DE3215641A1 - RING BURNER FOR A GAS TURBINE ENGINE - Google Patents

RING BURNER FOR A GAS TURBINE ENGINE

Info

Publication number
DE3215641A1
DE3215641A1 DE19823215641 DE3215641A DE3215641A1 DE 3215641 A1 DE3215641 A1 DE 3215641A1 DE 19823215641 DE19823215641 DE 19823215641 DE 3215641 A DE3215641 A DE 3215641A DE 3215641 A1 DE3215641 A1 DE 3215641A1
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
combustion chamber
air
annular
wall
upstream
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.)
Ceased
Application number
DE19823215641
Other languages
German (de)
Inventor
Desmond Derby Close
Anthony Pidcock
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.)
Rolls Royce PLC
Original Assignee
Rolls Royce PLC
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 Rolls Royce PLC filed Critical Rolls Royce PLC
Publication of DE3215641A1 publication Critical patent/DE3215641A1/en
Ceased 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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C3/00—Combustion apparatus characterised by the shape of the combustion chamber
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C7/00—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply
    • F23C7/02—Disposition of air supply not passing through burner
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D11/00—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space
    • F23D11/10—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space the spraying being induced by a gaseous medium, e.g. water vapour
    • F23D11/12—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space the spraying being induced by a gaseous medium, e.g. water vapour characterised by the shape or arrangement of the outlets from the nozzle
    • 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
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

Ringbrennkammer für ein GasturbinentriebwerkAnnular combustion chamber for a gas turbine engine

Die Erfindung bezieht sich auf eine Ringbrennkammer für ein Gasturbinentriebwerk und befaßt sich mit der Verminderung unerwünschter Triebwerksemissionen.The invention relates to an annular combustion chamber for a gas turbine engine and is concerned with Reduction of unwanted engine emissions.

Die Einführung gesetzlicher Bestimmungen hinsichtlich der Umweltverschmutzung, insbesondere in den USA haben dazu geführt, daß von den Gasturbinenherstellern große Anstrengungen unternommen werden müssen, um die unerwünschten Emissionen von Gasturbinentriebwerken zu vermindern. Diese Emissionen treten auf in Form teilweise verbrannten Brennstoffs und in Form von Kohlenmonoxiden, die gewöhnlich bei Schwachlastbedingungen erzeugt werden, während Stickoxide und Rauch gewöhnlich bei Hochleistungsbedingungen zu erwarten sind. Es hat sich als sehr schwierig erwiesen, all diese Emissionen durch eine einzige Gestaltung der Brennkammer zu steuern, selbst wenn man Verbrennungseinrichtungen mit einem mehrstufigen Brennstoffinjektorsystem vorsieht. Der Grund dafür ist darin zu sehen, daß die Lösung des Problems bei Schwachlast die Probleme bei Vollast verschlimmert und umgekehrt.The introduction of legal regulations regarding pollution, especially in the US have meant that great efforts must be made by gas turbine manufacturers to reduce the to reduce undesirable emissions from gas turbine engines. These emissions take shape partially burned fuel and in the form of carbon monoxide, usually in light load conditions while nitrogen oxides and smoke are usually expected under high power conditions are. It has proven very difficult to manage all of these emissions through a single design of the Combustion chamber control even when using combustion equipment with a multi-stage fuel injector system provides. The reason for this is that solving the problem at light load eliminates the problems aggravated at full load and vice versa.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Verbrennungseinrichtung zu schaffen, bei der die Emissionen bei Schwachlast und der Rauch, der bei Vollast auftritt, genau kontrolliert werden können, während die Emission von Stickoxiden wenigstens teilweise unterThe invention is based on the object of a combustion device to create in which the emissions at low load and the smoke that occurs at full load, can be precisely controlled, while the emission of nitrogen oxides at least partially under

Kontrolle gelangt.Control reached.

Zur Lösung dieser Aufgabe bedient sich die Erfindung einer genauen Steuerung der aerodynamischen und thermodynamischen Prozesse, die innerhalb der Primärzone der Verbrennungseinrichtung stattfinden.To solve this problem, the invention uses a precise control of the aerodynamic and thermodynamic processes that take place within the primary zone of the incinerator.

Die Erfindung sieht eine Ringbrennkammer für ein Gasturbinentriebwerk vor, welche einen Ringabschnitt aufweist, der von einer inneren und einer äußeren Ringwand und einer stromaufwartigen Stirnwand begrenzt ist. Die innere und die äußere Wand besitzen mehrere Öffnungen, durch die Luft in die Ringkammer einströmen kann. Auch die stromaufwärtige Wand besitzt mehrere im gleichen Abstand zueinander angeordnete öffnungen, an denen je ein am Ende offener topfartiger Einsatz angeordnet ist, und zwar koaxial zu jeder Öffnung in dieser Stirnwand. Der von dem divergierenden Abschnitt des Einsatzes eingeschlossene Winkel kann zwischen 30 und 90° liegen. Im stromaufwartigen Ende eines jeden Einsatzes sind ein Brennstoff injektor und eine Verwirbelungseinrichtung vorgesehen, wobei die Luftverwirbelungseinrichtung zwischen dem Brennstoff injektor und der Wandung des Einsatzes liegt. Die Luftverwirbelungseinrichtung besteht aus mehreren gekrümmten Schaufeln, die in der Lage sind, die Luftströmung über einen Winkel bis zu 65° abzulenken. Wenigstens einige der Öffnungen in der inneren und äußeren Wand sind so ausgerichtet, daß eine Luftströmung über die stromabwärt ige Seite der stromaufwartigen Stirnwand gerichtet wird.The invention provides an annular combustion chamber for a gas turbine engine which has an annular section having bounded by an inner and an outer ring wall and an upstream end wall is. The inner and outer walls have several openings through which air flows into the annular chamber can. The upstream wall also has several openings that are equally spaced from one another, on each of which a pot-like insert, which is open at the end, is arranged, coaxially to each opening in this Front wall. The angle included by the diverging portion of the insert can be between 30 and 30 degrees and 90 °. In the upstream end of each insert are a fuel injector and a swirler provided, the air swirl device between the fuel injector and the wall of the insert. The air swirler consists of several curved blades that are able to deflect the air flow over an angle of up to 65 °. At least some of the openings in the inner and outer walls are oriented so that air flow over the downstream side of the upstream Front wall is directed.

Nachstehend wird die Erfindung anhand eines Ausführungsbeispieles beschrieben. In der Zeichnung zeigen: The invention is described below using an exemplary embodiment. In the drawing show:

Fig. 1 eine schematische Ansicht einesFig. 1 is a schematic view of a

Gasturbinentriebwerks mit einer Ringbrennkammer gemäß der Erfindung;Gas turbine engine with an annular combustion chamber according to the invention;

Fig. 2 in größerem Maßstab eine schematische Ansicht der Ringbrennkammer gemäß der Erfindung ;FIG. 2 shows, on a larger scale, a schematic view of the annular combustion chamber according to FIG Invention;

Fig. 3 eine schematische Ansicht des stromaufwärtigen Endes der Brennkammer gemäß Fig. 2 in einem größeren Maßstab;3 is a schematic view of the upstream end of the combustion chamber according to FIG Fig. 2 on a larger scale;

Fig. 4 das stromaufwärtige Ende einer abgewandelten Ausführungsform einer Brennkammer gemäß der Erfindung ;Figure 4 shows the upstream end of a modified one Embodiment of a combustion chamber according to the invention;

Fig. 5 eine weitere Abwandlung der Brennkammer gemäß der Erfindung ;5 shows a further modification of the combustion chamber according to the invention;

Fig. 6 eine Ansicht in Richtung des Pfeiles A gemäß Fig . 5 ;6 is a view in the direction of arrow A according to FIG. 5;

Fig. 7 eine in größerem Maßstab gezeichnete Ansicht der Einzelheit B gemäß Fig. 5;FIG. 7 shows a larger-scale view of detail B according to FIG. 5; FIG.

Fig. 8 einen Brennstoff injektor der Luftsprühbauart, der zur Benutzung in Verbindung mit den Brennkammern gemäß Fig. 3, 4 und 5 bis 7 anwendbar ist;8 shows a fuel injector of the air spray type; which is applicable for use in connection with the combustion chambers of FIGS. 3, 4 and 5 to 7;

321564321564

Fig. 9 einen Schnitt nach der Linie 9-9 gemäß Fig. 8.FIG. 9 shows a section along line 9-9 according to FIG. 8.

Figur 1 zeigt ein Gasturbinentriebwerk 10 mit einem einstufigen Gebläse 12, welches durch eine Turbine 14 angetrieben wird, mit einem Zwischendruckkompressor 16, der durch eine Zwischendruckturbine 18 angetrieben wird und mit einem Hochdruckkompressor 20, der durch eine Hochdruckturbine 22 angetrieben wird und mit einer Verbrennungseinriehtung 24.Figure 1 shows a gas turbine engine 10 with a single-stage fan 12, which is driven by a turbine 14 is driven, with an intermediate pressure compressor 16, which is driven by an intermediate pressure turbine 18 is and with a high pressure compressor 20, which is driven by a high pressure turbine 22 and with a combustion unit 24.

Die vom Gebläse 12 beschleunigte Luft strömt durch einen Nebenstromkanal 26 und wird durch eine Schubdüse 28 ausgeblasen. Die Abgase der Turbinen 14, und 22 treten durch eine Schubdüse 30 aus.The air accelerated by the fan 12 flows through a bypass duct 26 and is passed through a thrust nozzle 28 blown out. The exhaust gases from the turbines 14 and 22 exit through an exhaust nozzle 30.

Im folgenden wird auf Fig. 2 Bezug genommen. Die Verbrennungseinriehtung 24 weist eine Ringbrennkammer 32 auf, die durch eine Innenwand 34, eine Außenwand 36 und eine stromaufwärtige Stirnwand 38 definiert ist. Mehrere Düsenleitschaufeln 40 sind am stromabwärtigen Ende der Kammer angeordnet. Die Brennkammer selbst liegt innerhalb eines ringförmigen Gehäuses 42, das von einer Innenwand 44, einer Außenwand 46 und einer stromaufwärtigen Stirnwand 48 gebildet ist. Dem ringförmigen Gehäuse 42 wird komprimierte Luft vom Hochdruckkompressor 20 über eine Reihe von Auslaßleitschaufeln 50 und über einen "Dump-Diffusor" 52 zugeführt. Die stromaufwärtige Wandung 38 besitzt mehrere in Umfangsrichtung verlaufende, im gleichenReference is made to FIG. 2 below. The combustion unit 24 has an annular combustion chamber 32 defined by an inner wall 34, an outer wall 36 and an upstream end wall 38 is. A plurality of nozzle guide vanes 40 are arranged at the downstream end of the chamber. The combustion chamber itself lies within an annular housing 42, which is formed by an inner wall 44, an outer wall 46 and an upstream end wall 48 is formed. The annular housing 42 is compressed air from high pressure compressor 20 via a series of outlet guide vanes 50 and supplied via a "dump diffuser" 52. The upstream wall 38 has several running in the circumferential direction, in the same

Abstand zueinander angeordnete öffnungen 54,und konzentrisch zu jeder Öffnung ist ein topfartiger Einsatz 56 angeordnet, der einen Winkel von etwa 90° umschließt und nach stromab gerichtet ist. Ein Brennstoff injektor 58 liegt am stromaufwärtigen Ende eines jeden Einsatzes und eine Luftverwirbelungsvorrichtung 60 liegt zwischen dem Brennstoff injektor und dem topfförmigen Einsatz.Openings 54, and A cup-like insert 56 is arranged concentrically to each opening, which has an angle of approximately 90 ° and is directed downstream. A fuel injector 58 is at the upstream end of each insert and an air swirler 60 is located between the fuel injector and the cup-shaped insert.

Ein Gehäuse 62 in Form eines Halbtorus umschließt das stromaufwärtige Ende jeder Brennkammer 32, und dieses Gehäuse 62 besitzt eine Vielzahl von Öffnungen 64, durch die Luft sowohl in die Primärzone der Brennkammer als auch nach dem Brennstoff injektor gelangen kann, wobei jeder Brennstoff injektor in einen derartigen topfförmigen Einsatz eingebaut ist.A housing 62 in the form of a half torus encloses the upstream end of each combustion chamber 32, and this Housing 62 has a plurality of openings 64 through which air both into the primary zone of the combustion chamber as well as after the fuel injector, each fuel injector in such a cup-shaped insert is installed.

Jeder Brennstoff injektor ist vorzugsweise von der Luftversprüh-Bauart, d.h. es ist ein Injektor in dem eine unter hoher Geschwindigkeit und unter hohem Druck stehende Luftströmung auf eine Brennstoffströmung auftrifft, die entweder in Form eines Brennstoffilms oder in Form einzelner Strahlen vorliegt, damit eine Zerstäubung des Brennstoffs bewirkt wird.Each fuel injector is preferably of the Air atomizing type, i.e. it is a high speed injector and high speed injector Pressurized air flow impinges on a fuel flow, either in the form of a fuel film or in the form of individual jets, so that atomization of the fuel is effected.

Gemäß Fig. 3 umfaßt die Brennstoffverwirbelungseinrichtung 60 eine Reihe gekrümmter Schaufeln, die in der Lage sind die Luftströmung um einen Winkel von 65° oder dergleichen umzulenken.Referring to Fig. 3, the fuel swirler comprises 60 a series of curved blades that are capable of airflow through an angle deflect by 65 ° or the like.

321564!321564!

Die Innenwand 34 und die Außenwand 36 umfassen Lufthut zen 66 zur Einleitung von Verdünnungsluft und außerdem Einlasse 68, 70 und 72 zum Einlaß von Luft, die hauptsächlich der Kühlung der Wände der Brennkammer dient. Im typischen Fall bestehen die Einlasse 68, 70 und 72 aus einer Anzahl dicht benachbart angeordneter Löcher, die in einem bestimmten Winkel gebohrt sind um zu gewährleisten, daß die Kühlluft in der erforderlichen Richtung strömt. Die Strömung durch die Einlasse 68 hat außer ihrer Kühlwirkung auf die stromaufwärtige Wand 38 noch eine Strömungssteuerfunktion, wie weiter unten beschrieben wird.The inner wall 34 and the outer wall 36 comprise Luftut zen 66 for introducing dilution air and also inlets 68, 70 and 72 for the intake of air, which mainly serves to cool the walls of the combustion chamber. Typically the inlets exist 68, 70 and 72 consist of a number of closely spaced holes drilled at a certain angle are to ensure that the cooling air flows in the required direction. The current through the inlets 68 has a flow control function in addition to its cooling effect on the upstream wall 38, as described below.

Die einzelnen Merkmale der Anordnung sind so angeordnet und bemessen, daß die folgenden Wirkungen erzeugt werden:The individual features of the arrangement are arranged and dimensioned to produce the following effects will:

Ein kräftiger Doppelwirbel, der im wesentlichen das gesamte Primärzonenvolumen umfaßt, d.h. das Volumen stromauf der Lufthutzen 66; eine Vorrichtung die verhindert, daß Brennstoff in die Wandkühlströmung eingesaugt wird; im wesentlichen sämtliche Metalloberflächen werden durch eine Strömung schnell abfließender Luft abgewaschen, um eine Kohlenstoffanlagerung zu verhindern und die zu kühlenden Oberflächen so gering als möglich zu halten.A powerful double vortex that encompasses essentially all of the primary zone volume, i.e. the volume upstream of the air scoops 66; a device that prevents fuel from being sucked into the wall cooling flow will; essentially all metal surfaces become more quickly drained by a current Air washed off to prevent carbon build-up and the surfaces to be cooled as small as possible to keep.

Der kräftige Doppelwirbel wird durch die topfförmigen Einsätze 56 mit großem öffnungswinkel erreicht, und die Strömung wird durch eine Verwirbelungsvorrichtung 60 an dem topfförmigen Einsatz angeheftet, denn die Verwirbelungsvorrichtung ist in der Lage, dieThe powerful double vortex is achieved by the cup-shaped inserts 56 with a large opening angle, and the flow is attached to the cup-shaped insert by a swirl device 60 because the swirling device is capable of the

Luftströmung über Winkel von 60° und mehr abzulenken. Die nach innen gerichtete Luftströmung durch die Einlasse 68, die normal zur Längsachse der Brennkammer verlaufen, verhindert, daß irgendwelcher Brennstoff in den Doppelwirbel aus dieser Strömung abgezogen und in die Kühl luftströmung benachbart zu den Wänden 34 und 46 der Verbrennungseinrichtung eingesaugt wird.Divert air flow over angles of 60 ° and more. The inward flow of air through the Inlets 68 which are normal to the longitudinal axis of the combustion chamber run, prevents any fuel in the double vortex from this flow withdrawn and into the cooling air flow adjacent to the walls 34 and 46 of the incinerator is sucked in.

Von den Oberflächen der Verbrennungsvorrichtung wird das Innere der topfförmigen Einsätze durch die Verwirbelungsluft abgewaschen, die von der Verwirbelungsvorrichtung 60 herrührt. Die Stirnwand 38 wird durch die Luft abgewaschen, die durch die Einlasse 68 einströmt, und die Wände 34 und 36 werden durch Luft abgewaschen, die durch die Einlasse 70, 72 einströmt.The inside of the cup-shaped inserts is removed from the surfaces of the incinerator by the swirling air washed off resulting from the swirler 60. The end wall 38 is through the air flowing in through the inlets 68 is washed off and the walls 34 and 36 are blown by air washed off flowing in through inlets 70, 72.

Die Benutzung von topfartigen Einsätzen 56 mit breitem Auslaßwinkel und der erwünschte kräftige Doppelwirbel haben zusätzlich einen vorteilhaften Einfluß auf die Verminderung der Oberfläche, die gekühlt werden muß.The use of pot-like inserts 56 with a wide outlet angle and the desired powerful double vortex additionally have a beneficial effect on reducing the surface area that has to be cooled.

Im Betrieb wird dem Brennstoff injektor 58 Brennstoff zugeführt, und die Luft strömt durch den Brennstoffinjektor, die Verwirbelungsschaufeln 60 und die Lufteinlässe 66, 68, 70 und 72. In der Primärzone der Brennkammer wird infolge der Weitwinkeleinsätze 56 und der Wirbelschaufeln 60 eine kräftige torusförmige Wirbelströmung erzeugt, wie dies durch die Pfeile A und B angedeutet ist. Dabei findet eine sehr schnelle Vermischung von Brennstoff und Luft selbst beiIn operation, the fuel injector 58 is fuel is supplied and the air passes through the fuel injector, the swirl vanes 60 and the air inlets 66, 68, 70 and 72. In the primary zone of the combustion chamber, 56 and the vortex blades 60 have a strong toroidal shape Vortex flow is generated, as indicated by arrows A and B. It takes place very quickly Mixing of fuel and air by itself

Schwachlastbedingungen statt, unter denen wegen dem relativ geringen Druck und der niedrigen Geschwindigkeit der Luft durch den Brennstoff injektor die Zerstäubungswirkung dieser Luftströmung vermindert wird. Jeder Brennstoff, der aus der Hauptwirbelströmung nach der Wandkühlströmung abfließen möchte, wird durch die Luftströmung gefangen, die durch die Einlasse 68 eintritt, so daß der Brennstoff in der Wirbelströmung festgehalten wird. So nimmt im wesentlichen der gesamte Brennstoff an der Verbrennung teil, und insbesondere auch bei Schwachlast, wodurch die Emissionen unverbrannter Kohlenwasserstoffe und Kohlenmonoxide bei dieser Lastbedingung vermindert werden.Low load conditions take place, under which because of the relatively low pressure and the low speed the air through the fuel injector reduces the atomizing effect of this air flow will. Any fuel that wants to flow out of the main vortex flow after the wall cooling flow is through trapped the flow of air entering through inlets 68, causing the fuel in the vortex flow is being held. Thus, essentially all of the fuel takes part in the combustion, and in particular even at low load, thereby reducing emissions of unburned hydrocarbons and carbon monoxides this load condition can be reduced.

Die aerodynamischen und die thermodynamischen Bedingungen, die in der Primärzone der Brennkammer erzeugt werden, schaffen auch die Möglichkeit daß das Luftbrennstoff verhältnis in der Primärzone sowohl bei Schwachlast als auch bei Vollast reicher gehalten werden kann. Bei geringer Leistung kann das reichere Brennstoffluftverhältnis toleriert werden, weil die Verbrennung verbessert ist und bei Vollast sucht das reichere Brennstoffluftverhältnis die NO -Emissionen zu ver-The aerodynamic and thermodynamic conditions, which are generated in the primary zone of the combustion chamber, also create the possibility that the air-fuel ratio can be kept richer in the primary zone both at low load and at full load. At low power, the richer fuel air ratio can be tolerated because the combustion is improved and at full load the richer fuel-air ratio tries to reduce the NO emissions

mindern, obgleich ein Ansteigen des Rauchpegels erfolgen kann, jedoch nicht auf einen unzulässig hohen Wert.reduce, although the smoke level can rise, but not to an unacceptably high level Value.

Im folgenden wird auf Fig. 4 der Zeichnung Bezug genommen. Die Brennkammer 32 besitzt einen V-förmigen Kühlring 74 in jeder Wand 34, 36 und jeder Kühlring hat einen stromaufwärts gerichteten Lufteinlaß 76 undReference is now made to FIG. 4 of the drawing. The combustion chamber 32 is V-shaped Cooling ring 74 in each wall 34, 36 and each cooling ring has an upstream air inlet 76 and

einen nach stromab gerichteten Einlaß 78. Die Luft, die durch diese Einlasse strömt, dient der Kühlung der Wände der Brennkammer. Jedoch wird die durch die Einlasse 76 einströmende Luft auch noch benutzt, um die Strömung durch die Einlasse 68 zu unterstützen um zu verhindern, daß Brennstoff in die Kühlluftströmung eingesaugt wird.a downstream inlet 78. The air, which flows through these inlets is used to cool the walls of the combustion chamber. However, the Air flowing into inlets 76 is also used to assist the flow through inlets 68 to prevent fuel from being sucked into the cooling air flow.

Jeglicher Brennstoff, der mit der Kühlluft vermischt wird, ist schwer brennbar, weil das Luft-Brennstoff-Verhältnis schwach ist und weil die Temperatur niedrig ist.Any fuel mixed with the cooling air is difficult to burn because of the air-fuel ratio is weak and because the temperature is low.

Fig. 8 zeigt einen Luftsprüh-Brennstoffinjektor 58, bestehend aus einem rohrförmigen Körper 80 und einem hohlen, in Strömungsrichtung divergierenden Zentralkörper 82, die zwischen sich einen Venturikanal 84 definieren, der in einem Steuerspalt 86 endet. Der Injektor ist zentral zu dem Ring von Verwirbelungsschaufeln 60 angeordnet, und besitzt eine Brennstoffringleitung 88 mit im Winkel angestellten Brennstoffeinlässen 90, die in dem Kanal 84 münden.8 shows an air spray fuel injector 58, consisting of a tubular body 80 and a hollow central body diverging in the direction of flow 82, which define a venturi channel 84 between them, which ends in a control gap 86. Of the Injector is central to the ring of swirl vanes 60 and has a fuel ring conduit 88 with angled fuel inlets 90 which open into the channel 84.

Die Verwirbelungsschaufein bestehen vorzugsweise aus mehreren gekrümmten Schaufeln, statt wie es üblich ist, aus mehreren im Winkel angestellten geraden Schaufeln, die die Strömung abreißen lassen und nur teilweise voll von der Luft umströmt sind, wenn die Luft über Größewinkel, z.B. größer als 45° abgelenkt wird. Wie aus Fig. 9 ersichtlich, sind die Schaufeln der Verwirbelungsvorrichtung so angeordnet, daß die . Luft um Winkel bis herauf zu 65° umgelenkt wird, und sie haben jeweils einen Einlaßabschnitt, der auf dieThe vortex vanes preferably consist of several curved blades instead of several straight angled blades, as is customary Shovels that break the flow and are only partially surrounded by air when the Air is deflected over a size angle, e.g. greater than 45 °. As can be seen from Fig. 9, the blades are the swirler arranged so that the. Air is deflected by angles up to 65 °, and they each have an inlet section that faces the

einströmende Luft ausgerichtet ist und in die stromabwärtige Schaufeloberfläche übergeht, die den gewünschten Auslaßwinkel bildet. Vorzugweise sind die zwischen den Schaufeln 60 gebildeten Auslaßkanäle relativ lang um zu gewährleisten, daß die die Verwirbelungsvorrichtung verlassende Luft mit dem gewünschten Winkel abströmt statt mit einem Winkel abzuströmen, der kleiner ist als der gewünschte Winkel.incoming air is aligned and merges into the downstream blade surface, the forms the desired outlet angle. The outlet channels formed between the blades 60 are preferred relatively long to ensure that the air leaving the swirl device with flows off at the desired angle instead of flowing off at an angle that is smaller than the desired one Angle.

Wie aus Fig. 5, 6 und 7 ersichtlich, wo gleiche Teile mit gleichen Bezugszeichen versehen sind, ist die Gesamtlänge der Verbrennungsvorrichtung 24 innerhalb eines Triebwerksgehäuses 92 vorgesehen. Zwei ringförmige Einlagen 94 und 96 liegen zwischen der Innenwand 34 der Brennkammer und der Innenwand 44 des ringförmigen Gehäuses bzw. zwischen der äußeren Wand 36 der Brennkammer und der Außenwand 46 des ringförmigen Gehäuses. Diese Einsätze dienen zur Steuerung der Geschwindigkeit der Luft, die dazwischen und den Brennkammerwänden abströmt.As can be seen from FIGS. 5, 6 and 7, where the same parts are provided with the same reference numerals the entire length of the combustion device 24 is provided within an engine casing 92. Two annular inlays 94 and 96 lie between the inner wall 34 of the combustion chamber and the inner wall 44 of the annular housing or between the outer wall 36 of the combustion chamber and the outer wall 46 of the annular Housing. These inserts are used to control the speed of the air in between and the Combustion chamber walls flows off.

Das stromaufwärtige Ende der Brennkammer wird durch mehrere Zapfen 98 festgelegt, die jeweils durch die Brennstoffinjektoren 58 getragen werden, und diese Zapfen stehen in eine Öffnung in einer Platte 100 ein, die am Gehäuse 62 festgelegt ist. Die Figuren 6 und zeigen im einzelnen die Befestigung der topfförmigen Einsätze 56 an der Wand 38 und einen ringförmigen Hitzeschild, der aus mehreren aneinanderstoßenden Segmenten 102 besteht, die jeweils mit einer kreisförmigen Öffnung 104 ausgestattet sind, die demThe upstream end of the combustion chamber is defined by a plurality of pegs 98, each through the Fuel injectors 58 are carried, and these pins are inserted into an opening in a plate 100, which is fixed on the housing 62. Figures 6 and 6 show in detail the attachment of the cup-shaped Inserts 56 on wall 38 and an annular heat shield made up of several abutting Segments 102 is, each equipped with a circular opening 104, the

stromabwärtigen Durchmesser des jeweiligen topfförmigen Einsatzes 56 entspricht.downstream diameter of the respective cup-shaped Insert 56 corresponds.

Die Hotzeabschirmsegmente sind mit Kühl luftdurchtrittsöffnungen 106 im Flansch 56a eines jeden topfförmigen Einsatzes versehen. Die Kühlluft strömt in einen Raum 108 ein, der zwischen dem Hitzeabschirmsegment und dem Flansch 56a ausgebildet ist, und sie strömt dann durch einen Ringspalt 110 zwischen dem Segment und dem topfförmigen Einsatz.The hotze shielding segments are each cup-shaped with cooling air passage openings 106 in the flange 56a Insert. The cooling air flows into a space 108 between the heat shield segment and the flange 56a is formed, and it then flows through an annular gap 110 between the Segment and the cup-shaped insert.

Es ist zweckmäßig, daß der von jedem topfförmigen Einsatz 56 umschlossene Winkel 90° beträgt, um eine kräftige Strömungsumkehr in der Primärbrennzone zu gewährleisten und um die Fläche der stromaufwärtigen Wand zu vermindern. Es kann jedoch notwendig sein, diesen Winkel zu verringern, um die Strömung unter allen Betriebsbedingungen an der Wand des topfförmigen Einsatzes anhaften zu lassen. Die Lebensdauer der Bauteile kann auf diese Weise auf Kosten einer Vergrößerung der Oberfläche erlangt werden, die gekühlt werden muß, und dies würde eine größere Kühl luftströmung erfordern.It is expedient that the angle enclosed by each cup-shaped insert 56 is 90 ° to one to ensure vigorous reversal of flow in the primary combustion zone and around the area of the upstream Diminish wall. However, it may be necessary to decrease this angle to keep the flow under to adhere to the wall of the cup-shaped insert under all operating conditions. The service life of the components can thus be obtained at the cost of increasing the surface area that are cooled must, and this would require a greater flow of cooling air.

LeerseiteBlank page

Claims (1)

Patentanwälte .-' ;* . : ::.;. . ftjipl.-lng. Curt WallachPatent attorneys .- '; *. : ::.;. . ftjipl.-lng. Curt Wallach Europäische Patentvertreter" " " 'bipi.-lng. 6ünther KochEuropean patent representative "" "'bipi.-lng. 6ünther Koch European Patent Attorneys Dipl.-Phys. Dr.Tino HaibachEuropean Patent Attorneys Dipl.-Phys. Dr Tino Haibach Dipl.-Ing. Rainer FeldkampDipl.-Ing. Rainer Feldkamp D-8000 München 2 · Kaufingerstraße 8 ■ Telefon (0 89) 2 60 80 78 · Telex 5 29 513 vakai dD-8000 Munich 2 · Kaufingerstraße 8 ■ Telephone (0 89) 2 60 80 78 · Telex 5 29 513 vakai d 27. April 1982April 27, 1982 Rolls-Royce Limited Unser Zeichen: 17 446 -Rolls-Royce Limited Our reference: 17 446 - Buckingham Gate
London SW1E 6ATBuckingham Gate
London SW1E 6AT Ringbrennkammer für ein GasturbinentriebwerkAnnular combustion chamber for a gas turbine engine Patentansprüche:Patent claims: Ringbrennkammer für ein Gasturbinentriebwerk die durch eine innere und eine äußere Wand sowie eine stromaufwärtige Stirnwand definiert ist,Annular combustion chamber for a gas turbine engine formed by an inner and an outer wall and an upstream end wall is defined, dadurch gekennzeichnet, daß die innere und die äußere Wand mehrere Öffnungen aufweisen, um Luft in den Ringkammerabschnitt einströmen zu lassen, daß die stromaufwärtige Stirnwand mehrere im gleichen Abstand zueinander angeordnete Öffnungen aufweist, daß ein konisch gestalteter, am Ende offener topfförmiger Einsatz (56) an der stromaufwärtigen Wand koaxial zu jeder Öffnung der Stirnwand angeordnet ist, daß der von jedem topfförmigen Einsatz eingeschlossene Winkel zwischen 30° und 90° beträgt, daß ein Brennstoff injektor und eine Verwirbelungsvorrichtung im stromaufwärtigen Ende eines jeden Einsatzes angeordnet ist, daß die Luftverwirbelungsvorrichtungcharacterized in that the inner and outer walls have a plurality of openings, to allow air to flow into the annular chamber section that the upstream end wall has several equally spaced openings that one is conical designed, at the end open cup-shaped insert (56) on the upstream wall is arranged coaxially to each opening of the end wall that of each cup-shaped Use included angles between 30 ° and 90 ° that a fuel injector and a swirler disposed in the upstream end of each insert is that the air swirler zwischen dem Brennstoff injektor und der Wand des Einsatzes liegt, und daß jede Luftverwirbelungsvorrichtung mehrere gekrümmte Schaufeln aufweist, die in der Lage sind, die Luft über einen Winkel bis zu 65° abzulenken, und daß wenigstens eine der öffnungen in der Innenwand und der Außenwand derart ausgerichtet sind, daß sie eine Luftströmung über die stromabwärtige Fläche der stromaufwärtigen Stirnwand richten.between the fuel injector and the Wall of the insert lies, and that each air swirl device several curved Has blades that are able to deflect the air over an angle of up to 65 °, and that at least one of the Openings in the inner wall and the outer wall are aligned such that they allow a flow of air Point over the downstream face of the upstream bulkhead. Ringbrennkammer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Brennstoffinjektor einen Luftsprühbrenner aufweist, der einen ringförmigen Venturikanal besitzt, welcher in einem Steuerspalt endet, um eine Brennstoffluftmischung in die Primärzone der Brennkammer einzuspritzen.Annular combustion chamber according to Claim 1, characterized in that the fuel injector having an air spray burner having an annular venturi which ends in a control gap to a Inject fuel-air mixture into the primary zone of the combustion chamber. Ringbrennkammer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß einige der öffnungen in den Ringwänden eine Luftströmung längs dieser Wände stromauf gerichtet eintreten lassen, um die Luftströmung über die stromabwärtige Seite der stromaufwärtigen Stirnwand zu verstärken.Annular combustion chamber according to Claim 1, characterized in that some of the openings in the annular walls, an air flow along these walls can enter upstream in order to to increase the flow of air over the downstream side of the upstream bulkhead. Ringbrennkammer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die stromaufwärtige Stirnwand der Brennkammer einen ringförmigen Wärmeschild aufweist, der aus mehreren benachbarten Segmenten besteht, die an der Stirnwand befestigt sind und kreisförmige ÖffnungenAnnular combustion chamber according to Claim 1, characterized in that the upstream End wall of the combustion chamber has an annular heat shield, which consists of several consists of adjacent segments that are attached to the end wall and circular openings 1 ι 5o«4 ι 1 ι 5o «4 ι entsprechend den stromabwärtigem Durchmesser der topfförmigen Einsätze (56) aufweisen.corresponding to the downstream diameter of the cup-shaped inserts (56). 5. Ringbrennkammer nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß jedes Wärmeschildsegment mit einer Kühl luftströmung über einen Ringspalt zwischen dem Segment und dem jeweiligen topfförmigen Einsatz versehen ist.5. Annular combustion chamber according to claim 4, characterized in that each heat shield segment is provided with a cooling air flow through an annular gap between the segment and the respective cup-shaped insert. 6. Ringbrennkammer nach Anspruch 1,6. annular combustion chamber according to claim 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Brennkammer in einem ringförmigen Luftgehäuse untergebracht ist, und daß Steuerwände zwischen den Wänden des Luftgehäuses und der Brennkammer vorgesehen sind, um die Geschwindigkeit der Luft zu steuern, die zwischen den Steuerwänden und der Brennkammer abfließt.characterized in that the combustion chamber is housed in an annular air housing is, and that control walls are provided between the walls of the air housing and the combustion chamber are to control the speed of the air passing between the control walls and the Combustion chamber drains. 7. Ringbrennkammer nach Anspruch 1,7. annular combustion chamber according to claim 1, dadurch gekennzeichnet, daß das stromaufwärtige Ende der Brennkammer .von Zapfen (98) festgelegt wird, die von jedem Brennstoff injektor (58) getragen werden und jeweils in eine öffnung an einem Abschnitt der Brennkammer stromauf der Stirnwand eingreifen.characterized in that the upstream end of the combustion chamber is defined by pins (98) is carried by each fuel injector (58) and each into an opening engage on a portion of the combustion chamber upstream of the end wall. 8. Ringbrennkammer nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Luftzuführung nach der Brennkammer über einen Diffusor vom Hochdruckkompressor des Triebwerks her erfolgt.8. Annular combustion chamber according to one of claims 1 to 7, characterized in that the air supply takes place after the combustion chamber via a diffuser from the high pressure compressor of the engine.
DE19823215641 1981-05-11 1982-04-27 RING BURNER FOR A GAS TURBINE ENGINE Ceased DE3215641A1 (en)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GB8114375 1981-05-11

Publications (1)

Publication Number Publication Date
DE3215641A1 true DE3215641A1 (en) 1982-12-09

Family

ID=10521716

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE19823215641 Ceased DE3215641A1 (en) 1981-05-11 1982-04-27 RING BURNER FOR A GAS TURBINE ENGINE

Country Status (4)

Country Link
JP (1) JPS57192729A (en)
DE (1) DE3215641A1 (en)
FR (1) FR2505401A1 (en)
GB (1) GB2099978A (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113188153A (en) * 2021-05-10 2021-07-30 中国航发湖南动力机械研究所 Adopt strong shearing oil gas mixture burning tissue and use its combustion chamber

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2585770B1 (en) * 1985-08-02 1989-07-13 Snecma ENLARGED BOWL INJECTION DEVICE FOR A TURBOMACHINE COMBUSTION CHAMBER
FR2596102B1 (en) * 1986-03-20 1988-05-27 Snecma INJECTION DEVICE WITH AXIAL CENTRIPE
US4686823A (en) * 1986-04-28 1987-08-18 United Technologies Corporation Sliding joint for an annular combustor
JP2513191Y2 (en) * 1988-03-30 1996-10-02 大阪瓦斯株式会社 Turbo Combustor
GB9407029D0 (en) * 1994-04-08 1994-06-08 Rolls Royce Plc Gas turbine engine combustion apparatus
JP2986698B2 (en) * 1994-12-28 1999-12-06 シャープ株式会社 Optical coupling device
US6286317B1 (en) * 1998-12-18 2001-09-11 General Electric Company Cooling nugget for a liner of a gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity
US8272219B1 (en) 2000-11-03 2012-09-25 General Electric Company Gas turbine engine combustor having trapped dual vortex cavity
FR2856468B1 (en) * 2003-06-17 2007-11-23 Snecma Moteurs TURBOMACHINE ANNULAR COMBUSTION CHAMBER
WO2012165614A1 (en) * 2011-06-02 2012-12-06 川崎重工業株式会社 Gas turbine combustor
FR3026436B1 (en) * 2014-09-25 2020-07-03 Safran Aircraft Engines TURBOMACHINE, SUCH AS FOR example A TURBOJET OR AN AIRPLANE TURBOPROPELLER
CN114526497B (en) * 2022-01-07 2023-02-07 清华大学 Double-necking combined spiral-flow type center-grading high-temperature-rise combustion chamber

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2907171A (en) * 1954-02-15 1959-10-06 Lysholm Alf Combustion chamber inlet for thermal power plants
US3121996A (en) * 1961-10-02 1964-02-25 Lucas Industries Ltd Liquid fuel combustion apparatus
US3498055A (en) * 1968-10-16 1970-03-03 United Aircraft Corp Smoke reduction combustion chamber
US3780529A (en) * 1971-08-05 1973-12-25 Gen Motors Corp Combustion apparatus
GB1592858A (en) * 1977-01-21 1981-07-08 Rolls Royce Combustion equipment for gas turbine engines
GB2043868B (en) * 1979-03-08 1982-12-15 Rolls Royce Gas turbine

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113188153A (en) * 2021-05-10 2021-07-30 中国航发湖南动力机械研究所 Adopt strong shearing oil gas mixture burning tissue and use its combustion chamber

Also Published As

Publication number Publication date
FR2505401A1 (en) 1982-11-12
JPS57192729A (en) 1982-11-26
GB2099978A (en) 1982-12-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE69412484T2 (en) COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE
DE3222347C2 (en)
DE69205576T3 (en) GAS TURBINE COMBUSTION CHAMBER.
DE69214154T2 (en) LOW-EMISSION BURNER NOZZLE FOR GAS TURBINE SYSTEM
DE69410511T2 (en) Device and method for mixing gaseous fuel and combustion air
EP2156095B1 (en) Swirling-free stabilising of the flame of a premix burner
EP0438682B1 (en) Exhaust system with particle filter and regeneration burner
DE60128513T2 (en) Method and device for reducing emissions in a combustion chamber with a vortex mixing device
DE2947130C2 (en) Fuel injector for a gas turbine engine
DE69414107T2 (en) RADIAL AIR COMPRESSOR INJECTOR FOR FUEL
DE69407565T2 (en) FUEL INJECTION NOZZLE
DE69930455T2 (en) Gas turbine combustor
DE69625744T2 (en) Lean premix burner with low NOx emissions for industrial gas turbines
DE2845619A1 (en) COMBUSTION DEVICE FOR A GAS TURBINE ENGINE
DE102014117621A1 (en) Fuel injector with premix pilot nozzle
DE102015121653A1 (en) Pilot nozzle in a gas turbine combustor
DE102014102783A1 (en) Micromixing cap assembly
EP0781967A2 (en) Annular combustion chamber for gas turbine
DE2739677A1 (en) COMBUSTION DEVICE FOR GAS TURBINE ENGINES
DE3007763A1 (en) BURNING DEVICE FOR GAS TURBINE ENGINES
DE3228025A1 (en) DOUBLE FUEL INJECTOR FOR A GAS TURBINE ENGINE
DE3215641A1 (en) RING BURNER FOR A GAS TURBINE ENGINE
CH701773B1 (en) Burner with a Einlassleitschaufelsystem.
DE112019000871T5 (en) COMBUSTION CHAMBER AND GAS TURBINE EQUIPPED WITH IT
DE3871951T2 (en) FUEL INJECTION DEVICE FOR TURBINE ENGINES.

Legal Events

Date Code Title Description
OP8 Request for examination as to paragraph 44 patent law
8131 Rejection