DE833741C - Brennkammeraggregat fuer Gasturbinen - Google Patents
Brennkammeraggregat fuer GasturbinenInfo
- Publication number
- DE833741C DE833741C DEW3609A DEW0003609A DE833741C DE 833741 C DE833741 C DE 833741C DE W3609 A DEW3609 A DE W3609A DE W0003609 A DEW0003609 A DE W0003609A DE 833741 C DE833741 C DE 833741C
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- combustion chamber
- air
- combustion
- chambers
- unit according
- 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.)
- Expired
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
- F23R3/002—Wall structures
-
- 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
- F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
-
- 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
-
- 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
- F23R3/46—Combustion chambers comprising an annular arrangement of several essentially tubular flame tubes within a common annular casing or within individual casings
-
- 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
Die Erfindung bezieht sich allgemein auf Triebwerke und insbesondere auf Brennkammern für
Gasturbinen.
Die Erfindung ist in erster Linie, wenn auch nicht ausschließlich, zur Verwendung mit Gasturbinentriebwerken
geeignet, wie sie in Flugzeugen zum Antrieb einer Luftschraube, eines Stromerzeugers,
oder zur Lieferung des Treibmittels für den Strahlvortrieb des Flugzeuges verwendet wird.
ίο Ein solches Triebwerk besteht vorzugsweise aus
einem rohrförmigen Gehäuse in Stromlinienform, in dem in der Nähe des vorderen Eintrittsendes
axial ein Verdichter und in der Nähe des hinteren oder Austrittsendes eine Turbine angeordnet ist,
wobei zwischen dem Verdichter und der Turbine eine Brennkammer zur Erhitzung der verdichteten
Luft vorgesehen ist, welche die heißen Gase mit einer geeigneten Temperatur und geeignetem
Druck zur Turbine entlädt. Diese Gase treten nach dem Verlassen der Turbine durch eine am hinteren
Ende des Gehäuses vorgesehene Turbine aus, so daß sie den Vortrieb des Flugzeuges unterstützen
können.
Wegen der Notwendigkeit, die Abmessungen und das Gewicht eines solchen Triebwerkes auf
einem absoluten Minimum zu halten, muß der Verbrennungsapparat desselben klein gehalten werden
und mit hohen Strömungsgeschwindigkeiten und hohem Wärmedurchsatz in der Größenordnung von
etwa 267 Χίο* kcal/cbm pro Stunde arbeiten.
Für den Einbau des Triebwerkes in eine Gondel oder in einen Tragflügel und selbst für den Einbau
in den Flugzeugrumpf muß die Stirnfläche des Triebwerkes so klein als möglich bemessen werden,
um den·Widerstand im Strömungsweg durch das
Triebwerk zu vermindern, was hohe Geschwindigkeiten der aus der Brennkammer austretenden
heißen Gase bedingt, etwa in der Größenordnung von 61 bis 91,5 m/sec.
Ein Triebwerk der beschriebenen Art arbeitet über einen weiten Bereich von Kraftstoff-Luft-Verhältnis,
da der Kraftstoffanteil bei Höchstlast, beispielsweise beim Start, iomal so hoch sein kann
wie beim Flug in großen Höhen. Ferner muß die Brennkammer zur Verbrennung des Kraftstoffes
und zur Erhitzung der durch den Verdichter gelieferten Luft auf eine Höchsttemperatur, die bei
«Si50 C oder noch höher liegen kann, geeignet sein,
ohne daß dabei die Gefahr einer Verwerfung der Wände, übermäßige Ausdehnung oder Korrosion
der Brennkammerwände auftritt.
Der Druckabfall durch die Brennkammer sollte beim Vergleich des Zustandes zweier Stellen von
gleicher Geschwindigkeit auf einem absoluten Minimum gehalten werden, da ein Druckabfall die
Leistung, die von der durch die aus der Brennkammer austretenden heißen Gase angetriebene
Turbine entwickelt werden kann, herabsetzt.
Die vorerwähnten Merkmale, Beschränkungen und Anforderungen an den Verbrennungsapparat
eines Gasturbinentriebwerkes für Flugzeuge treffen auch, wenn vielleicht auch nicht in einem so
kritischen Maße, auf Gasturbinentriebwerke für kleine Schiffe von hoher Leistung und Geschwindigkeit
zu, insbesondere für Marinefahrz.euge oder Anlagen, wo es auf geringe Raumbeanspruchung
und geringes Gewicht ankommt.
Hauptgegenstand der Erfindung ist die Schaffung eines verbesserten Triebwerkes, das allen eben erwähnten
Beschränkungen und Anforderungen entspricht.
Die Erfindung besteht demgemäß in der Ausbildung des X'erbrennungsapparates für eine Gasturbine,
bestehend aus einem Gehäuse sowie einem in diesem angeordneten Kern, der mit dem Gehäuse
einen ringförmigen Strömungskanal begrenzt, und aus einer in diesem ringförmigen Strömungskanal
angeordneten Wandung, durch die derselbe in sich ummantelnde Luft- und Brennkammern unterteilt
wird, wobei die erwähnte Wandung aus mehreren Abschnitten besteht, durch die eine in Strömungsrichtung divergierende Brennkammer bzw. Brennkammern
gebildet werden, und die Wandungsabschnitte mit öffnungen ausgebildet sind für den
Zutritt von Luft in die Brennkammer bzw. Brennkammern aus der Luftkammer bzw. Luftkammern,
wobei die erwähnten Abschnitte so gestaltet und in dem ringförmigen Strömungskanal angeordnet
sind, daß das Austrittsende bzw. die Austrittsenden der Brennkammer bzw. Brennkammern den Strömungskanal
schließen. Die erwähnten Wandabschnitte sind in dem ringförmigen Strömungskanal vorzugsweise so angeordnet, daß mindestens
zwei konzentrisch angeordnete Brennkammerringe entstehen. Die Wandabschnitte können durch zwei
mit entgegengesetzter Verjüngung ineinander angeordnete, kegelstumpfförmige Körper gebildet
werden, die am vorderen Ende miteinander verbunden sind, und dadurch eine ringförmige Verbrennungskammer
bilden, die in Strömungsrichtung divergiert.
Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung kann der Außen- und Jnnenumfang dieser Wandabschnitte
am hinteren Ende im Abstand vom Gehäuse l)zw. vom Kern angeordnet sein, um einen
Umgehungsweg für einen Teil der Luft aus der Luftkammer bzw. Luftkammern, die die Verbrennungskammern)
ummanteln, zu schaffen.
Zum besseren Verständnis der Erfindung soll diese im nachstehenden an Hand einiger bevorzugter
beispielsweiser Ausführungsformen unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschrieben
werden.
Fig. ι ist ein Seitenriß des erfindungsgemäßen Gasturbinentriebwerkes, wobei ein Teil des Außengehäuses
und einige Brennkammerzellen der übersichtlichen Darstellung wegen weggelassen worden
sind;
Fig. 2 ist eine perspektivische Ansicht, von der Seite und von vorn gesehen, einer der Zellen des in
Fig. ι dargestellten Brennkammeraggregates;
Fig. 3 ist eine perspektivische Ansicht, die das Austrittsende einer der in Fig. 2 dargestellten ähnlichen
Brennkammerzellen zeigt, die jedoch statt kreisförmiger Löcher Lufteintrittsschlitze zeigt;
Fig. 4 ist ein Schnitt im wesentlichen nach der Linie IV-IV der Fig. 1, welcher die Anordnung
einer Gruppe von Brennkammerzellen zeigt;
Fig. 5 ist eine Darstellung eines Teiles der Fig. ι in vergrößertem Maßstab, wobei durch Pfeile
der ungefähre Weg der Luft in die Brennkammerzellen und der Weg der aus diesen Zellen austretenden
heißen Gase dargestellt ist;
Fig. 6 ist eine der Fig. 5 ähnliche Ansicht, mit einer geringfügigen Abänderung, welche einen Umgehungsweg
für einen Teil der verdichteten Luft, an den Brennkammern vorbei, vorsieht;
Fig. 7 ist eine der Fig. 5 ähnliche Ansicht, mit einer weiteren Abänderung in der Weise, daß die
Innenräume benachbarter Brennkammerzellen miteinander verbunden sind;
Fig. 8 ist eine dem freigelegten Teil der Fig. 1 entsprechende Ansicht, mit einer anderen Ausführung
des Brennerraumes in Form einer ununterbrochenen ringförmigen Kammer von kegelstumpfförmigem
Querschnitt;
Fig. 9 ist ein Schnitt, im wesentlichen nach der Linie IX-IX der Fig. 8;
Fig. 10 ist eine der Fig. 8 entsprechende Ansicht, die eine weitere Ausführungsform der Erfindung
darstellt, bei welcher statt der kreisrunden Lufteintrittsöffnungen Schlitze vorgesehen sind;
Fig. 11 zeigt einen senkrechten Schnitt einer
weiteren Ausführungsform des Brennerraumes, bei welcher die Brennkammer durch in Abstand angeordnete
Streifen gebildet wird, die ununterbrochene Lufteintrittsschlitze bilden;
Fig. 12 ist eine Abwicklung eines Teiles der Innenwand der in Fig. 11 gezeigten Brennkammer.
Fig. 13 zeigt eine Anordnung nach Fig. 8 mit Umgehungsweg nach Fig. 6.
Das in Fig. 1 gezeigte Triebwerk ist allgemein mit 10 bezeichnet und für den Einbau oder Anbau
in oder an den Rumpf oder Tragflügel eines Flugzeuges geeignet, wobei das linke oder Eintrittsende
11, wie in dieser Figur dargestellt, der Flugrichtung zugewendet ist.
Das Triebwerk besteht aus einem äußeren Aiantel oder Gehäuse 12, in dem ein ringförmiger
Luftkanal 13 mit Bezug auf das Flugzeug sich von vorn nach hinten erstreckt. In diesem Gehäuse und
in dessen Längsachse ist ein kegelförmiger Verkleidungskörper 14 angeordnet, der zur Aufnahme
der Kraftstoff- und Schmierölpumpe sowie der Zündeinrichtung bestimmt ist, und ein Axialverdichter
15, ein allgemein mit 16 bezeichnetes Brennkammeraggregat,
eine den Verdichter antreibende Turbine 17 und eine durch das Schwanzstück 19
begrenzte Düse 18, wobei das Schwanzstück 19 konzentrisch zum Gehäuse angeordnet ist und mit
dem letzteren eine Schubdüse bildet.
Die Luft tritt bei. 11 ein und strömt im wesentlichen
in axialer Richtung durch das Triebwerk über den Verdichter 15, wo sie verdichtet wird,
und in das Brennkammeraggregat 16, wo sie erhitzt wird. Die aus den Verbrennungsprodukten
und der durch die Verbrennung erhitzten überschüssigen Luft bestehenden Gase werden nach
dem Austreten aus dem Brennkammeraggregat durch geeignete Leitschaufeln oder Düsen 21 auf
die Schaufeln 22 der Tutibinenscheibe 23 gerichtet und treten durch die Schubdüse 18 aus, wobei sie
einen Vortrieb des Flugzeuges bewirken.
Erwähnt soll noch werden, daß die Erfindung nicht auf die besonderen Einzelheiten und die beschriebenen
baulichen Anordnungen beschränkt ist, sondern sich in erster Linie auf das Brennkammeraggregat
bezieht, welches die vom Verdichter gelieferte verdichtete Luft ohne Beeinträchtigung der
geradlinigen Durchströmung des Triebwerkes aufheizt und dadurch eine Konstruktion von geringem
Maximaldurchmesser ermöglicht.
Aus Fig. ι ist ersichtlich, daß der Verdichterläufer
und der Turbinenläufer miteinander durch
eine in geeigneten, mit 26 bezeichneten Lagern gelagerte Welle 25 miteinander verbunden sind, und
von einem allgemein mit 27 bezeichneten inneren Gehäuse umschlossen sind, das die Welle und die
Lager gegen die hohen Temperaturen schützt und den Teil des ringförmigen Luftströmungskanals 13
begrenzt, in welchem das Brennkammeraggregat 16 angeordnet ist.
Um einen geringen Maximaldurchmesser für das Brennkammeraggregat und das Außengehäuse zu
ermöglichen, ist das Brennkammeraggregat durch eine Wandung unterteilt, so daß ein Luftraum bzw.
Lufträume oder eine Luftkammer bzw. Luftkammern 28 gebildet werden, die in Richtung zumAustrittsende
eines mit dem Verdichter in Verbindung stehenden Diffusorkanais 29 offen sind, wobei die
vorerwähnten Kammern 28 einen Verbrennungsraum bzw. Verbrennungsräume oder eine Brennkammer
bzw. Brennkammern 31 ummanteln, die in Richtung zu einem Kanal 32 offen sind, der zu
den Turbinenleitschaufeln 21 führt. Dem vorderen Ende der Brennkammern wird zerstäubter Kraftstoff
zugeführt; die Brennkammern sind außerdem mit Zündeinrichtungen versehen. Die Trennwand
ist mit öffnungen 33 versehen für den Eintritt verdichteterLuft
aus den ummantelnden Luftkammern in die Brennkammern, wobei die eintretende Luft
die Verbrennung des Kraftstoffes unterstützt bzw. sich mit den heißen Verbrennungsprodukten mischt,
um ein aus einem Gemisch von Luft und Verbrennungsprodukten bestehendes Treibmittel von
geeigneter Temperatur für den Antrieb der Turbine zu liefern.
Die die Luft- und Brennkammern trennende Wandung kann in beliebiger Weise ausgebildet
werden, vorausgesetzt, daß sie so angeordnet ist, daß der Luftraum die Brennkammer(n) axial ummantelt
und die Luft in die letzteren längs der Wandung eintreten kann, so daß die Verbrennung
innerhalb der axialen Länge der Brennkammern vervollständigt oder im wesentlichen vervollständigt
werden kann. Auf diese Weise kann die axiale Länge des Brennkammeraggregates auf einem
Mindestmaß gehalten werden, da durch die erwähnte Anordnung eine Unterteilung des Luftstromes
in zwei verschiedene Ströme Primärluft und Sekundärluft nicht erforderlich ist, da die
Primärluft zur Vervollständigung der Verbrennung verwendet wird, während der verbleibende
Sekundärluftstrom mit den verbrannten Gasen zur Herabsetzung der Endtemperaturen vermischt
wird.
Die öffnungen 33 in der Trennwandung nehmen in Strömungsrichtung des Brennkammeraggregates
zu, so daß das ursprünglich überfette Kraftstoff-Luft-Gemisch allmählich und stetig mit immer
größer werdenden Luftmengen verdünnt wird und dabei die Verbrennung vervollständigt wird. Auf
diese Weise läßt sich jedes nachträgliche Vermischen von Warm- und Kaltstrom vermeiden, wobei
die Verbrennung vervollständigt und die Verbrennungsprodukte in der Brennkammer verdünnt
werden, was eine gedrungene Bauform des Aggregates und eine verminderte axiale Länge desselben
ermöglicht.
Die Trennwand ist außerdem so angeordnet, daß ein in Strömungsrichtung konvergierender Luft- ·
raum bzw. Lufträume und ein in Strömungsrichtung divergierender Verbrennungsraum bzw. Verbrennungsräume
entstehen, so daß die verbrannten Gase innerhalb der Verbrennungsräume eine Mindestgeschwindigkeit haben, was die Vervollständigung
der Verbrennung innerhalb der kürzestmöglichen Länge und eine Verminderung der
Strömungsverluste zur Folge hat. iao
Das in Fig. 1 bis 5 dargestellte Brennkammeraggregat
besteht aus mehreren Brennkammern, die durch sich verjüngende Brennerrohre oder Zellen 34
aus Blech gebildet werden, die in dem Ringkanal 13 gelagert sind und sich um diesen herum erstrecken. 1*5
Die Brennkammern sind dabei so angeordnet, daß
ihre schmaleren Enden in Richtung zum Eintrittsende Ii liegen, während ihre breiteren Enden, wie
in Fig. 4 gezeigt, aneinander befestigt sind, so daß der Strömungsquerschnitt des Luftraumes 28
zwischen den Brennkammern in Strömungsrichtung abnimmt. Obwohl die Brennkammern in beliebiger
Weise gruppiert werden können, wie in Fig. 4 gezeigt, können die Brennkammern auch in
Gruppen zu je drei angeordnet werden, wobei die
»ο beiden äußeren Kammern jeder Gruppe über einer
inneren Kammer liegen und die Seitenkanten der breiten Enden der Kammern radial verlaufen. Die
Oberstromenden der Brennkammern sind, wie bei 35 gezeigt, geschlossen und mit Kraftstoffzerstäuberdüse
36, wie in Fig. 2 und 5 bis 7 gezeigt, versehen. Kraftstoff unter Druck wird diesen
Düsen mittels einer geeigneten Pumpe aus einem Behälter (nicht gezeigt) -durch Zuführungsleitungen 37 zugeführt. Durch das geschlossene
Ende jeder Brennkammer werden geeignete Zündeinrichtungen für den Kraftstoff, beispielsweise
eine Zündkerze 38, eingeführt.
Die Seitenwände jeder Brennkammer sind bei einer Ausführungsform der Erfindung mit einer
großen Anzahl von Durchbohrungen 33 versehen, die vorzugsweise in in Längsrichtung der Kammer
sich erstreckenden Reihen angeordnet sind. Die Größe dieser öffnungen nimmt in Strömungsrichtung
der Kammer zu. Durch diese öffnungen erhält die in den Lufträumen 28 strömende verdichtete
Luft Zutritt zu den Verbrennungsräumen 31, worin sie mit dem durch die Zerstäuberdüse 36 zugeführten
Kraftstoff innig gemischt wird und zur Verbrennung dient. Der Gesamtquerschnitt der
öffnungen jeder Kammer beträgt das 1,1- bis
i,4fache des Querschnitts des breiten oder Austrittsendes jeder Kammer.
Die Anordnung der öffnungen in den Wänden 34 der Verbrennungskammern sollte vorzugsweise in
Form von axialen Reihen geschehen, so daß eine Anzahl axialer Reihen von Luftstrahlen in die
Brennkammer eintreten. Diese axialen Reihen von Luftstrahlen haben das Bestreben, einander zu verstärken
und dadurch weiter in die Flammenzone einzudringen und außerdem zwischen den Reihen
Raum für eine axiale Strömung der brennenden Gase zu schaffen. Es ist zweckmäßig, die öffnungen
in Strömungsrichtung immer größer werden zu
. lassen, da die größte Luftmenge durch die am weitesten unter Strom angeordneten öffnungen eintreten
soll, da der Druck in der Brennkammer an dieser Stelle am niedrigsten und für einen gegebenen
Gesamtöffnungsquerschnitt der niedrigste Druckabfall durch den gesamten Verbrennungsraum
durch die Anordnung der größten öffnungen an dieser Stelle gewährleistet ist, wo
der Druckabfall von außerhalb nach innerhalb des Verbrennungsraumes am größten ist, nämlich am
Unterstromende des Verbrennungsraumes. Außerdem würde l>ei Verwendung von gleichmäßig
großen Löchern die Geschwindigkeit am Oberstromende der Brennkammer so hoch sein, daß dadurch
der Verbrennungsvorgang unstabil würde.
Statt der in Fig. 2 gezeigten Löcher 33 für dieVerj
brennungskammer können, wie aus Fig. 3 ersiehtlieh, Schlitze 33" von in Strömungsrichtung der
Brennkammer zunehmender Breite vorgesehen werden.
Bei der in Fig. 6 gezeigten Ausführungsform wird an den breiten Enden der Brennkammern der
Luftkanal nicht abgeschlossen, sondern Schlitze oder Kanäle 39 freigegeben, durch die ein Teil der
verdichteten Luft an den Brennkammern vorbeiströmen kann. Der Vorteil dieser Anordnung liegt
darin, daß eine Schicht von verhältnismäßig kühler Luft entlang der Wandungen des Innengehäuses 27
und des Außengehäuses 12 bis zum Ende der Brennkammer strömen kann, wo sie sich mit den aus den
letzteren austretenden heißen Gasen vermischt. Durch diese vorbeiströmende Luft werden die Gehäuse
verhältnismäßig kühl gehalten. Ein weiterer Vorteil liegt darin, daß der Druckabfall längs der
Brennkammer vermindert wird, da die aus dem Ende der Brennkammer austretende Strömungsmenge
um die Luftmenge vermindert wird, die um die Brennkammer herum vorbeiströmt.
Fig. 7 zeigt eine geringfügig veränderte Ausführungsform der Erfindung, bei welcher benachbarte
Brennkammern durch eine Leitung 40 verbunden sind, wodurch gewährleistet wird, daß alle
Brennkammern zünden. Selbstverständlich können die Brennkammern auf diese Weise sowohl paarweise
als auch jede Brennkammer mit mehr als einer benachbarten Brennkammer verbunden
werden. Für den Fall, daß in einer der Brennkammern der Verbrennungsvorgang zum Erlöschen
kommt, bewirkt der erhöhte Druck in der entzündeten Brennkammer bzw. in den entzündeten Brennkammern
einen Übertritt der brennenden Gase in die erloschene Kammer durch die Verbindungsleitungen
40. Diese Anordnung kann auch bei den in Fig. 5 und 6 gezeigten Ausfiihrungsformen Verwendung
finden.
Statt der Verwendung mehrerer voneinander getrennter Brennkammern kann der Verbrennungsraum
aus einer einzigen ringförmigen Kammer 41 bestehen, die sich in axialer Richtung verjüngt.
Diese Form der Brennkammer ist für den Einbau in den ringförmigen Luftkanal 13 besonders geeignet
und kann, wie insbesondere in den Fig. 8 und 9 dargestellt, aus einem Innenkegel 42 und
einem Außenkegel 43 bestehen, die sich in entgegengesetzten Richtungen verjüngen. Die beiden
Kegel sind miteinander fest verbunden und bilden ein geschlossenes Ende 44. Eine Trennwand oder
ein Trennring 45, der innerhalb der Kegel 42 und 43 angeordnet ist und in Abstand von dem geschlossenen
Ende 44 angeordnet ist, begrenzt eine ringförmige Kammer 46, der durch geeignete Mittel
Kraftstoff unter Druck zugeführt werden kann. Die Wand 45 ist mit einer Anzahl am Umfang verteilter
und vorzugsweise in gleichem Abstand voneinander angeordneter Kraftstoffzerstäuberdüsen
47 versehen, so daß der der ringförmigen Kammer zugeführte Kraftstoff in den ringförmigen Verbrennungsraurh
41 eingespritzt wird. Die Wände
der Kegel 42 und 43 sind in ähnlicher Weise wie die in Fig. 2 gezeigte Brennkammer mit Bohrungen
versehen, durch die die verdichtete Luft aus dem Verdichter in den Verbrennungsraum 41 eintreten
kann. Wie bei den anderen Ausführungsformen der Erfindung sind eine Anzahl von am Umfang
verteilten Zündeinrichtungen, die beispielsweise Zündkerzen 48 sein können, vorgesehen, um das
Kraftstoffluftgemisch innerhalb des Verbrennungsraumes zu entzünden.
Obwohl die breiten Enden der Kegel 42 und 43 in der Zeichnung als die Innen- und Außengehäuse
berührend dargestellt sind, wodurch das Unterstromende der ummantelnden Lufträume abgeschlossen
wird, können jedoch selbstverständlich auch Schlitze oder den in Fig. 6 gezeigten öffnungen
39 ähnliche Durchtritte vorgesehen werden, wenn gewünscht wird, daß ein Teil der verdichteten Luft
um den Verbrennungsraum herum vorbeiströmt.
In den Wänden der Kegel 42 und 43 können statt axialer Reihen von Bohrungen axiale Schlitze, wie
in Fig. 10 gezeigt, vorgesehen werden, in der Weise, daß'der Gesamtquerschnitt der Schlitze dem Gesamtquerschnitt
der Löcherreihen entspricht. Die Schlitze erfahren in Strömungsrichtung eine Verbreiterung
aus denselben Gründen, die für das Größerwerden der Bohrungen in Strömungsrichtung
maßgebend sind.
Die Wände der Kegel 42 und 43 können auch aus Gitterstangen 51, wie in Fig. 11 und 12 gezeigt,
bestehen, die, wie oben beschrieben, Schlitze zwischen sich einschließen, wobei die Gitterstangen
aus Gründen der Steifigkeit vorzugsweise U-förmiges Profil erhalten.
Die Anzahl der Reihen der öffnungen in den Kegeln 42 und 43 sollen, gleichgültig, ob es sich
um Lochreihen oder einfache Schlitze handelt, mit der Zahl der Kraftstoffdüsen übereinstimmen oder
ein Vielfaches der Zahl der Kraftstoffdüsen betragen, so daß jeder Kraftstoffdüse eine oder
mehrere Reihen von öffnungen einwandfrei zugeordnet sind. Die Reihen der öffnungen im Innenkegel
42 und einem Außenkegel 43 werden vorzugsweise einander radial direkt gegenüberliegend angeordnet,
und zwar möglichst in symmetrischer Anordnung zu den Düsen, wobei die Reihen der
öffnungen entweder in einer Reihe mit den Düsen oder vorzugsweise in der Mitte zwischen den Düsen
liegen. Durch diese gegenüberliegende Anordnung der Reihen der Lufteintrittsöffnungen beaufschlagen
sich die durch die öffnungen eintretenden Luftstrahlen gegenseitig und verursachen eine beträchtliche
Verwirbelung und Mischung der kalten und heißen Gase.
Claims (9)
- Patentansprüche:i. Brennkammeraggregat für Gasturbinen, gekennzeichnet durch ein Gehäuse (12), einen inneren Kern (27), der mit dem Gehäuse einen ringförmigen Strömungskanal (13) bildet, und eine Wandung (16), die innerhalb des erwähnten Strömungskanales angeordnet ist, und diesen in sich ummantelnde Luftkammern (28) und Brennkammern (31, 41) unterteilt, wobei diese Wandung (16) aus mehreren Wandelementen (34, 42, 43) besteht und dabei die erwähnte Brennkammer bzw. Brennkammern (31, 41) bildet, die in der Richtung der Luftströmung divergieren, und wobei die erwähnten Wandelemente (34, 42, 43) mit öffnungen (33) versehen sind für den Zutritt von Luft in die Brennkammer bzw. Brennkammern (31, 41) aus der Luftkammer bzw. Luftkammern (28) und so in dem ringförmigen Strömungskanal (13) und zueinander angeordnet sind, daß das Austrittsende bzw. die Austrittsenden der Brennkammer bzw. Brennkammern (31, 41) den erwähnten ringförmigen Strömungskanal (13) im wesentlichen schließt bzw. schließen.
- 2. Brennkammeraggregat nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die einzelnen Wandelemente innerhalb des ringförmigen Strömungskanales in der Weise miteinander verbunden sind, daß mindestens zwei konzentrisch angeordnete Ringe von Brennkammern gebildet werden.
- 3. Brennkammeraggregat nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die erwähnten Wandelemente durch zwei kegelstumpfförmige Teile gebildet werden, die zueinander mit in entgegengesetzter Verjüngung angeordnet sind, wobei diese kegelstumpfförmigen Teile an ihrem vorderen Ende miteinander verbunden sind und dadurch eine in Strömungsrichtung der Luft divergierende Brennkammer bilden.
- 4. Brennkammeraggregat nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß eine ringförmige Wandung im Scheitel der erwähnten ringförmigen Brennkammer angeordnet ist in der Weise, daß sie eine ringförmige Kammer abschließt, wobei diese Wandung Kraftstoffdüsen für die Zufuhr von Kraftstoff aus dieser ringförmigen Kammer in die Brennkammer trägt.
- 5. Brennkammeraggregat nach Anspruch 3 oder 4, dadurch gekennzeichnet, daß die beiden kegelförmigen Elemente teilweise durch in Abstand voneinander angeordnete Streifen gebildet werden, die Schlitze zwischen sich einschließen, welche sich von den vorderen Enden no zu den hinteren Enden dieser Wandelemente erstrecken.
- 6. Brennkammeraggregat nach den Ansprüchen ι bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die in den Wandelementen vorgesehenen öffnungen in ihrer Größe von den vorderen Enden zu den hinteren Enden dieser Elemente zunehmen.
- 7. Brennkammeraggregat nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die in den Wandelementen vorgesehenen öffnungen die Form von über den Umfang verteilten, in Abstand voneinander angeordneten und sich in axialer Richtung erstreckenden Schlitzen von den vorderen zu den hinteren Enden der Wandelemente zunehmender Breite haben.
- 8. Brennkammeraggregat nach Anspruch i, dadurch gekennzeichnet, daß der Außenumfang und der Innenumfang der Wandelemente an deren hinteren Enden mit Abstand vom Gehäuse bzw. vom Kern angeordnet sind, so daß ein Teil der Luft aus der Luftkammer bzw. den Luftkammern, die die Brennkammer bzw. Brennkammern ummanteln, an letzteren vorbeiströmen kann.
- 9. Brennkammeraggregat nach Anspruch 2,dadurch gekennzeichnet, daß die Verbrennungsräume der Brennkammern mindestens zum Teil miteinander durch Verbindungskanäle verbunden sind.io. Brennkammeraggregat nach Anspruch i, dadurch gekennzeichnet, daß die Öffnungen in den Wandelementen alle in Strömungsrichtung hinter den in der Brennkammer bzw. den Brennkammern vorgesehenen Kraftstoffzerstäuberdüsen angeordnet sind.Hierzu ι Blatt Zeichnungen3420 3.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US511468A US2595999A (en) | 1943-11-23 | 1943-11-23 | Power plant combustion apparatus having apertured combustion chamber walls |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE833741C true DE833741C (de) | 1952-03-13 |
Family
ID=24035037
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DEW3609A Expired DE833741C (de) | 1943-11-23 | 1950-09-16 | Brennkammeraggregat fuer Gasturbinen |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US2595999A (de) |
CH (1) | CH265007A (de) |
DE (1) | DE833741C (de) |
FR (1) | FR944726A (de) |
GB (1) | GB592505A (de) |
Families Citing this family (44)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
NL78931C (de) * | 1944-03-16 | |||
US2885858A (en) * | 1947-12-02 | 1959-05-12 | Power Jets Res & Dev Ltd | Combustion system with mixing chamber |
US2696076A (en) * | 1949-11-28 | 1954-12-07 | Ivan F Weeks | Turbulence and combustion-promoting device for ram jet motors |
US2651912A (en) * | 1950-10-31 | 1953-09-15 | Gen Electric | Combustor and cooling means therefor |
US2711072A (en) * | 1951-06-14 | 1955-06-21 | Gen Motors Corp | Combustion chamber fairing |
US2800767A (en) * | 1952-12-31 | 1957-07-30 | United Aircraft Corp | Combustion section construction |
US2836379A (en) * | 1954-05-18 | 1958-05-27 | Gen Dyanmics Corp | Ramjet wing system for jet propelled aircraft |
US2944398A (en) * | 1954-10-20 | 1960-07-12 | Lockheed Aircraft Corp | Combustion chamber for jet propulsion motors |
US2944388A (en) * | 1955-02-24 | 1960-07-12 | Thompson Ramo Wooldridge Inc | Air atomizing spray bar |
US3037351A (en) * | 1956-05-14 | 1962-06-05 | Paul O Tobeler | Combustion turbine |
US2988139A (en) * | 1956-11-14 | 1961-06-13 | Sebac Nouvelie S A | Spraying device |
US2974485A (en) * | 1958-06-02 | 1961-03-14 | Gen Electric | Combustor for fluid fuels |
US3051464A (en) * | 1958-10-20 | 1962-08-28 | Maxon Premix Burner Company | Air-heating gas burner |
US4044683A (en) * | 1959-08-20 | 1977-08-30 | Mcdonnell Douglas Corporation | Heat generator |
US3064720A (en) * | 1960-10-18 | 1962-11-20 | Eclipse Fuel Eng Co | Burner construction |
US3145533A (en) * | 1962-07-13 | 1964-08-25 | Ollinger George Batchelder | Jet-thrust internal combustion engine |
US3242670A (en) * | 1962-08-27 | 1966-03-29 | United Aircraft Corp | Segmented baffle injector design |
US3223142A (en) * | 1962-11-19 | 1965-12-14 | James A Harrison | Automatic gas burner with variable flame port area |
US3178161A (en) * | 1963-03-05 | 1965-04-13 | Maxon Premix Burner Company In | Air heating gas burner |
US3186697A (en) * | 1964-12-23 | 1965-06-01 | Mid Continent Metal Products C | Gas-fired heater |
GB1073335A (en) * | 1965-06-21 | 1967-06-21 | Rolls Royce | Gas turbine engine combustion chamber |
US4194358A (en) * | 1977-12-15 | 1980-03-25 | General Electric Company | Double annular combustor configuration |
US4475344A (en) * | 1982-02-16 | 1984-10-09 | Westinghouse Electric Corp. | Low smoke combustor for land based combustion turbines |
US4991398A (en) * | 1989-01-12 | 1991-02-12 | United Technologies Corporation | Combustor fuel nozzle arrangement |
US5118284A (en) * | 1991-02-04 | 1992-06-02 | Engineered Air Systems | Combustion apparatus for fluid fuels and method of combusting fuel-air mixtures |
US6192689B1 (en) * | 1998-03-18 | 2001-02-27 | General Electric Company | Reduced emissions gas turbine combustor |
US7874138B2 (en) * | 2008-09-11 | 2011-01-25 | Siemens Energy, Inc. | Segmented annular combustor |
TWI435978B (zh) * | 2011-10-31 | 2014-05-01 | Atomic Energy Council | 富氫氣體燃燒器 |
US10584876B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-03-10 | General Electric Company | Micro-channel cooling of integrated combustor nozzle of a segmented annular combustion system |
US10830442B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-11-10 | General Electric Company | Segmented annular combustion system with dual fuel capability |
US10641175B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-05-05 | General Electric Company | Panel fuel injector |
US10584880B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-03-10 | General Electric Company | Mounting of integrated combustor nozzles in a segmented annular combustion system |
US10563869B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-02-18 | General Electric Company | Operation and turndown of a segmented annular combustion system |
US10605459B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-03-31 | General Electric Company | Integrated combustor nozzle for a segmented annular combustion system |
US10520194B2 (en) | 2016-03-25 | 2019-12-31 | General Electric Company | Radially stacked fuel injection module for a segmented annular combustion system |
US11428413B2 (en) | 2016-03-25 | 2022-08-30 | General Electric Company | Fuel injection module for segmented annular combustion system |
US10641491B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-05-05 | General Electric Company | Cooling of integrated combustor nozzle of segmented annular combustion system |
US10690350B2 (en) | 2016-11-28 | 2020-06-23 | General Electric Company | Combustor with axially staged fuel injection |
US11156362B2 (en) | 2016-11-28 | 2021-10-26 | General Electric Company | Combustor with axially staged fuel injection |
US11614233B2 (en) | 2020-08-31 | 2023-03-28 | General Electric Company | Impingement panel support structure and method of manufacture |
US11460191B2 (en) | 2020-08-31 | 2022-10-04 | General Electric Company | Cooling insert for a turbomachine |
US11371702B2 (en) | 2020-08-31 | 2022-06-28 | General Electric Company | Impingement panel for a turbomachine |
US11255545B1 (en) | 2020-10-26 | 2022-02-22 | General Electric Company | Integrated combustion nozzle having a unified head end |
US11767766B1 (en) | 2022-07-29 | 2023-09-26 | General Electric Company | Turbomachine airfoil having impingement cooling passages |
Family Cites Families (16)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2405723A (en) * | 1946-08-13 | Propulsion apparatus | ||
US515422A (en) * | 1894-02-27 | chandleb | ||
US635919A (en) * | 1895-06-24 | 1899-10-31 | Charles G Curtis | Apparatus for generating mechanical power. |
US812513A (en) * | 1905-02-27 | 1906-02-13 | Luigi Moreno | Apparatus for burning gas. |
FR497772A (fr) * | 1919-04-02 | 1919-12-17 | Georges Henri Marius Canton | Chambre de combustion pour moteur à combustion externe ou pour rechauffage d'air comprimé par combustion interne |
FR542528A (fr) * | 1921-10-18 | 1922-08-16 | Moteur à combustion interne | |
US1542326A (en) * | 1923-12-03 | 1925-06-16 | Sawyer George | Oil burner |
US1837763A (en) * | 1928-09-14 | 1931-12-22 | Lancey Ralph W De | Oil burner |
US1923614A (en) * | 1931-04-06 | 1933-08-22 | Clarkson Thomas | Burner control system |
US2072731A (en) * | 1934-12-03 | 1937-03-02 | Steam Motors Inc | Oil burner |
CH210655A (de) * | 1938-09-16 | 1940-07-31 | Sulzer Ag | Axial arbeitende Brennkraftturbine. |
US2326072A (en) * | 1939-06-28 | 1943-08-03 | Bbc Brown Boveri & Cie | Gas turbine plant |
US2268464A (en) * | 1939-09-29 | 1941-12-30 | Bbc Brown Boveri & Cie | Combustion chamber |
US2225775A (en) * | 1940-01-26 | 1940-12-24 | David L Garrett | Apparatus for deparaffining oil wells |
US2360130A (en) * | 1941-03-26 | 1944-10-10 | Armstrong Siddeley Motors Ltd | High-speed propulsion plant |
US2409177A (en) * | 1942-04-01 | 1946-10-15 | Allis Chalmers Mfg Co | Jet propulsion apparatus |
-
1943
- 1943-11-23 US US511468A patent/US2595999A/en not_active Expired - Lifetime
-
1944
- 1944-11-22 GB GB23257/44A patent/GB592505A/en not_active Expired
-
1947
- 1947-04-04 FR FR944726D patent/FR944726A/fr not_active Expired
- 1947-06-26 CH CH265007D patent/CH265007A/de unknown
-
1950
- 1950-09-16 DE DEW3609A patent/DE833741C/de not_active Expired
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CH265007A (de) | 1949-11-15 |
FR944726A (fr) | 1949-04-13 |
GB592505A (en) | 1947-09-19 |
US2595999A (en) | 1952-05-06 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE833741C (de) | Brennkammeraggregat fuer Gasturbinen | |
DE2338673C2 (de) | Nachbrenneranordnung für ein Gasturbinenstrahltriebwerk | |
DE2442895C2 (de) | Vorrichtung zur Zuführung von Luft und Brennstoff in eine Brennkammer | |
DE60031744T2 (de) | Turbinenbrennkammeranordnung | |
DE1626138C3 (de) | Zweistrom-Gasturbinenstrahltriebwerk mit mindestens einer Zusatzverbrennungseinrichtung | |
DE887286C (de) | Nachbrennvorrichtung fuer Strahltriebwerke | |
DE2321379A1 (de) | Selbstkompensierender stroemungsaufteiler fuer ein dampf-injektionssystem fuer gasturbinen | |
DE2309715A1 (de) | Gasturbinentriebwerk mit flaechensteuerungseinsatz | |
DE876495C (de) | Brennkammer fuer Gasturbinen | |
DE2148826A1 (de) | Ringspaltvergaser | |
DE1155941B (de) | Triebwerk | |
DE807450C (de) | Brennstoff-Verdampfer fuer Gasturbinen-Brennkammern | |
WO2014177371A1 (de) | Brennerlanze mit hitzeschild für einen brenner einer gasturbine | |
DE829827C (de) | Brennkammer fuer Gasturbinen | |
DE2116429A1 (de) | Brennkammer fur Gasturbinenmaschinen | |
DE2255306B2 (de) | Aerodynamische Flammenhalterung für luftatmende Strahltriebwerke | |
EP0396554B1 (de) | Brenneinrichtung | |
DE1198130B (de) | Brenner fuer ringfoermige Brennkammern | |
EP3596327B1 (de) | Schubkammervorrichtung und verfahren zum betreiben einer schubkammervorrichtung | |
DE844380C (de) | Brennkammer fuer Gasturbinen | |
DE1052175B (de) | Verbrennungseinrichtung | |
DE846343C (de) | Nachbrennvorrichtung fuer Strahltriebwerke | |
DE1122776B (de) | Flammhaltereinheit | |
DE2327244A1 (de) | Brennergehaeuse und kuehlstruktur | |
EP1847682A1 (de) | Verfahren zum Zuführen eines Fluides in den die Turbine durchströmenden Hauptgasstrom und dementsprechende Turbinenschaufel |