und-die die gekühlte, vom Kompressor abgezweigte Luftströmung aufnimmt und sie in eine Kreisbewegung mit sich stetig verkleinerndem Radius lenkt, so daß eine Wirbelströmung um die Brennstoff-Einspritzvorrichtung (92) herum erzeugt ist, und eine Leitung (7*0 umfassen, die von der Spinnkammer (102) mit dem,Wärmetauseher (66) in Verbindung steht und die gekühlte, vom Kompressor abgezweigte Luftströmung dazwischen leitet.
  5. 5. Gasturbinentriebwerk-nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet , daß die Spinnkammer (102) eine evolventische Außenwand (97) und im.allgemeinen ebene, im Abstand angeordnete stromaufwärtige und stromabwärtige kreisförmige Endwände (98, 100), von denen die außenseitigen Ränder in Umfangsrichtung mit der Außenwand verbunden sind und die innenseitigen Ränder einen ringförmigen Auslaß (104) bilden, der die Brennstoff-Einspritzvorrichtung (92) umgibt, ferner zahlreiche in umfangsrichtung im Abstand angeordnete Wirbelschaufeln (101), die zwischen den stromaufwärtigen und stromabwärtigen Endwänden (98, 100) im Abstand zur äußeren Wand (97) verlaufen, und einen Einlaß (bei 71O aufweist, der zur Aufnahme der gekühlten, vom Kompressor abgezweigten Luftströmung in direkter Verbindung mit der Leitung (64) steht.
  6. 6. Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet , daß die Mittel zum Ableiten eines Teiles der durch den Kompressor komprimierten Luftströmung im Bereich des Kompressorauslasses angeordnet sind und ein Teil der gekühlten, vom Kompressor abgezweigten Luft zu Kühlzwecken zur Turbine geleitet ist.
    409838/0362
    Leerseife
DE2411950A 1973-03-16 1974-03-13 Gasturbinentriebwerk mit mitteln zur verminderung der bildung und emission von stickstoffoxid Pending DE2411950A1 (de)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US00342041A US3842597A (en) 1973-03-16 1973-03-16 Gas turbine engine with means for reducing the formation and emission of nitrogen oxides

Publications (1)

Publication Number Publication Date
DE2411950A1 true DE2411950A1 (de) 1974-09-19

Family

ID=23340084

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE2411950A Pending DE2411950A1 (de) 1973-03-16 1974-03-13 Gasturbinentriebwerk mit mitteln zur verminderung der bildung und emission von stickstoffoxid

Country Status (6)

Country Link
US (1) US3842597A (de)
JP (1) JPS5025916A (de)
BE (1) BE812374A (de)
DE (1) DE2411950A1 (de)
FR (1) FR2221622B3 (de)
IT (1) IT1007396B (de)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2896275A1 (fr) * 2006-01-19 2007-07-20 Airbus France Sas Turbomoteur a double flux pourvu d'un prerefroidisseur.

Families Citing this family (52)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4081958A (en) * 1973-11-01 1978-04-04 The Garrett Corporation Low nitric oxide emission combustion system for gas turbines
JPS5244313A (en) * 1975-10-03 1977-04-07 Nissan Motor Co Ltd Combustor used for a gas turbine
US4254618A (en) * 1977-08-18 1981-03-10 General Electric Company Cooling air cooler for a gas turbofan engine
US4187675A (en) * 1977-10-14 1980-02-12 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Compact air-to-air heat exchanger for jet engine application
US4614083A (en) * 1984-04-06 1986-09-30 Agency Of Industrial Science & Technology Gas turbine
WO1990001624A1 (en) * 1988-08-09 1990-02-22 Sundstrand Corporation High pressure intercooled turbine engine
US4991394A (en) * 1989-04-03 1991-02-12 Allied-Signal Inc. High performance turbine engine
FR2683891B1 (fr) * 1991-11-20 1995-03-24 Snecma Turbomachine comportant un dispositif pour diminuer l'emission d'oxydes d'azote.
GB9215316D0 (en) * 1992-07-18 1992-09-02 Rolls Royce Plc Ducted fan gas turbine engine
US5680767A (en) * 1995-09-11 1997-10-28 General Electric Company Regenerative combustor cooling in a gas turbine engine
FR2742479B1 (fr) * 1995-12-13 1998-01-16 Snecma Dispositif de refroidissement d'un turbomoteur sur aeronef
US6722136B2 (en) 2002-01-30 2004-04-20 The Boeing Company Aircraft engine water misting inter-cooler
FR2864996B1 (fr) * 2004-01-13 2006-03-10 Snecma Moteurs Systeme de refroidissement de parties chaudes d'un moteur d'aeronef, et moteur d'aeronef equipe d'un tel systeme de refroidissement
US7377100B2 (en) * 2004-08-27 2008-05-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Bypass duct fluid cooler
FR2891313A1 (fr) * 2005-09-26 2007-03-30 Airbus France Sas Turbomoteur a double flux pourvu d'un prerefroidisseur
FR2896276B1 (fr) * 2006-01-19 2008-02-15 Airbus France Sas Turbomoteur a double flux pourvu d'un prerefroidisseur.
US7862293B2 (en) * 2007-05-03 2011-01-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Low profile bleed air cooler
FR2917714B1 (fr) * 2007-06-25 2009-11-27 Airbus France Turboreacteur pour aeronef
US8516791B2 (en) * 2007-07-30 2013-08-27 General Electric Company Methods and apparatus for mixing fluid in turbine engines
US8438835B2 (en) * 2007-07-30 2013-05-14 General Electric Company Methods and apparatus for mixing fluid in turbine engines
US8826641B2 (en) * 2008-01-28 2014-09-09 United Technologies Corporation Thermal management system integrated pylon
US8266889B2 (en) * 2008-08-25 2012-09-18 General Electric Company Gas turbine engine fan bleed heat exchanger system
US7827795B2 (en) * 2008-09-19 2010-11-09 Woodward Governor Company Active thermal protection for fuel injectors
US8181443B2 (en) * 2008-12-10 2012-05-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Heat exchanger to cool turbine air cooling flow
EP2384400B1 (de) * 2008-12-31 2016-07-13 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Verdichter mit variablem druckverhältnis
US9354618B2 (en) 2009-05-08 2016-05-31 Gas Turbine Efficiency Sweden Ab Automated tuning of multiple fuel gas turbine combustion systems
US8437941B2 (en) 2009-05-08 2013-05-07 Gas Turbine Efficiency Sweden Ab Automated tuning of gas turbine combustion systems
US9671797B2 (en) 2009-05-08 2017-06-06 Gas Turbine Efficiency Sweden Ab Optimization of gas turbine combustion systems low load performance on simple cycle and heat recovery steam generator applications
US9267443B2 (en) 2009-05-08 2016-02-23 Gas Turbine Efficiency Sweden Ab Automated tuning of gas turbine combustion systems
US8370044B2 (en) * 2009-06-26 2013-02-05 General Electric Company NOX compliant peak for gas turbine
US9410482B2 (en) * 2010-12-24 2016-08-09 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine heat exchanger
US9200592B2 (en) * 2011-06-28 2015-12-01 United Technologies Corporation Mechanism for turbine engine start from low spool
DE102011106965A1 (de) * 2011-07-08 2013-01-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Fluggasturbinentriebwerk mit Wärmetauscher im Kerntriebwerksgehäuse
US8844258B2 (en) 2011-11-23 2014-09-30 General Electric Company Systems and methods for de-icing a gas turbine engine inlet screen and dehumidifying inlet air filters
US9297316B2 (en) * 2011-11-23 2016-03-29 General Electric Company Method and apparatus for optimizing the operation of a turbine system under flexible loads
US9045998B2 (en) 2011-12-12 2015-06-02 Honeywell International Inc. System for directing air flow to a plurality of plena
US9243563B2 (en) * 2012-01-25 2016-01-26 Honeywell International Inc. Gas turbine engine in-board cooled cooling air system
US20130192240A1 (en) * 2012-01-31 2013-08-01 Peter M. Munsell Buffer system for a gas turbine engine
US9151224B2 (en) * 2012-03-14 2015-10-06 United Technologies Corporation Constant-speed pump system for engine thermal management system AOC reduction and environmental control system loss elimination
US9267390B2 (en) 2012-03-22 2016-02-23 Honeywell International Inc. Bi-metallic actuator for selectively controlling air flow between plena in a gas turbine engine
US9003762B2 (en) 2012-10-02 2015-04-14 General Electric Company Turbine exhaust plume mitigation system
GB201220174D0 (en) * 2012-11-09 2012-12-26 Rolls Royce Plc Heat exchange arrangemnt
US9447732B2 (en) 2012-11-26 2016-09-20 General Electric Company Gas turbine anti-icing system
US9464594B2 (en) * 2013-03-13 2016-10-11 Rolls-Royce North America Technologies, Inc. Compact actuation system for flow nozzle
US9909755B2 (en) * 2013-03-15 2018-03-06 Fives North American Combustion, Inc. Low NOx combustion method and apparatus
GB201308788D0 (en) * 2013-05-16 2013-06-26 Rolls Royce Plc Heat exchange arrangement
EP3066321B1 (de) * 2013-11-04 2018-08-29 United Technologies Corporation Gekühltes kraftstoffeinspritzsystem für einen gasturbinenmotor und verfahren dazu
US20160265781A1 (en) * 2015-03-10 2016-09-15 General Electric Company Air shield for a fuel injector of a combustor
US10822972B2 (en) * 2015-12-08 2020-11-03 General Electric Company Compliant shroud for gas turbine engine clearance control
US10436115B2 (en) * 2016-08-22 2019-10-08 United Technologies Corporation Heat exchanger for gas turbine engine with support damper mounting
US10927761B2 (en) 2019-04-17 2021-02-23 General Electric Company Refreshing heat management fluid in a turbomachine
US10975770B1 (en) * 2019-12-05 2021-04-13 Hamilton Sundstrand Corporation Integral engine case precooler

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2896275A1 (fr) * 2006-01-19 2007-07-20 Airbus France Sas Turbomoteur a double flux pourvu d'un prerefroidisseur.
WO2007083026A1 (fr) * 2006-01-19 2007-07-26 Airbus France Turbomoteur à double flux pourvu d'un prérefroidisseur.
US8141337B2 (en) 2006-01-19 2012-03-27 Airbus Operations Sas Dual flow turbine engine equipped with a precooler

Also Published As

Publication number Publication date
FR2221622A1 (de) 1974-10-11
JPS5025916A (de) 1975-03-18
FR2221622B3 (de) 1976-12-24
IT1007396B (it) 1976-10-30
US3842597A (en) 1974-10-22
BE812374A (fr) 1974-07-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE2411950A1 (de) Gasturbinentriebwerk mit mitteln zur verminderung der bildung und emission von stickstoffoxid
DE60031744T2 (de) Turbinenbrennkammeranordnung
DE69818376T2 (de) Gasturbinenbrennkammer
DE60221558T2 (de) Turbinenmotor mit luftgekühlter turbine
DE60038012T2 (de) Raketenmotor
DE69929753T2 (de) Kühlungs- und Verbindungselement für das Brennkammerhemd einer Gasturbine
DE2945439C2 (de)
DE60023681T2 (de) Kühlung der hochdruckturbinenstufe einer gasturbine
DE112010004467B4 (de) Zwischenüberhitzungsbrenner für einen gasturbinenmotor
DE4028259C2 (de)
DE2632427A1 (de) Diffusor-brennkammergehaeuse fuer ein gasturbinentriebwerk
DE102015112767A1 (de) Brennstoffinjektoranordnungen in Verbrennungsturbinen
DE1130646B (de) Diagonalgasturbinen-Energieanlage
EP0193838A2 (de) Brenneranordnung für Feuerungsanlagen, insbesondere für Brennkammern von Gasturbinenanlagen sowie Verfahren zu ihrem Betrieb
DE19600679A1 (de) Schubtriebwerk für Flugzeuge mit Verbundzyklus
DE102010060363A1 (de) Gasturbinenbrennstoffdüsen mit entgegengerichtetem Drall
DE112017002155B4 (de) Gasturbine
DE102011056058A1 (de) Verfahren zum Betreiben einer luftgestuften Diffusionsdüse
DE2309715A1 (de) Gasturbinentriebwerk mit flaechensteuerungseinsatz
EP1162355A2 (de) Verfahren zum Kühlen einer Gasturbinenanlage
DE60124137T2 (de) Aufeinanderfolgende doppelkühlung von brennkammerturbine
DE102011056057A1 (de) Luftgestufte Diffusionsdüse
DE3824121A1 (de) Gasturbine
DE102019002800A1 (de) Verdichterdiffusor und Gasturbine
DE2422362C3 (de)