FR2608258A1 - Dispositif de combustion pour un moteur a turbine a gaz - Google Patents
Dispositif de combustion pour un moteur a turbine a gaz Download PDFInfo
- Publication number
- FR2608258A1 FR2608258A1 FR8717211A FR8717211A FR2608258A1 FR 2608258 A1 FR2608258 A1 FR 2608258A1 FR 8717211 A FR8717211 A FR 8717211A FR 8717211 A FR8717211 A FR 8717211A FR 2608258 A1 FR2608258 A1 FR 2608258A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- fuel
- combustion
- air
- combustion chamber
- downstream
- 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.)
- Granted
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 80
- RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N flonicamid Chemical compound FC(F)(F)C1=CC=NC=C1C(=O)NCC#N RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N 0.000 title abstract 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 67
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims abstract description 17
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 25
- MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N Nitric oxide Chemical compound O=[N] MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract description 12
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract description 2
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 abstract description 2
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 14
- 239000007921 spray Substances 0.000 description 5
- 239000000779 smoke Substances 0.000 description 4
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 3
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 239000003517 fume Substances 0.000 description 2
- 238000013021 overheating Methods 0.000 description 2
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 230000005012 migration Effects 0.000 description 1
- 238000013508 migration Methods 0.000 description 1
- 230000005068 transpiration Effects 0.000 description 1
- 238000009834 vaporization Methods 0.000 description 1
- 230000008016 vaporization Effects 0.000 description 1
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
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
-
- 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
- F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
UN DISPOSITIF DE COMBUSTION POUR UN MOTEUR A TURBINE A GAZ COMPREND UN BRULEUR 22 QUI EST CONFORME ET SITUE DE FACON TELLE DANS UNE CHAMBRE DE COMBUSTION 18 QU'IL PRESSE UN MELANGE DE CARBURANT ET D'AIR EJECTE DEPUIS DANS UN TOURBILLON TOROIDAL RICHE EN CARBURANT 32 DANS UNE PREMIERE ZONE DE COMBUSTION 33 EST MELANGE AVEC DE L'AIR COMPLEMENTAIRE DANS UNE DEUXIEME ZONE DE COMBUSTION PAUVRE EN CARBURANT 34 EN AVAL DE LA PREMIERE ZONE 33. L'AJUSTEMENT DES RAPPORTS AIRCARBURANT DANS LES DEUX ZONES DE COMBUSTION A POUR RESULTAT DES REDUCTIONS D'EMISSION DE FUMEES OU D'EMISSION D'OXYDES D'AZOTE.
Description
Cette invention concerne un dispositif de combustion adaptable à un moteur
a turbine à gaz Dans le brevet britannique ne 1 427 146 est décrit un dispositif de combustion pour moteur à turbine à gaz comprenant un injecteur de carburant qui comprend lui-même un conduit central arrangé pour recevoir un écoulement d'air comprimé et un écoulement de carburant, un élément déflecteur situé adjacent à l'extrémité d'aval du conduit qui, en coopération avec l'extrémité du conduit, forme une sortie annulaire pour l'écoulement sortant du mélange d'air et de carburant dans une direction généralement radiale, et une partie d'enveloppe entourante du conduit central formant un conduit annulaire qui est arrangé pour recevoir un écoulement d'air à son extrémité d'amont et pour décharger l'air depuis son extrémité d'aval, qui est située en amont de la sortie annulaire à partir du conduit central. Ce type d'injecteur de carburant, en association avec la chambre de combustion dans laquelle il est situé, est destiné à produire deux tourbillons toroïdaux adjacents de sens opposés. Une grande partie du mélange carburant/air est amenée à s'écouler dans le tourbillon d'amont o il est allumé, et le mélange de carburant et d'air brûlant s'écoule dans le tourbillon d'aval qui est en partie alimenté par l'écoulement depuis l'injecteur de carburant et en
partie par un air secondaire s'écoulant dans la chambre de combustion.
Il est important que le rapport air/carburant dans chaque tourbillon soit maintenu à l'intérieur d'une certaine gamme pour les différentes conditions de fonctionnement de moteur. En particulier, le tourbillon d'amont devrait avoir tendance à être riche en carburant. Cependant, on s'est aperçu que le tourbillon d'amont était moins riche en carburant que souhaitable, ce qui indique une migration ou une distribution mal
proportionnée 'de carburant depuis l'injecteur dans les deux tourbillons.
Ce faible rapport carburant/air dans le tourbillon d'amont a pour résultat la production de gaz à haute température qui à leur tour amènent des problèmes de surchauffe dans les sections d'amont de la chambre de combustion. Un problème supplémentaire est que, à la position moyenne entre les deux tourbillons, il y a une zone d'écoulement d'air pauvre et de durée de stagnation élevée. Ceci provoque une grave acculumation de dépôt de carbone sur la paroi de la chambre de combustion. Eventuellement, ces dépôts croissent jusqu'à une taille telle qu'ils finissent par se détacher de la paroi de la chambre de combustion et provoquent l'érosion de la turbine en amont de la chambre
de combustion.
Un objet de la présente invention est de proposer un système de combustion de moteur a turbine à gaz dans lequel de tels problèmes
seraient sensiblement évités.
Selon la présente invention, un dispositif de combustion adaptable à un moteur à turbine à gaz comprend une chambre de combustion ayant un brûleur de carburant à son extrémité d'amont, ledit brûleur de carburant comprenant un élément généralement tubulaire ayant une extrémité d'amont et une extrémité d'aval, ladite extrémité d'amont étant positionnée à l'extérieur de ladite chambre de combustion et ladite extrémité d'aval étant positionnée à l'intérieur de ladite chambre de combustion, ledit élément généralement tubulaire étant adapté pour être alimenté en fonctionnement avec du carburant et de l'air comprimé et pour diriger un mélange desdits air comprimé et carburant dans ladite chambre de combustion, l'extrémité d'aval dudit élément tubulaire étant munie d'un élément de déflection qui est configuré de façon telle qu'il coopère avec ledit élément tubulaire pour définir une sortie généralement annulaire et dirigée radialement par rapport à l'axe dudit élément tubulaire pour ledit mélange de carburant et d'air, ladite sortie dirigée radialement étant située immédiatement en aval de l'extrémité d'amont de. ladite chambre de combustion de façon telle que ledit mélange de carburant et d'air soit pressé dans un seul tourbillon riche en carburant sensiblement toroïidal sensiblement dans une première zone de combustion située dans la région d'amont de ladite chambre de combustion, ladite chambre de combustion étant munie d'entrées d'air additionnelles en aval dudit brûleur pour diriger l'air dans une deuxième zone de combustion dans ladite chambre de combustion en aval dudit tourbillon toroidal de façon à rendre ladite deuxième zone de combustion
pauvre en carburant.
Le long de cette description, les termes "riche en carburant" et
"pauvre en carburant" sont utilisés en référence à des mélanges d'air et de carburant qui contiennent respectivement plus ou moins de carburant
que cela n'est nécessaire pour maintenir une combustion stoechio-
métrique. L'invention va maintenant être décrite au moyen d'exemples, en référence aux dessins ci-joints, sur lesquels: la figure 1 est une vue de côté en coupe d'un moteur à turbine à gaz
équipé d'un dispositif de combustion selon la présente invention.
La figure 2 est une vue de côté en coupe d'une portion du dispositif
de combustion du moteur à turbine à gaz représenté sur la figure 1.
En référence à la figure 1, un moteur à turbine à gaz généralement indiqué en 10 est d'un fonctionnement et d'une construction conventionnels et comprend un compresseur basse pression 11, un compresseur haute pression 12, un équipement de combustion 13, et une
turbine haute pression 14.
L'équipement de combustion 13 comprend un réseau annulaire de chambre de combustion également espacé et similaire 18 qui sont enfermés dans un carter annulaire 19. Chaque chambre de combustion 18, dont une portion peut être vue plus clairement sur la figure 2, comprend un corps généralement tubulaire 19 ayant un couvercle ou tête 20 en son extrémité d'amont. La paroi du corps 19 est formée à partir d'un matériau qui facilite le refroidissement par transpiration de celui-ci et qui peut être du type décrit dans le brevet britannique n' 1 530 594. La paroi du corps 19 peut sinon être d'une construction plus conventionnelle avec une pluralité de petits trous convenablement positionnés pour
assurer son refroidissement.
La tête 20 de la chambre de combustion 10 porte un élément tubulaire 21 généralement centré dessus qui constitue une portion du brûleur 22. L'extrémité d'aval 23 de l'élément tubulaire 21 s'étend sur une courte distance à l'intérieur de la chambre de combustion 18, tandis que son extrémité d'amont 24 ainsi que la plus grande partie du reste de celui-ci est située à l'extérieur de la chambre de combustion 18 et s'étend dans une direction généralement d'amont (par rapport à l'écoulement de gaz à travers le moteur 10) de façon à recevoir un écoulement d'air comprimé depuis le compresseur haute pression 12. De l'air comprimé supplémentaire depuis le compresseur haute pression 12 s'écoule autour de la surface extérieure de la chambre de combustion 18 de façon à fournir son refroidissement et de l'air supplémentaire pour le processus de combustion comme cela sera décrit plus tard plus en
détai l.
A l'extrémité d'amont 24 de l'élément tubulaire 21 est positionnée une tuyère de pulvérisation de carburant 25 qui est du type simplex, bien qu'on se rendra compte que d'autres types de tuyères de pulvérisation de carburant, telles que du type duple, pourraient être employées si on le souhaitait. La tuyère de pulvérisation de carburant 25 est généralement en forme de bague et est supportée sur une extension généralement intérieure d'un tube d'alimentation en carburant 26. Le carburant délivré par le tube 26 s'écoule dans un collecteur annulaire 27 à l'intérieur de la tuyère de pulvérisation de carburant 25 d'o elle est dirigée par des jets
28 jusqu'à la surface radialement intérieure de l'élément tubulaire 21.
De l'air passant à travers -et autour de- la tuyère de pulvérisation de carburanit 25 fournit la vaporisation d'une grande proportion du carburant issu des jets 28 alors que le carburant quitte l'extrémité d'aval 23 de l'élément tubulaire 21. A l'extrémité d'aval 23 est situé un élément déflecteur 29 qui est espacé axialement de l'élément tubulaire 21 par une pluralité de montants de supportage 30. Une sortie annulaire dirigée radialement 31 est ainsi définie à travers laquelle le mélange de carburant et d'air depuis l'intérieur de l'élément tubulaire 21 est chassé dans une direction radialement vers l'extérieur par rapport à l'axe de l'élément tubulaire 21. Puisque l'élément tubulaire 21 ne s'étend que sur une courte distance à l'intérieur de la chambre de combustion 18, le mélange de carburant et d'air est pressé par la configuration généralement en tronc de cône de la tête de la chambre de combustion 20 dans un tourbillon sensiblement toroïdal 32 dans la zone d'amont 33 de la chambre 18. Le mélange d'air et de carburant à l'intérieur du tourbillon 32 est arrangé pour être riche en carburant de telle sorte que tout le carburant n'est pas effectivement brûlé dans la zone d'amont 33 de la chambre 18 de façon que la surchauffe de la tête de la chambre de combustion 20 soit évitée. Le rapport effectif air/carburant choisi est déterminé par les contraintes qui sont imposées sur les émissions depuis le moteur à turbine à gaz 10. Ainsi, si des émissions faibles d'oxyde d'azote sont souhaitables, le rapport air/carburant à l'intérieur du tourbillon 32 est arrangé pour être à l'intérieur de la gamme 7/1 à 9/1. Cependant, si il est plus souhaitable de réduire l'émission de fumées, alors le rapport air/carburant à l'intérieur du tourbillon 32 est
arrangé pour être à l'intérieur de la gamme 9/1 à 1 1/1.
Les produits de combustion depuis la combustion du mélange de carburant et d'air à l'intérieur du tourbillon 32 ainsi que le carburant non brûlé s'écoulent alors dans une direction d'aval dans la deuxième zone de combustion 34 o il.s sont mélangés avec de l'air qui s'est écoulé dans la chambre de combustion 18 à travers un certain nombre d'entrées d'air supplémentaires 35 comme indiqué par les flèches 36. L'air s'écoulant à travers les entrées d'air supplémentaires 35 supporte la combustion du carburant partiellement brûlé depuis la première zone de combustion 33. Suffisamment d'air est dirigé à travers les entrées d'air supplémentaires 35 pour garantir que le mélange de carburant et d'air à l'intérieur de la deuxième zone de combustion est pauvre en carburant. Si le rapport alr/carburant à l'intérieur du tourbillon 32 tombe à l'intérieur de la gamme 7/1 à 9/1 pour fournir des émissions faibles d'oxyde d'azote, le rapport air/carburant à l'intérieur de la deuxième zone de combustion est arrangé pour être à l'intérieur de la gamme 22/1 à 25/ 1, bien que cette combinaison ait tendance à augmenter les émissions de fumées. Cependant, si une réduction d'émission de fumées est d'importance primordiale et que le rapport air/carburant à l'intérieur du tourbillon 32 est à l'intérieur de la gamme 9/1 à 11/1, alors le rapport air/carburant à l'intérieur de la deuxième zone de combustion 34 est arrangé pour être à l'intérieur de la gamme 20/1 à 22/1. Un tel mélange plus riche en carburant dans la deuxième zone de combustion 34 garantit la consommation de toutes fumées créées dans la première zone de
combustion 33.
Bien que la présente invention ait été décrite en référence à un dispositif de combustion comprenant des chambres de combustion discrètes 18, on se rendra compte qu'elle est également applicable à des
chambres de combustion du type annulaire.
Bien qu'il ait été décrit au moyen d'un moteur à turbine à gaz aéronautique à double flux, un équipement de combustion selon la présente invention est néanmoins particulièrement adapté à une utilisation dans des turbines à gaz industrieJles et marines. Dans le cas de moteurs à turbine à gaz Industrielles, la réduction de l'émission d'oxydes d'azote est d'une importance primordiale et les rapports
7 2608258
air/carburant sont choisis en conséquence. Cependant, dans le cas de moteurs à turbine à gaz pour la Marine, l'élimination de fumées est d'importance encore plus forte et de tels moteurs pour une utilisation dans des applications marines sont conçus de façon à garantir que les rapports aF/'-carburant appropriés pour une émission faible de fumées
sont utilisés comme décrits ci-dessus.
Claims (9)
1. Dispositif de combustion adaptable à un moteur à turbine à gaz comprenant une chambre de combustion ayant un brûleur de carburant à son extrémité d'amont, ledit brûleur de carburant comprenant un élément généralement tubulaire ayant une extrémité d'amont et une extrémité d'aval, ladite extrémité d'amont étant positionnée à l'extérieur de ladite chambre de combustion et ladite extrémité d'aval étant positionnée à l'intérieur de ladite chambre de combustion, ledit élément généralement tubulaire étant adapté pour être alimenté en fonctionnement avec du carburant et de l'air comprimé et pour diriger un mélange desdits air comprimé et carburant dans ladite chambre de combustion, l'extrémité d'aval dudit élément tubulaire étant munie d'un élément de déflection qui est configuré de façon telle qu'il coopère avec ledit élément tubulaire pour définir une sortie généralement annulaire et dirigée radialement par rapport à l'axe dudit élément tubulaire pour ledit mélange de carburant et d'air, caractérisé en ce que ladite sortie dirigée radialement (31) est située immédiatement en aval de l'extrémité d'amont (20) de ladite chambre de combustion (18) de sorte que ledit mélange de carburant et d'air soit pressé dans un seul tourbillon (32) riche en carburant sensiblement toroïdal sensiblement dans une première zone de combustion située dans la région d'amont de ladite chambre de combustion (18), ladite chambre de combustion étant munie d'entrées d'air additionnelles (35) en aval dudit brûleur (22) pour diriger l'air dans une deuxième zone (34) de combustion dans ladite chambre de combustion (18) en aval dudit tourbillon toroïdal (32) de façon à rendre
ladite deuxième zone de combustion (34) pauvre en carburant.
2 6 0 82 a 2. Dispositif de combustion selon la revendication 1, caractérisé en ce que une grande partie dudit élément tubulaire (21) est située à
l'extérieur de ladite chambre de combustion (18).
3. Dispositif de combustion selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce qu'un injecteur de carburant (25) est prévu à l'extrémité d'amont dudit élément tubulaire (21) pour diriger le
carburant sur la surface intérieure dudit élément tubulaire (21).
4. Dispositif de combustion selon la revendication 3, caractérisé en
ce que ledit injecteur de carburant (25) est du type simplex.
5. Dispositif de combustion selon l'une quelconque des
revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit élément
déflecteur (29) est fixé au bord d'aval dudit élément tubulaire (21).
6. Dispositif de combustion selon l'une quelconque- des
revendications précédentes, caractérisé en ce que le rapport
air/carburant à l'intérieur dudit tourbillon toroïdal (32) est dans la
gamme 7/1 à 9/ 1.
7. Dispositif de combustion selon la revendication 6, caractérisé en ce que le rapport air/carburant à l'intérieur de la région (34) en aval
dudit tourbillon toroiïdal est dans la gamme 22/1 à 25/I.
8. Dispositif de combustion selon l'une quelconque des
revendications I à 5, caractérisé en ce que le rapport air/carburant dans
ledit tourbillon toroïdal (32) est à l'intérieur de la gamme 9/1 à 1 1/1.
9. Dispositif de combustion selon la revendication 8, caractérisé en ce que le rapport air/carburant dans la région en aval dudit tourbillon
toroïdal (32) est dans la gamme 20/1 à 22/1.
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB8629468A GB2198518B (en) | 1986-12-10 | 1986-12-10 | Combustion apparatus for a gas turbine engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2608258A1 true FR2608258A1 (fr) | 1988-06-17 |
| FR2608258B1 FR2608258B1 (fr) | 1994-02-25 |
Family
ID=10608742
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR8717211A Expired - Fee Related FR2608258B1 (fr) | 1986-12-10 | 1987-12-10 | Dispositif de combustion pour un moteur a turbine a gaz |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4893475A (fr) |
| JP (1) | JP2617495B2 (fr) |
| DE (1) | DE3741021C2 (fr) |
| FR (1) | FR2608258B1 (fr) |
| GB (1) | GB2198518B (fr) |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5121608A (en) * | 1988-02-06 | 1992-06-16 | Rolls-Royce Plc | Gas turbine engine fuel burner |
| US5996351A (en) * | 1997-07-07 | 1999-12-07 | General Electric Company | Rapid-quench axially staged combustor |
| GB9811577D0 (en) * | 1998-05-30 | 1998-07-29 | Rolls Royce Plc | A fuel injector |
| US6260359B1 (en) * | 1999-11-01 | 2001-07-17 | General Electric Company | Offset dilution combustor liner |
| US6928822B2 (en) * | 2002-05-28 | 2005-08-16 | Lytesyde, Llc | Turbine engine apparatus and method |
| US7926284B2 (en) * | 2006-11-30 | 2011-04-19 | Honeywell International Inc. | Quench jet arrangement for annular rich-quench-lean gas turbine combustors |
| US8127554B2 (en) * | 2007-11-29 | 2012-03-06 | Honeywell International Inc. | Quench jet arrangement for annular rich-quench-lean gas turbine combustors |
| US8616004B2 (en) * | 2007-11-29 | 2013-12-31 | Honeywell International Inc. | Quench jet arrangement for annular rich-quench-lean gas turbine combustors |
| FR2982010B1 (fr) * | 2011-10-26 | 2013-11-08 | Snecma | Chambre de combustion annulaire dans une turbomachine |
| US9121613B2 (en) * | 2012-06-05 | 2015-09-01 | General Electric Company | Combustor with brief quench zone with slots |
| KR101838822B1 (ko) | 2013-10-18 | 2018-03-14 | 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 | 연료 분사기 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3724207A (en) * | 1971-08-05 | 1973-04-03 | Gen Motors Corp | Combustion apparatus |
| GB1427146A (en) * | 1972-09-07 | 1976-03-10 | Rolls Royce | Combustion apparatus for gas turbine engines |
| GB2119077A (en) * | 1982-04-22 | 1983-11-09 | Rolls Royce | Fuel injector for gas turbine engines |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1136543A (en) * | 1966-02-21 | 1968-12-11 | Rolls Royce | Liquid fuel combustion apparatus for gas turbine engines |
| DE1934700B2 (de) * | 1969-07-09 | 1972-01-05 | Mtu Muenchen Gmbh | Brennstoffduese fuer gasturbinentriebwerke |
| US3703259A (en) * | 1971-05-03 | 1972-11-21 | Gen Electric | Air blast fuel atomizer |
| US3961475A (en) * | 1972-09-07 | 1976-06-08 | Rolls-Royce (1971) Limited | Combustion apparatus for gas turbine engines |
| US4078377A (en) * | 1974-01-28 | 1978-03-14 | Ford Motor Company | Internally vaporizing low emission combustor |
| GB2040434A (en) * | 1978-03-14 | 1980-08-28 | Rolls Royce | Gas Turbine Engine Combustion Equipment |
| GB2021204B (en) * | 1978-05-20 | 1982-10-13 | Rolls Royce | Gas turbinr combustion chamber |
| GB2055187B (en) * | 1979-08-01 | 1983-12-14 | Rolls Royce | Gaseous fuel injector for a gas turbine engine |
-
1986
- 1986-12-10 GB GB8629468A patent/GB2198518B/en not_active Expired - Fee Related
-
1987
- 1987-12-03 DE DE3741021A patent/DE3741021C2/de not_active Expired - Fee Related
- 1987-12-04 JP JP62307347A patent/JP2617495B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1987-12-10 FR FR8717211A patent/FR2608258B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
1989
- 1989-07-17 US US07/380,749 patent/US4893475A/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3724207A (en) * | 1971-08-05 | 1973-04-03 | Gen Motors Corp | Combustion apparatus |
| GB1427146A (en) * | 1972-09-07 | 1976-03-10 | Rolls Royce | Combustion apparatus for gas turbine engines |
| GB2119077A (en) * | 1982-04-22 | 1983-11-09 | Rolls Royce | Fuel injector for gas turbine engines |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2617495B2 (ja) | 1997-06-04 |
| GB2198518A (en) | 1988-06-15 |
| FR2608258B1 (fr) | 1994-02-25 |
| GB8629468D0 (en) | 1987-01-21 |
| DE3741021C2 (de) | 1998-07-23 |
| DE3741021A1 (de) | 1988-06-23 |
| GB2198518B (en) | 1990-08-01 |
| JPS63150515A (ja) | 1988-06-23 |
| US4893475A (en) | 1990-01-16 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA1050286A (fr) | Dispositif de post-combustion augmentateur | |
| EP1857741B1 (fr) | Chambre de combustion d'une turbomachine | |
| US5201181A (en) | Combustor and method of operating same | |
| US4463568A (en) | Fuel injector for gas turbine engines | |
| EP1909031B1 (fr) | Injecteur de carburant pour chambre de combustion de moteur à turbine à gaz | |
| FR2931928A1 (fr) | Fusible de reduction de maintien de flamme dans un premelangeur de chambre de combustion d'une turbine a gaz et procede associe. | |
| JPH11257100A (ja) | 多種燃料炊きガスタ―ビンエンジン用燃焼装置 | |
| FR2724447A1 (fr) | Melangeur de carburant double pour chambre de combustion de turbomoteur | |
| KR910015817A (ko) | 산화 질소 배기를 저하시키는 연소기 장치와 발생 | |
| US5121608A (en) | Gas turbine engine fuel burner | |
| FR2931203A1 (fr) | Injecteur de carburant pour turbine a gaz et son procede de fabrication | |
| JP2003510549A (ja) | 可変予混合希薄燃焼燃焼器 | |
| EP1640661A2 (fr) | Système aérodynamique à effervescence d'injection air/carburant dans une chambre de combustion de turbomachine | |
| FR2608258A1 (fr) | Dispositif de combustion pour un moteur a turbine a gaz | |
| CA2194911A1 (fr) | Chambre de combustion a faibles emissions destinee a des moteurs a turbine a gaz | |
| CA2561225A1 (fr) | Bras d'injection anti-cokefaction | |
| JP2002520568A (ja) | 多孔性のスリーブを有する点火器 | |
| EP0222654B1 (fr) | Turboréacteur à post-combustion à injecteurs de post-combustion radiaux individuels | |
| FR2969253A1 (fr) | Injecteur secondaire de combustible sans tetons | |
| CA1053140A (fr) | Bruleurs a combustibles liquides | |
| FR2942640A1 (fr) | Chambre de post-combustion pour turbomachine | |
| FR2706020A1 (fr) | Ensemble de chambre de combustion, notamment pour turbine à gaz; comprenant des zones de combustion et de vaporisation séparées. | |
| FR2530318A1 (fr) | Procede pour bruler un gaz a faible pouvoir calorifique et bruleur pour un tel gaz | |
| EP0718559B1 (fr) | Système d'injection d'une chambre de combustion à deux têtes | |
| EP0806611A1 (fr) | Systéme d'injection à geometrie variable adoptant un debit d'air en fonction du regime moteur |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| ST | Notification of lapse |