FR2967239A1 - Jets auto-oscillants d'injection de combustible - Google Patents

Jets auto-oscillants d'injection de combustible Download PDF

Info

Publication number
FR2967239A1
FR2967239A1 FR1160093A FR1160093A FR2967239A1 FR 2967239 A1 FR2967239 A1 FR 2967239A1 FR 1160093 A FR1160093 A FR 1160093A FR 1160093 A FR1160093 A FR 1160093A FR 2967239 A1 FR2967239 A1 FR 2967239A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
concavity
combustion chamber
fuel
fuel injection
air
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
Application number
FR1160093A
Other languages
English (en)
Other versions
FR2967239B1 (fr
Inventor
Ronald Scott Bunker
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of FR2967239A1 publication Critical patent/FR2967239A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR2967239B1 publication Critical patent/FR2967239B1/fr
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D14/00—Burners for combustion of a gas, e.g. of a gas stored under pressure as a liquid
    • F23D14/46—Details, e.g. noise reduction means
    • F23D14/48—Nozzles
    • 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
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/24—Three-dimensional ellipsoidal
    • F05D2250/241—Three-dimensional ellipsoidal spherical
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D2900/00—Special features of, or arrangements for burners using fluid fuels or solid fuels suspended in a carrier gas
    • F23D2900/14—Special features of gas burners
    • F23D2900/14482—Burner nozzles incorporating a fluidic oscillator
    • 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00014—Reducing thermo-acoustic vibrations by passive means, e.g. by Helmholtz resonators
    • 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

Abstract

Structure de chambre de combustion comprenant un dispositif de mélange (150) de combustible et d'air de chambre de combustion ayant une zone de circulation de flux d'air principal. Une ou plusieurs concavités (154), (156), (158) sont ménagées dans la zone d'écoulement de flux d'air principal du dispositif de mélange (150) de combustible et d'air. Au moins un trou d'injection de combustible est ménagé dans une zone basale amont d'au moins une concavité. Le passage d'un flux d'air dans la zone de circulation de flux d'air principal amène le combustible injecté dans la zone basale amont d'au moins une concavité (154), (156), (158) à se mélanger de manière passive avec un tourbillon naturellement oscillant d'air à l'intérieur de la concavité.

Description

B11-4955FR 1
Jets auto-oscillants d'injection de combustible La présente invention concerne globalement la dynamique de combustion et, plus particulièrement, des systèmes et des procédés pour mélanger efficacement un combustible et de l'air dans un espace compact tel que le flux d'air principal d'une chambre de combustion. Une dynamique de combustion existe lorsque l'instabilité inhérente d'une flamme, jointe aux modes naturels d'une chambre de combustion, crée un cycle de réaction conduisant à des perturbations de pression de grande amplitude et à un endommagement potentiel grave du matériel correspondant. On sait que la dynamique de combustion est néfaste aux turbines à gaz destinées à des applications en production d'électricité, génération de force motrice, aéronautique et construction navale. La dynamique de combustion est un problème universel et constitue l'un des plus grands défis auxquels sont confrontés les constructeurs de turbines à gaz depuis l'apparition des systèmes de combustion à prémélange. Diverses techniques ont été employées pour résoudre les problèmes posés par la dynamique de combustion, notamment la modification du mécanisme générateur, des changements dans les dimensions ou l'amortissement de la chambre de combustion, et la limitation/suppression du problème à l'aide de dispositifs/procédés actifs/passifs.
La dynamique de combustion a conduit à des dégâts/pannes catastrophiques dans des chambres de combustion lorsqu'on l'a observée à de très fortes amplitudes. Même moins grave, elle limite l'enveloppe de fonctionnement d'une turbine à gaz et contrarie les meilleures performances possibles. La dynamique de combustion reste un problème omniprésent dans les turbines à gaz existantes et installées. En outre, du fait du renforcement des réglementations concernant les émissions et de la possibilité d'utiliser divers types de combustible, on s'attend à une aggravation des problèmes concernant la dynamique de combustion. Un grand problème lié à la dynamique de combustion porte sur l'efficacité du mélange du combustible et de l'air dans un espace compact tel que le tuyau du flux d'air principal (oxydant) d'une chambre de combustion. Actuellement, les trous d'injection de combustible sont globalement cylindriques et orientés afin de créer des jets d'injection perpendiculaires. Une technique pour améliorer le mélange du combustible et de l'air dans le flux d'air principal d'une chambre de combustion comporte l'utilisation de mécanismes de vrilles. Cependant, les vrilles sont complexes en ce qui concerne aussi bien leur coût que leur structure. Par ailleurs, les vrilles emploient généralement des pièces mobiles qui ont une incidence défavorable sur la fiabilité du système. Certaines structures courantes selon la technique antérieure créent de fortes pertes aérodynamiques et peuvent provoquer localement une rétention ou un retour de flamme. Jusqu'à présent, la résolution des problèmes de dynamique et d'acoustique s'est globalement focalisée sur la modulation active de l'injection du combustible plutôt que sur des techniques passives. Compte tenu de ce qui vient d'être exposé, on a besoin d'un système et d'un procédé pour mélanger d'une manière passive et efficace du combustible et de l'air dans un espace compact tel que le flux d'air principal (oxydant) d'une chambre de combustion pour parvenir à des performances d'exploitation optimales en ce qui concerne l'acoustique, les émissions et la puissance délivrée. Le système doit être simple en ce qui concerne sa structure, en comparaison de structures selon la technique antérieure pour améliorer le mélange du combustible et de l'air dans l'espace compact. Une première forme de réalisation de la présente invention porte sur une structure de chambre de combustion, comportant : une chambre de combustion comprenant un injecteur de combustible ; et une ou plusieurs concavités ménagées dans une zone de flux d'air principal de l'injecteur de combustible, au moins un trou d'injection de combustible étant ménagé dans une zone basale amont d'au moins une concavité. Une autre forme de réalisation de la présente invention concerne une structure de chambre de combustion, comportant : une ou plusieurs concavités ménagées dans une zone de flux d'air principal d'une chambre de combustion ; et un ou plusieurs orifices d'injection de combustible ménagés dans une zone basale amont d'au moins une concavité. Selon encore une autre forme de réalisation, un procédé pour faire fonctionner une chambre de combustion comprend : la création d'une ou de plusieurs concavités dans une zone de flux d'air principal d'une chambre de combustion ; et l'injection d'un combustible dans la zone de flux d'air principal via un orifice d'injection de combustible ménagé dans une zone basale amont d'au moins une concavité.
L'invention sera mieux comprise à l'étude de la description détaillée d'un mode de réalisation pris à titre d'exemple non limitatif et illustré par les dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 illustre les tourbillons appariés dus à un champ local de pression de fluide sur une concavité sans injection pour un nombre de Reynolds prédéfini ; - la figure 2 illustre le tourbillon dominant dû à un champ local de pression de fluide sur une concavité sans injection pour un autre nombre de Reynolds prédéfini ; - la figure 3 représente une unique concavité comportant un trou discret d'injection de combustible ménagé dans la zone basale amont de la concavité pour l'injection de combustible dans un flux d'air principal circulant dans la concavité, selon une forme de réalisation ; - la figure 4 représente une paire de concavités conçues pour réaliser un meilleur mélange localisé de combustible et d'air, chaque concavité comprenant une paire de trous discrets d'injection de combustible ménagés dans la zone basale amont de la concavité, selon une forme de réalisation ; - la figure 5 représente une paire de concavités conçues pour réaliser un meilleur mélange local de combustible et d'air, chaque concavité comprenant un unique trou d'injection de combustible ménagé dans la zone basale amont de la concavité, selon une forme de réalisation ; - la figure 6 représente une paire de concavités conçues pour réaliser un meilleur mélange local de combustible et d'air, chaque concavité comprenant une paire de trous d'injection de combustible en forme de diffuseurs conçus pour injecter du combustible dans la zone basale amont de la concavité, selon une forme de réalisation ; - la figure 7 représente une pluralité de concavités sans trous d'injection de combustible, combinées à une pluralité de concavités comprenant des trous d'injection de combustible permettant de réaliser un meilleur mélange local de combustible et d'air, selon une forme de réalisation ; - la figure 8 représente un moteur à turbine à gaz qui peut être conçu avec des concavités représentées sur les figures 3 à 7 ; et - la figure 9 représente un injecteur de combustible conçu avec des concavités selon une forme de réalisation. Bien que les illustrations des dessins ci-dessus présentent diverses formes de réalisation possibles, d'autres formes de réalisation de la présente invention sont également envisagées, comme expliqué dans la discussion. Dans tous les cas, la présente description présente, à titre d'exemples nullement limitatifs, des illustrations de formes de réalisation de la présente invention. De nombreuses autres variantes et formes de réalisation peuvent être imaginées par les spécialistes de la technique, toutes entrant dans le cadre et l'esprit des principes de la présente invention. L'injection de combustibles gazeux tels que le gaz naturel s'effectue ordinairement par injection de jets perpendiculairement à la surface, dans un cylindre transversal ou à l'aide d'un obstacle profilé placé dans le flux d'air principal. L'obstacle profilé peut, par exemple, être une jambe ou un pylône profilé introduit dans le flux d'air principal (oxydant) d'une chambre de combustion. Jusqu'à présent, les techniques d'injection par jets emploient généralement des trous circulaires d'injection de combustible, dont on sait que certains aboutissent à une structure de trou en cratère. Les formes de réalisation décrites ici emploient ordinairement des trous pour l'injection de combustible dans la zone basale amont d'une concavité. Les formes de réalisation de concavités décrites ici peuvent être employées dans des turbines à gaz destinées, entre autres, à des applications dans les domaines de la production d'électricité, la génération de force motrice, l'aéronautique et la construction navale. Les présents inventeurs ont constaté que le combustible injecté à cet endroit subit un mélange instable localisé avec l'air du flux principal dans la concavité, qui est ensuite expulsé sous la forme d'un mélange dans le tourbillon, car le tourbillon oscille d'un côté à l'autre pour des conditions d'écoulement turbulent typiques dans une zone d'injection de combustible. Cette caractéristique crée une large zone de mélange de combustible et d'air du fait de la nature auto-oscillante de ce flux de mélange pour contribuer à régler les problèmes liés à l'acoustique dans les chambres de combustion. La figure 1 représente un champ prévu 10 de tourbillons appariés dû à un champ local de pression de fluide sur une concavité 12 sans injection de combustible pour un nombre de Reynolds prédéfini du flux, tandis que la figure 2 représente un champ prédit 14 d'un seul tourbillon dû à un champ local de pression de fluide sur une concavité 12 sans injection de combustible pour un autre nombre de Reynolds prédéfini de flux. Indépendamment du fait que le champ de tourbillons turbulents comprend des tourbillons appariés 16, 18 tels que ceux représentés sur la figure 1 ou un seul tourbillon 20 comme représenté sur la figure 2, les tourbillons oscillent d'un côté à l'autre. Cette nature oscillante passive permet la création d'une large zone de mélange de combustible et d'air à l'aide des principes décrits ici en référence à des formes de réalisation particulières dans lesquelles des trous d'injection de combustible peuvent varier quant à leurs dimensions, leur forme et leur nombre. La figure 3 représente une unique concavité 30 comprenant un trou discret 32 d'injection de combustible ménagé dans la zone basale amont 34 de la concavité pour l'injection de combustible 36 dans un flux d'air principal 38 circulant dans la concavité 30, selon une forme de réalisation. La forme de la concavité 30 peut varier, bien qu'une section sensiblement sphérique soit souhaitable pour réaliser un meilleur mélange de combustible et d'air selon les principes décrits ici. La profondeur de la concavité 30 par rapport au diamètre de sa surface constitue une caractéristique qui peut être employée pour maîtriser ou établir l'intensité du tourbillon en mélange expulsé 40. La figure 4 représente une paire de concavités 42, 44 conçues pour réaliser un meilleur mélange local de combustible et d'air, chaque concavité comportant une paire de trous discrets 47, 48 d'injection de combustible ménagés dans la zone basale amont 34 de la concavité, selon une forme de réalisation. L'espacement entre les concavités adjacentes 42, 44 détermine l'ampleur du mélange du combustible dans la zone globale d'écoulement 46. La figure 5 représente une paire de concavités 50, 52 conçues pour créer un meilleur mélange local de combustible et d'air, chaque concavité comprenant un unique trou 54 d'injection de combustible ménagé dans la zone basale amont 34 de la concavité, selon une autre forme de réalisation. Comme dans le cas de la figure 4, l'espacement entre les concavités adjacentes 50, 52 détermine l'ampleur du mélange du combustible dans la zone globale d'écoulement correspondante 55. La figure 6 représente une paire de concavités 60, 62 conçues pour créer un meilleur mélange local de combustible et d'air, chaque concavité comprenant une paire de trous 64 d'injection de combustible en forme de diffuseurs, conçus pour injecter du combustible dans la zone basale amont correspondante 34 des concavités 60, 62, selon une autre forme de réalisation.
L'espacement entre les concavités adjacentes 60, 62 détermine l'ampleur du mélange de combustible dans la zone globale d'écoulement correspondante 66, comme dans le cas des formes de réalisation décrites ici en référence aux figures 4 et 5. Selon un aspect, une ou plusieurs concavités sans trous d'injection de combustible peuvent être utilisées à côté de celles ayant des trous d'injection de combustible afin de réaliser un meilleur mélange de combustible et d'air. La figure 7, par exemple, représente une pluralité de concavités 70, 72 sans trous d'injection de combustible associées à une pluralité de concavités 74, 76 comportant des trous 78, 80 d'injection de combustible afin de réaliser un meilleur mélange local de combustible et d'air, selon une autre forme de réalisation. Selon un aspect, l'angle de chaque trou d'injection 78, 80 par rapport à la surface 82 du flux principal peut servir à optimiser le mélange de combustible et d'air dans la zone globale d'écoulement 84. En résumé, l'injection de combustible depuis des trous discrets en direction de la zone basale amont d'une concavité sert à réaliser une opération localisée de mélange instable à un endroit d'injection de combustible de chambre de combustion en créant une zone large de mélange de combustible et d'air. Cette technique peut facilement être employée avec des injecteurs existants, du type à bas NOX par voie sèche (DLN) et peut avantageusement offrir une large gamme d'options de mélange de combustible et d'air avec de moindres pertes et moins de problèmes de rétention de flamme en comparaison de techniques connues de mélange de combustible et d'air telles que l'interaction de jets d'injection avec un obstacle tel qu'un rebord de cratère. Par ailleurs, l'injection de combustible depuis des trous discrets dans la zone basale amont d'une concavité peut être employée par l'intermédiaire d'une concavité sans bord usiné tout en créant un mélange instable de combustible et d'air à moindre perte de pression différentielle. Comme les formes de réalisation décrites ici proposent une structure passive d'injection auto-oscillante de combustible, elles permettent avantageusement de réduire les problèmes d'acoustique et de dégagement de chaleur associé à l'acoustique, parmi d'autres dynamiques d'une chambre de combustion. La figure 8 illustre un exemple de système 100 de turbine à gaz pouvant employer une injection de combustible depuis des trous dans la zone basale amont d'une concavité, au moyen des principes décrits ici. Le système de turbine 100 peut, entre autres systèmes, avoir un moteur 120 à turbine à gaz. Le moteur 120 à turbine à gaz comporte une section compresseur 122, une section chambre de combustion 124 comprenant une pluralité de tubes à flammes 126 de chambre de combustion qui peuvent être conçus pour employer des trous d'injection de combustible dans la zone basale amont d'une concavité au moyen des principes décrits ici et d'un système d'allumage correspondant 127, et une section turbine 128 couplée à la section compresseur 122. Une section échappement 130 canalise les gaz d'échappement sortant du moteur 120 à turbine à gaz. Globalement, la section compresseur 122 comprime l'air arrivant dans la section chambre de combustion 124, qui mélange l'air comprimé avec un combustible et enflamme le mélange pour produire un gaz à haute pression à grande vitesse. La section turbine 128 extrait de l'énergie du gaz à haute pression à grande vitesse provenant de la section chambre de combustion 124. Pour plus de clarté et dans un souci de concision, seuls les aspects du système 100 de turbine à gaz utiles pour illustrer la forme de processus de combustion réalisée ont été décrits ici.
La section compresseur 122 peut comprendre tout dispositif apte à comprimer de l'air. Cet air comprimé peut être dirigé jusqu'à un orifice d'entrée de la section chambre de combustion 124. La section chambre de combustion 124 peut comprendre une pluralité d'injecteurs de combustible conçus pour mélanger l'air comprimé avec un combustible et acheminer le mélange jusqu'à un ou plusieurs tubes à flammes 126 de la section chambre de combustion 124. Le combustible fourni à chaque tube à flamme 126 de chambre de combustion peut être constitué par tout combustible liquide ou gazeux tel que du diesel ou du gaz naturel. Le combustible fourni à l'un quelconque des tubes à flammes 126 de chambre de combustion peut subir une combustion pour former un mélange à haute pression de sous-produits de combustion. Le mélange à haute température et haute pression obtenu à la sortie de la section chambre de combustion 124 peut être dirigé jusqu'à la section turbine 128. Les gaz de combustion peuvent alors sortir de la section turbine 128 avant d'être rejetés dans l'atmosphère via la section échappement 130. La figure 9 illustre une forme de réalisation d'un injecteur 150 de combustible qui peut être employé dans une turbine à gaz.
L'injecteur 150 de combustible comporte une pluralité d'aubes obliques 152 qui communiquent un tourbillonnement de prémélange au flux général pour créer des zones de recirculation de flux qui contribuent à stabiliser la zone de combustion et pour prolonger le temps de séjour afin de permettre l'allumage et d'améliorer l'efficacité de la combustion. La pluralité d'aubes 152 comportent des concavités 154, 156, 158 disposées dans celles-ci, chaque concavité étant conçue pour mélanger de manière passive le combustible injecté avec un tourbillon oscillant d'air circulant dans la concavité. Le tourbillon oscillant d'air est généré par l'intermédiaire d'un flux d'air principal passant par le passage principal d'air de l'injecteur 150 de combustible. Le combustible est injecté dans une zone basale amont d'au moins une concavité pour réaliser l'opération de mélange passif voulue du combustible et de l'air, à l'aide du tourbillon oscillant correspondant d'air. Bien que les concavités soient représentées disposées dans la surface extérieure des aubes obliques 152, l'opération de mélange voulue de combustible et d'air peut également être réalisée pour des opérations particulières en disposant des concavités dans des surfaces intérieures de parois de l'injecteur 150 de combustible lui-même ou dans n'importe quelle autre partie du passage principal de flux d'air de la chambre de combustion où un mélange de combustible et d'air est nécessaire. On notera que les aubes obliques 152 décrites ici en référence à la figure 9 sont généralement employées associées à une vrille de prémélange et ne sont pas identiques aux "obstacles" par ailleurs indiqués de façon générale dans le texte. Les obstacles évoqués ici, les plus couramment employés dans l'industrie, peuvent être constitués, sans limitation, par des moyens de retenue de flamme tels que des gouttières en V ou des coupelles cylindriques.
Bien que le mélange d'injection puisse être correctement réalisé par les aubes obliques 152, les concavités 154, 156, 158 empêchent en outre la rétention de flammes dans le dispositif de prémélange grâce aux principes décrits ici. Bien que des formes de réalisation particulières aient été décrites ici en référence à des jets d'injection rectilignes, ou à des jets parallèles en direction de la zone basale amont de concavités, d'autres orientations de jets par rapport aux concavités ou par rapport aux parois de la chambre de combustion/de l'injecteur peuvent également être employées pour limiter ou accentuer le mélange d'air et de combustible tout en accroissant également la résistance à la rétention de flammes dans un prémélangeur. En outre, les dimensions d'un trou d'injection peuvent varier selon les besoins d'une application et/ou d'un moteur particuliers. On notera également que bien que des formes de réalisation particulières ne représentant qu'un petit nombre de concavités à injection de combustible aient été décrites ici, d'autres formes de réalisation peuvent comporter diverses combinaisons, dont certaines peuvent employer ou non une injection de combustible. On peut. noter qu'au moins une concavité peut être ménagée dans une paroi extérieure d'un obstacle profilé 152 disposé sur. le passage du flux d'air principal de la chambre de combustion.. Au moins une concavité 154, 156, 158 comprenant un ou plusieurs trous d'injection de combustible ménagés dans celle-ci peut être conçue pour mélanger de manière passive un combustible injecté avec un flux. d'air .principal oscillant dans la concavité. afin. de réduire la production de. chaleur d'origine acoustique liée â la chambre de combustion. Enfin, au moins une concavité 154, 15-6, 158 comprenant un ou. plusieurs trous d'injection ménagés dans celle-ci peut être conçue. pour mélanger d'une manière passive un combustible injecté avec un flux d'air principal oscillant dans la concavité afin de réduire l'acoustique de chambre de combustion liée à ..la chambre de combustion:.
Liste des repères 10 Champ prévu de tourbillons appariés 12 Concavité 14 Champ prévu de tourbillon unique 16 Un des tourbillons appariés (16, 18) 18 Un des tourbillons appariés (16, 18) 20 Tourbillon unique 30 Concavité unique 32 Trou discret d'injection de combustible 34 Zone basale amont de concavité unique 36 Combustible 38 Flux d'air principal 40 Tourbillon de mélange expulsé 42 Une des deux concavités (42, 44) 44 Une des deux concavités (42, 44) 46 Zone d'écoulement pour la paire de concavités (42, 44) 50 Une des deux concavités (50, 52) 52 Une des deux concavités (50, 52) 54 Trou d'injection de combustible pour chaque concavité (50, 52) 55 Zone d'écoulement pour paire de concavités (50, 52) 60 Une des deux concavités (60, 62) 62 Une des deux concavités (60, 62) 64 Trous d'injection de combustible en forme de diffuseurs pour la paire de concavités (60, 62) 70 Une des deux concavités (70, 72) 72 Une des deux concavités (70, 72) 74 Une des deux concavités (74, 76) 76 Une des deux concavités (74, 76) 78 Trou d'injection de combustible pour concavité (74) 80 Trou d'injection de combustible pour concavité (76) 82 Surface du flux principal 84 Zone globale d'écoulement pour concavités (70), (72), (74), (76) 100 Système de turbine à gaz 120 Moteur à turbine à gaz 122 Section compresseur 124 Section chambre de combustion 126 Tubes à flammes de chambre de combustion 127 Système d'allumage 128 Section turbine 130 Section échappement 150 Injecteur de combustible 152 Aubes obliques 154 Concavité 156 Concavité 158 Concavité

Claims (10)

  1. REVENDICATIONS1. Structure de chambre de combustion, comportant : une chambre de combustion (124) ; et une ou plusieurs concavités (154), (156), (158) disposées dans une zone de flux d'air principal de la chambre de combustion (124), au moins un trou d'injection de combustible étant ménagé dans une zone basale amont d'au moins une concavité.
  2. 2. Structure de chambre de combustion selon la revendication 1, dans laquelle au moins une concavité est ménagée dans une paroi extérieure d'un obstacle profilé (152) disposé sur le passage du flux d'air principal de la chambre de combustion.
  3. 3. Structure de chambre de combustion selon la revendication 1, comprenant en outre une ou plusieurs concavités dépourvues de trous d'injection de combustible, au moins une concavité comprenant un ou plusieurs trous d'injection de combustible ménagés dans celle-ci étant disposée à proximité immédiate d'au moins une concavité dépourvue de tout trou d'injection de combustible ménagés dans celle-ci afin de créer une zone d'écoulement correspondante pour mélanger le combustible et l'air.
  4. 4. Structure de chambre de combustion selon la revendication 1, dans laquelle au moins une concavité comprenant un ou plusieurs trous d'injection de combustible ménagés dans celle-ci est disposée à proximité immédiate d'au moins une concavité comprenant un ou plusieurs trous d'injection de combustible ménagés dans celle-ci afin de créer une zone correspondante de circulation pour le mélange du combustible et de l'air.
  5. 5. Structure de chambre de combustion selon la revendication 1, dans laquelle la chambre de combustion est une chambre de combustion d'une turbine à gaz.
  6. 6. Structure de chambre de combustion selon la revendication 1, dans laquelle au moins une concavité (154), (156), (158) comprenant un ou plusieurs trous d'injection de combustible ménagés dans celle-ci est conçue pour mélanger de manière passive un combustible injecté avec le flux d'air principal circulant dans la concavité.
  7. 7. Structure de chambre de combustion selon la revendication 1, dans laquelle au moins une concavité (154), (156), (158) comprenant un ou plusieurs trous d'injection disposés dans celle-ci est conçue pour mélanger de manière passive un combustible injecté avec un tourbillon oscillant d'air circulant dans la concavité.
  8. 8. Structure de chambre de combustion selon la revendication 1, dans laquelle au moins une concavité (154), (156), (158) comprenant un ou plusieurs trous d'injection de combustible ménagés dans celle-ci est conçue pour mélanger de manière passive un combustible injecté avec un flux d'air principal oscillant dans la concavité afin de réduire la production de chaleur d'origine acoustique liée à la chambre de combustion.
  9. 9. Structure de chambre de combustion selon la revendication 1, dans laquelle au moins une concavité (154), (156), (158) comprenant un ou plusieurs trous d'injection ménagés dans celle-ci est conçue pour mélanger d'une manière passive un combustible injecté avec un flux d'air principal oscillant dans la concavité afin de réduire l'acoustique de chambre de combustion liée à la chambre de combustion.
  10. 10. Procédé pour faire fonctionner une chambre de combustion, le procédé comportant : la création d'une ou de plusieurs concavités (154), (156), (158) dans une zone de flux d'air principal d'une chambre de 5 combustion ; et l'injection d'un combustible dans la zone de flux d'air principal via un orifice d'injection de combustible ménagé dans une zone basale amont d'au moins une concavité (154), (156), (158).
FR1160093A 2010-11-08 2011-11-07 Jets auto-oscillants d'injection de combustible Expired - Fee Related FR2967239B1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/941.340 2010-11-08
US12/941,340 US8572981B2 (en) 2010-11-08 2010-11-08 Self-oscillating fuel injection jets

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR2967239A1 true FR2967239A1 (fr) 2012-05-11
FR2967239B1 FR2967239B1 (fr) 2018-04-27

Family

ID=45971288

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1160093A Expired - Fee Related FR2967239B1 (fr) 2010-11-08 2011-11-07 Jets auto-oscillants d'injection de combustible

Country Status (5)

Country Link
US (1) US8572981B2 (fr)
JP (1) JP5925464B2 (fr)
CN (1) CN102538012B (fr)
DE (1) DE102011055053A1 (fr)
FR (1) FR2967239B1 (fr)

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3076081A1 (fr) * 2015-04-01 2016-10-05 Siemens Aktiengesellschaft Générateur de turbulence, brûleur et chambre de combustion d'un moteur à turbine à gaz
KR101884694B1 (ko) * 2015-05-27 2018-08-02 두산중공업 주식회사 연료 분출구를 가진 노즐허브
US10392947B2 (en) 2015-07-13 2019-08-27 General Electric Company Compositions and methods of attachment of thick environmental barrier coatings on CMC components
US10378444B2 (en) 2015-08-19 2019-08-13 General Electric Company Engine component for a gas turbine engine
US10197278B2 (en) 2015-09-02 2019-02-05 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
US11149646B2 (en) 2015-09-02 2021-10-19 General Electric Company Piston ring assembly for a turbine engine
US9976746B2 (en) 2015-09-02 2018-05-22 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
US10168051B2 (en) 2015-09-02 2019-01-01 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
US10161266B2 (en) 2015-09-23 2018-12-25 General Electric Company Nozzle and nozzle assembly for gas turbine engine
US10563867B2 (en) 2015-09-30 2020-02-18 General Electric Company CMC articles having small complex features for advanced film cooling
CN108019774B (zh) * 2016-11-01 2019-12-06 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 用于燃气轮机的预混合燃料喷嘴和燃烧室
KR102024542B1 (ko) * 2017-07-14 2019-09-24 두산중공업 주식회사 연소기용 노즐 및 이를 구비하는 가스터빈
US11402097B2 (en) 2018-01-03 2022-08-02 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3455108A (en) * 1966-02-28 1969-07-15 Technology Uk Combustion devices
US3748852A (en) * 1969-12-05 1973-07-31 L Cole Self-stabilizing pressure compensated injector
US4052002A (en) * 1974-09-30 1977-10-04 Bowles Fluidics Corporation Controlled fluid dispersal techniques
EP0769657A2 (fr) * 1995-10-19 1997-04-23 General Electric Company Brûleur de prémélange pour chambre de combustion avec émission réduite
GB2337102A (en) * 1998-05-09 1999-11-10 Europ Gas Turbines Ltd Gas-turbine engine combustor
EP1087178A1 (fr) * 1999-09-23 2001-03-28 Nuovo Pignone Holding S.P.A. Chambre de prémélange pour turbines à gaz
US6343927B1 (en) * 1999-07-23 2002-02-05 Alstom (Switzerland) Ltd Method for active suppression of hydrodynamic instabilities in a combustion system and a combustion system for carrying out the method
EP1201995A2 (fr) * 2000-10-23 2002-05-02 ALSTOM Power N.V. Sytème de combustion pour turbine à gaz
EP1890083A1 (fr) * 2006-08-16 2008-02-20 Siemens Aktiengesellschaft Injecteur de carburant pour une turbine à gaz
EP2085698A1 (fr) * 2008-02-01 2009-08-05 Siemens Aktiengesellschaft Pilotage d'un brûleur à jets à grande vitesse à l'aide d'un pilote par écoulement à vortex guidé
US20100011770A1 (en) * 2008-07-21 2010-01-21 Ronald James Chila Gas Turbine Premixer with Cratered Fuel Injection Sites
US20100199675A1 (en) * 2009-02-12 2010-08-12 General Electric Company Fuel injection for gas turbine combustors

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3510239A (en) * 1966-04-18 1970-05-05 Maurice Partiot Directional radiant heaters
CA969088A (en) * 1971-12-21 1975-06-10 Firma Schwank G.M.B.H. Burner-plate for infra-red radiators
US5857339A (en) * 1995-05-23 1999-01-12 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Combustor flame stabilizing structure
US6383602B1 (en) * 1996-12-23 2002-05-07 General Electric Company Method for improving the cooling effectiveness of a gaseous coolant stream which flows through a substrate, and related articles of manufacture
US6481209B1 (en) * 2000-06-28 2002-11-19 General Electric Company Methods and apparatus for decreasing combustor emissions with swirl stabilized mixer
DE10040869A1 (de) 2000-08-21 2002-03-07 Alstom Power Nv Verfahren und Vorrichtung zur Unterdrückung von Strömungswirbeln innerhalb einer Strömungskraftmaschine
US6715983B2 (en) 2001-09-27 2004-04-06 General Electric Company Method and apparatus for reducing distortion losses induced to gas turbine engine airflow
US6675581B1 (en) * 2002-07-15 2004-01-13 Power Systems Mfg, Llc Fully premixed secondary fuel nozzle
US7057326B2 (en) * 2003-05-29 2006-06-06 General Electric Company Rotor body containment shell with reduced windage losses
ITTO20031013A1 (it) 2003-12-16 2005-06-17 Ansaldo Energia Spa Sistema di smorzamento di instabilita' termoacustiche in un dispositivo combustore per una turbina a gas.
WO2006105616A1 (fr) 2005-04-08 2006-10-12 Commonwealth Scientific And Industrial Research Organisation Procede pour melange microfluidique et dispositif de melange
JP4476177B2 (ja) * 2005-06-06 2010-06-09 三菱重工業株式会社 ガスタービンの燃焼バーナー
GB2435508B (en) * 2006-02-22 2011-08-03 Siemens Ag A swirler for use in a burner of a gas turbine engine
US20080104961A1 (en) * 2006-11-08 2008-05-08 Ronald Scott Bunker Method and apparatus for enhanced mixing in premixing devices
JP4296519B2 (ja) 2006-12-19 2009-07-15 株式会社日立製作所 燃料噴射弁
JP2008248733A (ja) * 2007-03-29 2008-10-16 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン用高温部材
EP2169304A1 (fr) * 2008-09-25 2010-03-31 Siemens Aktiengesellschaft Aube de turbulence
US9021811B2 (en) * 2009-05-05 2015-05-05 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine swirler including a vortex generator device and fuel injection openings arranged between adjacent vanes
US20110023494A1 (en) * 2009-07-28 2011-02-03 General Electric Company Gas turbine burner

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3455108A (en) * 1966-02-28 1969-07-15 Technology Uk Combustion devices
US3748852A (en) * 1969-12-05 1973-07-31 L Cole Self-stabilizing pressure compensated injector
US4052002A (en) * 1974-09-30 1977-10-04 Bowles Fluidics Corporation Controlled fluid dispersal techniques
EP0769657A2 (fr) * 1995-10-19 1997-04-23 General Electric Company Brûleur de prémélange pour chambre de combustion avec émission réduite
GB2337102A (en) * 1998-05-09 1999-11-10 Europ Gas Turbines Ltd Gas-turbine engine combustor
US6343927B1 (en) * 1999-07-23 2002-02-05 Alstom (Switzerland) Ltd Method for active suppression of hydrodynamic instabilities in a combustion system and a combustion system for carrying out the method
EP1087178A1 (fr) * 1999-09-23 2001-03-28 Nuovo Pignone Holding S.P.A. Chambre de prémélange pour turbines à gaz
EP1201995A2 (fr) * 2000-10-23 2002-05-02 ALSTOM Power N.V. Sytème de combustion pour turbine à gaz
EP1890083A1 (fr) * 2006-08-16 2008-02-20 Siemens Aktiengesellschaft Injecteur de carburant pour une turbine à gaz
EP2085698A1 (fr) * 2008-02-01 2009-08-05 Siemens Aktiengesellschaft Pilotage d'un brûleur à jets à grande vitesse à l'aide d'un pilote par écoulement à vortex guidé
US20100011770A1 (en) * 2008-07-21 2010-01-21 Ronald James Chila Gas Turbine Premixer with Cratered Fuel Injection Sites
US20100199675A1 (en) * 2009-02-12 2010-08-12 General Electric Company Fuel injection for gas turbine combustors

Also Published As

Publication number Publication date
JP5925464B2 (ja) 2016-05-25
JP2012102995A (ja) 2012-05-31
US20120111015A1 (en) 2012-05-10
CN102538012B (zh) 2015-08-12
US8572981B2 (en) 2013-11-05
FR2967239B1 (fr) 2018-04-27
DE102011055053A1 (de) 2012-05-10
CN102538012A (zh) 2012-07-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
FR2967239A1 (fr) Jets auto-oscillants d'injection de combustible
FR2968064A1 (fr) Premelangeur pour systeme de combustion
FR2970066A1 (fr) Dispositif de combustion a injecteurs decales
EP1640662B1 (fr) Injecteur à effervescence pour système aéromécanique d'injection air/carburant dans une chambre de combustion de turbomachine
JP5773342B2 (ja) 燃料噴射装置
FR2965894A1 (fr) Dispositif de combustion a systeme d'injection de combustible pauvre en amont des buses
FR2971040A1 (fr) Systeme de premelange d'air et de combustible dans une tuyere de combustible
FR2931537A1 (fr) Procedes et systemes pour reduire la dynamique de combustion
FR2933766A1 (fr) Dispositif de premelange pour moteur a turbine.
FR2970553A1 (fr) Systeme de regulation de debit dans un injecteur multitubulaire de combustible
FR3054645A1 (fr) Systeme de combustion a injection directe de melange pauvre
JP2002031343A (ja) 燃料噴出部材、バーナ、燃焼器の予混合ノズル、燃焼器、ガスタービン及びジェットエンジン
FR2967754A1 (fr) Premelangeur pour chambre de combustion
EP1640661A2 (fr) Système aérodynamique à effervescence d'injection air/carburant dans une chambre de combustion de turbomachine
EP2976572B1 (fr) Systeme d'injection pour chambre de combustion de turbomachine comportant une paroi annulaire a profil interne convergent
FR2961889A1 (fr) Ensemble de buse d'injection de combustible
EP3530908A1 (fr) Chambre de combustion comportant deux types d'injecteurs dans lesquels les organes d'étanchéité ont un seuil d'ouverture différent
EP3430316B1 (fr) Chambre de combustion d'une turbine, notamment d'une turbine a cycle thermodynamique avec recuperateur, pour la production d'energie, en particulier d'energie electrique
US8413446B2 (en) Fuel injector arrangement having porous premixing chamber
FR2935042A1 (fr) Injecteur de combustible avec trous d'injection de combustible et procede de fonctionnement.
WO2021215458A1 (fr) Brûleur en grappe, chambre de combustion de turbine à gaz et turbine à gaz
WO2012175856A1 (fr) Procédé d'injection de carburant dans une chambre de combustion d'une turbine à gaz et système d'injection pour sa mise en oeuvre
WO2020158528A1 (fr) Brûleur, chambre de combustion comprenant celui-ci et turbine au gaz
FR2970515A1 (fr) Injecteur de combustible
FR3033030A1 (fr) Systeme d'injection d'un melange air-carburant dans une chambre de combustion de turbomachine d'aeronef, comprenant un venturi perfore de trous d'injection d'air

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 5

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 6

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 7

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 8

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 9

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 10

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 11

ST Notification of lapse

Effective date: 20230705