FR3039254A1 - Chambre de combustion comportant des dispositifs d'injection additionnels debouchant directement dans les zones de recirculation de coin, turbomachine la comprenant, et procede d'alimentation en carburant de celle-ci - Google Patents

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Abstract

Chambre de combustion (18) pour turbomachine d'aéronef, comprenant une paroi annulaire de fond de chambre (40), une rangée annulaire de systèmes d'injection (42) montés dans la paroi annulaire de fond de chambre (40), chaque système d'injection comprenant une vrille d'entrée d'air (56, 58) et un nez d'injection de carburant principal (54) configurés pour délivrer une nappe de carburant centrée sur un axe d'injection (44) et comprenant une zone de recirculation centrale (62), et une zone de recirculation de coin (64) s'étendant annulairement autour de la zone de recirculation centrale (62), et une pluralité de dispositifs d'injection de carburant additionnels (70) montés dans la paroi de fond de chambre (40) et respectivement configurés pour injecter du carburant (71) directement dans les zones de recirculation de coin (64) respectivement produites par les systèmes d'injection (42).

Description

CHAMBRE DE COMBUSTION COMPORTANT DES DISPOSITIFS D'INJECTION ADDITIONNELS DÉDBOUCHANT DIRECTEMENT DANS LES ZONES DE RECIRCULATION DE COIN, TURBOMACHINE LA COMPRENANT, ET PROCÉDÉ D'ALIMENTATION EN
CARBURANT DE CELLE-CI
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention se rapporte au domaine des turbomachines pour aéronef et concerne plus particulièrement une chambre de combustion équipée de systèmes d'injection générant un écoulement rotationnel de mélange d'air et de carburant laissant apparaître une zone de recirculation centrale et une zone de recirculation de coin. L'invention concerne également une turbomachine comprenant une telle chambre de combustion, ainsi qu'un procédé d'alimentation en carburant d'une telle chambre de combustion.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE
La figure 1 annexée illustre une turbomachine 10 pour aéronef d'un type connu, par exemple un turboréacteur à double flux, comportant de manière générale une soufflante 12 destinée à l'aspiration d'un flux d'air se divisant en aval de la soufflante en un flux primaire alimentant un cœur de la turbomachine et un flux secondaire contournant ce cœur. Le cœur de la turbomachine comporte, de manière générale, un compresseur basse pression 14, un compresseur haute pression 16, une chambre de combustion 18, une turbine haute pression 20 et une turbine basse pression 22. La turbomachine est carénée par une nacelle 24 entourant l'espace d'écoulement 26 du flux secondaire. Les rotors de la turbomachine sont montés rotatifs autour d'un axe longitudinal 28 de la turbomachine.
La figure 2 représente la chambre de combustion 18 de la turbomachine de la figure 1. De manière classique, cette chambre de combustion, qui est de type annulaire, comprend deux parois annulaires coaxiales, respectivement radialement interne 32 et radialement externe 34, qui s'étendent de l'amont vers l'aval, selon le sens 36 d'écoulement du flux primaire de gaz dans la turbomachine, autour de l'axe de la chambre de combustion qui se confond avec l'axe 28 de la turbomachine. Ces parois annulaires interne 32 et externe 34 sont reliées entre elles à leur extrémité amont par une paroi annulaire de fond de chambre 40 qui s'étend sensiblement radialement autour de l'axe 28. Cette paroi annulaire de fond de chambre 40 est équipée de systèmes d'injection 42 répartis autour de l'axe 28 pour permettre chacun l'injection d'un prémélange d'air et de carburant centré selon un axe d'injection 44 respectif.
De plus, la chambre de combustion est en général équipée d'une ou deux bougies d'allumage 45 montées au travers de la paroi annulaire externe 34.
En fonctionnement, une partie 46 d'un flux d'air 48 provenant du compresseur 16 alimente les systèmes d'injection 42 tandis qu'une autre partie 50 de ce flux d'air contourne la chambre de combustion en s'écoulant vers l'aval le long des parois coaxiales 32 et 34 de cette chambre et permet notamment l'alimentation d'orifices d'entrée d'air prévus au sein de ces parois 32 et 34.
Comme le montre la figure 3, chaque système d'injection 42 comporte de manière générale une douille 52, parfois dénommée « traversée coulissante », dans laquelle un nez d'injection de carburant 54 est monté, ainsi qu'une ou plusieurs vrilles d'entrée d'air 56, 58, et enfin un bol 60, parfois dénommé « bol mélangeur», qui prend essentiellement la forme d'une paroi annulaire ayant une partie tronconique évasée vers l'aval. Ces éléments sont centrés par rapport à l'axe d'injection 44. Par commodité, le nez d'injection de carburant 54 est dénommé « nez d'injection de carburant principal » dans ce qui suit.
Les vrilles d'entrée d'air 56, 58 sont séparées l'une de l'autre par un venturi 59 et permettent d'obtenir un écoulement rotationnel 61, parfois dénommé « écoulement swirlé », qui donne naissance à deux types de zones de recirculation : une zone de recirculation centrale 62 et une zone de recirculation de coin 64, s'étendant autour de la zone de recirculation centrale. La référence 66 désigne la limite de la zone de recirculation centrale 62, qui se referme vers l'aval.
La technologie actuelle d'injection repose sur l'utilisation d'un nez d'injection de carburant 54 de type aérodynamique ou aéromécanique, configuré pour pulvériser le carburant vers la zone de recirculation centrale 62, qui permet notamment de stabiliser la flamme de combustion.
Cependant, en cas de redémarrage en vol, les conditions thermiques du moteur font qu'il est difficile de créer un noyau d'énergie et de le propager afin d'obtenir une combustion auto-entretenue. L'air alimentant la chambre est froid et ne favorise pas le processus d'initiation de la combustion.
Suivant les dimensions de la chambre et la position de la bougie d'allumage, il arrive que dans certaines conditions de fonctionnement le noyau d'énergie au voisinage de la bougie ne soit pas capté par la zone de recirculation centrale et que le processus d'allumage échoue. Une autre cause possible d'échec peut être une concentration insuffisante en carburant au voisinage de la bougie pour l'obtention d'un noyau d'énergie.
Par ailleurs, en fonctionnement établi, les zones de recirculation de coin jouent également un rôle dans la stabilisation de la flamme. Un phénomène d'extinction peut ainsi résulter d'une mauvaise carburation entre l'air et le carburant dans la zone de recirculation de coin, en particulier au régime de ralenti et aux régimes inférieurs au régime de ralenti.
EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, économique et efficace à ces problèmes, permettant d'éviter au moins en partie les inconvénients précités. L'invention propose à cet effet une chambre de combustion pour turbomachine d'aéronef, comprenant : une paroi annulaire de fond de chambre et deux parois annulaires coaxiales reliées entre elles par ladite paroi annulaire de fond de chambre et centrées par rapport à un axe longitudinal de la chambre de combustion ; et une rangée annulaire de systèmes d'injection montés dans la paroi annulaire de fond de chambre, chaque système d'injection comprenant au moins une vrille d'entrée d'air et un nez d'injection de carburant principal configurés pour délivrer une nappe de carburant centrée sur un axe d'injection et comprenant une zone de recirculation centrale et une zone de recirculation de coin s'étendant annulairement autour de la zone de recirculation centrale.
Selon l'invention, la chambre de combustion comprend en outre une pluralité de dispositifs d'injection de carburant additionnels montés dans la paroi de fond de chambre et respectivement configurés pour injecter du carburant directement dans les zones de recirculation de coin respectives des systèmes d'injection. L'expression « injecter du carburant directement dans les zones de recirculation de coin » vise à spécifier que le carburant issu des dispositifs d'injection de carburant additionnels atteint les zones de recirculation de coin sans passer par d'autres parties de la nappe de carburant, en particulier sans passer par la zone de recirculation centrale, et sans passer par la zone de l'écoulement située à l'intérieur des systèmes d'injection. A cet effet, les dispositifs d'injection additionnels débouchent respectivement en regard des zones de recirculation de coin. L'invention permet notamment d'alimenter les nez d'injection secondaires en carburant lors de l'allumage de la chambre de combustion. Cela permet en particulier, en cas de redémarrage en vol, d'augmenter la capacité de rallumage de la chambre par l'ajout de zones de combustion au niveau des zones de recirculation de coin, ce qui favorise la propagation du noyau d'énergie. L'invention permet en outre de stabiliser la flamme aux faibles régimes.
Elle permet en particulier d'abaisser la limite d'extinction de la chambre de combustion du fait que les zones de recirculation de coin sont les zones qui s'éteignent en dernier lors d'une extinction de la chambre de combustion.
Par ailleurs, l'invention permet d'améliorer l'homogénéité de la zone de combustion au sein de la chambre de combustion, ce qui permet d'améliorer le profil de température en sortie de la chambre de combustion, et plus généralement, de réduire les émissions de NOx.
De préférence, chaque dispositif d'injection additionnel comprend au moins un nez d'injection de carburant secondaire raccordé à une source d'alimentation en carburant, et monté au travers de la paroi de fond de chambre en étant espacé du système d'injection correspondant.
De préférence, ledit au moins un nez d'injection de carburant secondaire de chaque dispositif d'injection additionnel consiste en une pluralité de nez d'injection de carburant secondaires. Ces derniers sont de préférence agencés symétriquement par rapport à un plan passant par l'axe de la chambre de combustion et par l'axe d'injection du système d'injection correspondant.
De préférence, ladite pluralité de nez d'injection de carburant secondaires de chaque dispositif d'injection additionnel consiste en quatre nez d'injection de carburant secondaires.
De préférence, chaque dispositif d'injection additionnel comprend un circuit de distribution de carburant reliant chacun des nez d'injection de carburant secondaires du dispositif d'injection additionnel à ladite source d'alimentation en carburant. L'invention concerne également une turbomachine, comprenant une chambre de combustion du type décrit ci-dessus. L'invention concerne encore un procédé d'alimentation en carburant d'une chambre de combustion du type décrit ci-dessus, comprenant : la fourniture de carburant aux nez d'injection de carburant secondaires lorsque la chambre de combustion fonctionne à un régime inférieur ou égal au régime de ralenti, de sorte que les dispositifs d'injection de carburant additionnels injectent alors un supplément de carburant directement dans les zones de recirculation de coin respectives produites par les systèmes d'injection de la chambre de combustion, et l'arrêt de la fourniture de carburant aux nez d'injection de carburant secondaires lorsque la chambre de combustion fonctionne à un régime supérieur au régime de ralenti.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS L'invention sera mieux comprise, et d'autres détails, avantages et caractéristiques de celle-ci apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1, déjà décrite, est une vue schématique partielle en coupe axiale d'une turbomachine d'un type connu ; - la figure 2, déjà décrite, est une vue schématique partielle en coupe axiale d'une chambre de combustion de la turbomachine de la figure 1 ; - la figure 3, déjà décrite, est une vue schématique partielle en coupe axiale d'un système d'injection équipant la chambre de combustion de la figure 2 ; - la figure 4 est une vue semblable à la figure 2, illustrant une chambre de combustion selon un mode de réalisation préféré de l'invention ; - la figure 5 est une vue schématique partielle, depuis l'amont, de la chambre de combustion de la figure 4.
Dans l'ensemble de ces figures, des références identiques peuvent désigner des éléments identiques ou analogues. EXPOSÉ DÉTAILLÉ D'UN MODE DE RÉALISATION PRÉFÉRÉ
Les figures 4 et 5 illustrent une chambre de combustion 18 d'une turbomachine par exemple semblable à la turbomachine de la figure 1, sauf en ce que la chambre de combustion 18 comprend en outre une pluralité de dispositifs d'injection de carburant additionnels 70 montés dans la paroi de fond de chambre 40 et respectivement configurés pour injecter du carburant 71 directement dans les zones de recirculation de coin 64 respectives des systèmes d'injection 42.
Plus précisément, chaque dispositif d'injection additionnel comprend un ou plusieurs nez d'injection de carburant secondaires 72 (très schématiquement représentés) montés au travers de la paroi de fond de chambre 40. Dans l'exemple illustré, les nez d'injection de carburant secondaires 72 traversent en outre un déflecteur de fond de chambre 73.
Ces nez d'injection de carburant secondaires 72, par exemple au nombre de quatre, sont espacés du système d'injection 42 correspondant, comme le montre plus clairement la figure 5, de sorte que les nez d'injection de carburant secondaires 72 débouchent en regard de la zone de recirculation de coin 64 induite par le système d'injection 42.
Il est à noter qu'un seul dispositif d'injection de carburant additionnel 70 est visible sur la figure 5, les deux dispositifs qui lui sont consécutifs ayant été omis pour plus de clarté.
Les nez d'injection de carburant secondaires 72 sont agencés symétriquement par rapport à un plan P (figure 5) passant par l'axe 28 de la chambre de combustion et par l'axe d'injection 44 du système d'injection 42 correspondant (figure 4).
Les nez d'injection de carburant secondaires 72 de chaque dispositif d'injection de carburant additionnel 70 sont raccordés à une source d'alimentation en carburant, qui est par exemple l'injecteur 74 qui alimente le système d'injection 42 correspondant.
Dans le cas où chaque dispositif d'injection de carburant additionnel 70 comporte plusieurs nez d'injection secondaires 72, comme dans l'exemple illustré, ces nez d'injection secondaires 72 sont de préférence raccordés à un circuit de distribution de carburant 76 lui-même relié à la source d'alimentation en carburant.
Dans l'exemple illustré, le circuit de distribution de carburant prend la forme d'un conduit formant une boucle fermée autour du système d'injection 42. Un tuyau 78 (visible uniquement sur la figure 4, de manière très schématique) relie ce conduit à l'injecteur 74.
Les circuits de distribution de carburant respectifs des différents dispositifs d'injection de carburant additionnels 70 sont donc indépendants les uns des autres.
En variante, les circuits de distribution de carburant respectifs des différents dispositifs d'injection de carburant additionnels 70 peuvent être raccordés les uns aux autres.
En variante également, les différents nez d'injection de carburant secondaires 72 de chaque dispositif d'injection de carburant additionnel 70 peuvent être raccordés à la source de carburant indépendamment les uns des autres.
En variante encore, la source d'alimentation en carburant peut ne pas être commune aux nez d'injection de carburant principaux 54 et secondaires 72 mais être une source dédiée à ces derniers.
Il est à noter que seuls les nez d'injection de carburant principaux 54 sont du type aérodynamique ou aéromécanique. Les nez d'injection de carburant secondaires 72 ne comportent pas d'entrées d'air et se limitent donc purement à la pulvérisation de carburant.
Les dispositifs d'injection de carburant additionnels 70 peuvent être utilisés pour la mise en oeuvre d'un procédé d'alimentation en carburant de la chambre de combustion 18 décrite ci-dessus.
Ce procédé comprend d'une part l'alimentation en carburant des nez d'injection principaux 54, d'une manière conventionnelle.
Ce procédé comprend d'autre part l'alimentation en carburant des nez d'injection secondaires 72 lorsque la chambre de combustion fonctionne à un régime inférieur ou égal au régime de ralenti, et l'arrêt de l'alimentation en carburant de ces nez d'injection secondaires 72 lorsque la chambre de combustion fonctionne à un régime supérieur au régime de ralenti.
Ainsi, lorsque la chambre de combustion fonctionne à un régime inférieur ou égal au régime de ralenti, les dispositifs d'injection de carburant additionnels 70 injectent un supplément de carburant directement dans les zones de recirculation de coin 64 respectives produites par les systèmes d'injection 42 de la chambre de combustion 18.
La mise en oeuvre du procédé peut être assurée électroniquement par l'unité de contrôle du moteur (couramment dénommée « ECU » ou « Engine Control Unit») qui équipe conventionnellement la turbomachine, ou bien mécaniquement, par exemple au moyen de vannes équipant les nez d'injection secondaires 72 et configurées pour adopter un état ouvert lorsque la pression de carburant correspond à un régime de fonctionnement inférieur ou égal au régime de ralenti, et pour adopter un état fermé lorsque la pression de carburant correspond à un régime de fonctionnement supérieur au régime de ralenti. L'invention permet donc notamment d'alimenter les nez d'injection secondaires 72 en carburant lors de l'allumage de la chambre de combustion. Cela permet en particulier, en cas de redémarrage en vol, d'augmenter la capacité de rallumage de la chambre par l'ajout de zones de combustion au niveau des zones de recirculation de coin 64, ce qui favorise la propagation du noyau d'énergie. L'invention permet en outre de stabiliser la flamme aux faibles régimes, et permet en particulier d'abaisser la limite d'extinction de la chambre de combustion du fait que les zones de recirculation de coin 64 sont les zones qui s'éteignent en dernier lors d'une extinction de la chambre de combustion.
Par ailleurs, l'invention permet d'améliorer l'homogénéité de la zone de combustion au sein de la chambre de combustion, ce qui permet d'améliorer le profil de température en sortie de la chambre de combustion, et plus généralement, de réduire les émissions de NOx.

Claims (7)

  1. REVENDICATIONS
    1. Chambre de combustion (18) pour turbomachine d'aéronef, comprenant : - une paroi annulaire de fond de chambre (40) et deux parois annulaires coaxiales (32, 34) reliées entre elles par ladite paroi annulaire de fond de chambre et centrées par rapport à un axe longitudinal (28) de la chambre de combustion ; et - une rangée annulaire de systèmes d'injection (42) montés dans la paroi annulaire de fond de chambre (40), chaque système d'injection comprenant au moins une vrille d'entrée d'air (56, 58) et un nez d'injection de carburant principal (54) configurés pour délivrer une nappe de carburant centrée sur un axe d'injection (44) et comprenant une zone de recirculation centrale (62), et une zone de recirculation de coin (64) s'étendant annulairement autour de la zone de recirculation centrale (62) ; caractérisée en ce que : - la chambre de combustion comprend en outre une pluralité de dispositifs d'injection de carburant additionnels (70) montés dans la paroi de fond de chambre (40) et respectivement configurés pour injecter du carburant (71) directement dans les zones de recirculation de coin (64) respectivement produites par les systèmes d'injection (42).
  2. 2. Chambre de combustion selon la revendication 1, dans laquelle chaque dispositif d'injection additionnel (70) comprend au moins un nez d'injection de carburant secondaire (72) raccordé à une source d'alimentation en carburant (74), et monté au travers de la paroi de fond de chambre (40) en étant espacé du système d'injection (42) correspondant.
  3. 3. Chambre de combustion selon la revendication 2, dans laquelle ledit au moins un nez d'injection de carburant secondaire (72) de chaque dispositif d'injection additionnel (70) consiste en une pluralité de nez d'injection de carburant secondaires (72) agencés symétriquement par rapport à un plan (P) passant par l'axe (28) de la chambre de combustion et par l'axe d'injection (44) du système d'injection (42) correspondant.
  4. 4. Chambre de combustion selon la revendication 3, dans laquelle ladite pluralité de nez d'injection de carburant secondaires (72) de chaque dispositif d'injection additionnel (70) consiste en quatre nez d'injection de carburant secondaires (72).
  5. 5. Chambre de combustion selon la revendication 3, dans laquelle chaque dispositif d'injection additionnel (70) comprend un circuit de distribution de carburant (76) reliant chacun des nez d'injection de carburant secondaires (72) du dispositif d'injection additionnel à ladite source d'alimentation en carburant (74).
  6. 6. Turbomachine (10), caractérisée en ce qu'elle comprend une chambre de combustion (18) selon l'une quelconque des revendications 1 à 5.
  7. 7. Procédé d'alimentation en carburant d'une chambre de combustion (18) selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce qu'il comprend : - la fourniture de carburant aux nez d'injection de carburant secondaires (72) lorsque la chambre de combustion (18) fonctionne à un régime inférieur ou égal au régime de ralenti, de sorte que les dispositifs d'injection de carburant additionnels (70) injectent alors un supplément de carburant directement dans les zones de recirculation de coin (64) respectives produites par les systèmes d'injection (42) de la chambre de combustion, et - l'arrêt de la fourniture de carburant aux nez d'injection de carburant secondaires (72) lorsque la chambre de combustion fonctionne à un régime supérieur au régime de ralenti.
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Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3098514A1 (fr) * 2015-05-29 2016-11-30 Siemens Aktiengesellschaft Agencement de chambre de combustion
US11313560B2 (en) * 2018-07-18 2022-04-26 General Electric Company Combustor assembly for a heat engine
FR3099546B1 (fr) 2019-07-29 2021-08-06 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion comportant des systèmes d'injection secondaires injectant de l'air et du carburant directement dans des zones de recirculation de coin, turbomachine la comprenant, et procédé d'alimentation en carburant de celle-ci
FR3109179B1 (fr) * 2020-04-10 2023-05-12 Safran Aircraft Engines Grille de conduit de décharge optimisée et vanne de décharge optimisée
US20240159398A1 (en) * 2022-11-13 2024-05-16 Raytheon Technologies Corporation Fuel injector assembly for gas turbine engine

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5201650A (en) * 1992-04-09 1993-04-13 Shell Oil Company Premixed/high-velocity fuel jet low no burner
US20040209129A1 (en) * 2001-10-01 2004-10-21 Elisabetta Carrea Combustion process, in particular for a process for generating electrical current and/or heat
US20110185735A1 (en) * 2010-01-29 2011-08-04 United Technologies Corporation Gas turbine combustor with staged combustion
US20120234013A1 (en) * 2011-03-18 2012-09-20 Delavan Inc Recirculating product injection nozzle

Family Cites Families (32)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3961475A (en) * 1972-09-07 1976-06-08 Rolls-Royce (1971) Limited Combustion apparatus for gas turbine engines
US4035137A (en) * 1973-04-26 1977-07-12 Forney Engineering Company Burner unit
DE2460740C3 (de) * 1974-12-21 1980-09-18 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen Brennkammer für Gasturbinentriebwerke
US4373325A (en) * 1980-03-07 1983-02-15 International Harvester Company Combustors
US4343147A (en) * 1980-03-07 1982-08-10 Solar Turbines Incorporated Combustors and combustion systems
DE69129858T2 (de) * 1990-10-05 1998-12-03 Massachusetts Inst Technology Verbrennungsanlage mit vermindertem ausstoss von stickstoffoxiden
US5251447A (en) * 1992-10-01 1993-10-12 General Electric Company Air fuel mixer for gas turbine combustor
US5299930A (en) * 1992-11-09 1994-04-05 Forney International, Inc. Low nox burner
US5638682A (en) * 1994-09-23 1997-06-17 General Electric Company Air fuel mixer for gas turbine combustor having slots at downstream end of mixing duct
US5865024A (en) * 1997-01-14 1999-02-02 General Electric Company Dual fuel mixer for gas turbine combustor
US6164074A (en) * 1997-12-12 2000-12-26 United Technologies Corporation Combustor bulkhead with improved cooling and air recirculation zone
JP2001182908A (ja) * 1999-12-22 2001-07-06 Tokyo Gas Co Ltd 低ＮＯｘバーナおよび低ＮＯｘバーナの燃焼方法
US6389815B1 (en) * 2000-09-08 2002-05-21 General Electric Company Fuel nozzle assembly for reduced exhaust emissions
EP1255080B1 (fr) * 2001-04-30 2008-09-03 ALSTOM Technology Ltd Brûleur catalytique
EP1255077B1 (fr) * 2001-04-30 2008-06-11 ALSTOM Technology Ltd Dispositif pour la combustion d'un mélange gazeux de combustible et comburant
US20020162333A1 (en) * 2001-05-02 2002-11-07 Honeywell International, Inc., Law Dept. Ab2 Partial premix dual circuit fuel injector
US6543235B1 (en) * 2001-08-08 2003-04-08 Cfd Research Corporation Single-circuit fuel injector for gas turbine combustors
GB2405197B (en) * 2003-08-16 2005-09-28 Rolls Royce Plc Fuel injector
US7621132B2 (en) * 2003-09-05 2009-11-24 Delavan Inc. Pilot combustor for stabilizing combustion in gas turbine engines
RU2407950C2 (ru) * 2003-09-05 2010-12-27 Делэвэн Инк Горелка для камеры сгорания газовой турбины (варианты)
US7137258B2 (en) * 2004-06-03 2006-11-21 General Electric Company Swirler configurations for combustor nozzles and related method
FR2901349B1 (fr) * 2006-05-19 2008-09-05 Snecma Sa Chambre de combustion d'une turbomachine
EP1950494A1 (fr) * 2007-01-29 2008-07-30 Siemens Aktiengesellschaft Chambre de combustion pour turbine à gaz
GB0812905D0 (en) * 2008-07-16 2008-08-20 Rolls Royce Plc Fuel injection system
US8215950B2 (en) * 2009-04-07 2012-07-10 Genral Electric Company Low emission and flashback resistant burner tube and apparatus
US8667800B2 (en) * 2009-05-13 2014-03-11 Delavan Inc. Flameless combustion systems for gas turbine engines
US8123150B2 (en) * 2010-03-30 2012-02-28 General Electric Company Variable area fuel nozzle
JP5772245B2 (ja) * 2011-06-03 2015-09-02 川崎重工業株式会社 燃料噴射装置
JP5889754B2 (ja) * 2012-09-05 2016-03-22 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン燃焼器
US9909755B2 (en) * 2013-03-15 2018-03-06 Fives North American Combustion, Inc. Low NOx combustion method and apparatus
FR3003632B1 (fr) * 2013-03-19 2016-10-14 Snecma Systeme d'injection pour chambre de combustion de turbomachine comportant une paroi annulaire a profil interne convergent
EP3140595B1 (fr) * 2014-05-08 2021-07-14 FGC Plasma Solutions LLC Procédé et appareil d'assistance à la combustion de carburant

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5201650A (en) * 1992-04-09 1993-04-13 Shell Oil Company Premixed/high-velocity fuel jet low no burner
US20040209129A1 (en) * 2001-10-01 2004-10-21 Elisabetta Carrea Combustion process, in particular for a process for generating electrical current and/or heat
US20110185735A1 (en) * 2010-01-29 2011-08-04 United Technologies Corporation Gas turbine combustor with staged combustion
US20120234013A1 (en) * 2011-03-18 2012-09-20 Delavan Inc Recirculating product injection nozzle

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