KR101767282B1 - 반대로 회전하는 접선방향 흐름을 갖는 다공 연소 체임버 - Google Patents

반대로 회전하는 접선방향 흐름을 갖는 다공 연소 체임버 Download PDF

Info

Publication number
KR101767282B1
KR101767282B1 KR1020127020965A KR20127020965A KR101767282B1 KR 101767282 B1 KR101767282 B1 KR 101767282B1 KR 1020127020965 A KR1020127020965 A KR 1020127020965A KR 20127020965 A KR20127020965 A KR 20127020965A KR 101767282 B1 KR101767282 B1 KR 101767282B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
channels
end wall
combustion chamber
annular
chamber
Prior art date
Application number
KR1020127020965A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20120116472A (ko
Inventor
베르나드 조셉 쟝-피에르 까레르
쟝-마르크 두보르디유-레이로트
로렌조 후아칸 에르난데즈
로베르트 세롯-그라시에
Original Assignee
사프란 헬리콥터 엔진스
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 사프란 헬리콥터 엔진스 filed Critical 사프란 헬리콥터 엔진스
Publication of KR20120116472A publication Critical patent/KR20120116472A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR101767282B1 publication Critical patent/KR101767282B1/ko

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/002—Wall structures
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/54—Reverse-flow combustion chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03041—Effusion cooled combustion chamber walls or domes
    • 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
    • F23R2900/03042—Film cooled combustion chamber walls or domes
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Cyclones (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

본 발명은 특히 터빈엔진용 연소체임버(100)에 관한 것으로, 연소 체임버는, 환상 내부벽(102)과, 환상 외부벽(104) 및, 축 주위로 연장하는 천공된 환상 체임버 단부벽(106)을 갖고, 상기 체임버 단부벽은 환상 내부벽과 환상 외부벽 사이에서 반경방향으로 연장하며, 환상 체임버 단부벽은 연료 인젝터를 수용하기 위한 적어도 하나의 개구부(110)가 구비되고, 상기 개구부는 원형라인과 환상 내부벽 사이에서 반경방향으로 연장하는 제1체임버 단부벽 부위(106a)과 원형라인과 환상 외부벽 사이에서 반경방향으로 연장하는 제2체임버 단부벽 부위(106b)를 형성하는 원형라인(113) 상에 실질적으로 중심이 맞춰진다. 본 발명은 접선방향으로 연장하면서 체임버 단부벽에 수직인 법선 벡터에 대하여 경사진 제1 및 제2채널(114, 116)을 포함하고, 제1채널들은 제1회전방향(SG1)으로 공기흐름을 제공하도록 배열되는 한편, 제2채널들은 제1회전방향에 반대인 제2회전방향(SG2)으로 공기흐름을 제공하도록 배열된 것을 특징으로 한다.

Description

반대로 회전하는 접선방향 흐름을 갖는 다공 연소 체임버{A multi-pierced combustion chamber with counter-rotating tangential flows}
본 발명은 연소 체임버, 특히 터빈엔진용 연소체임버에 관한 것이다. 본 발명은 특히 터빈엔진용 연소 체임버에 관한 것으로, 연소 체임버는 축 주위로 환상 (annular) 형상이면서 환상 내부벽과, 환상 외부벽 및, 상기 축 주위로 연장하는 환상 체임버 단부벽을 갖고, 상기 환상 체임버 단부벽은 환상 내부벽과 환상 외부벽 사이에서 반경방향으로 연장하며, 환상 체임버 단부벽은 연료 인젝터를 수용하기 위한 적어도 하나의 개구부가 구비되고, 상기 개구부는 원형라인과 환상 내부벽 사이에서 반경방향으로 연장하는 제1체임버 단부벽 부위를 형성하는 원형라인 상에 실질적으로 중심이 맞춰지며, 제2체임버 단부벽 부위는 원형라인과 환상 외부벽 사이에서 반경방향으로 연장하고, 연소체임버에서 제1체임버 단부벽 부위에 복수의 제1채널이 형성되고 또 제2체임버 단부벽 부위에 복수의 제2채널이 형성된다.
이러한 타입의 연소체임버는 공지되어 있고, 또 일 예가 문서 FR 2 733 582에 기재된다.
연소체임버 내부에서 냉각유체의 흐름을 제공하기 위하여 체임버 단부벽에 복수의 채널을 천공하는 것은 알려져 있다. 일반적으로, 압축기로부터 나오는 공기인 냉각유체는, 보호 공기필름을 생성하는 방식으로 환상 내부벽 및 외부벽의 내부표면 위로 스쳐 지나간다.
공지의 실시예에서, 냉각유체가 환상 내부벽의 내부표면 위로 스쳐 지나가도록 제1채널이 반경방향으로 위치되는 한편, 제2채널은 냉각유체가 환상 외부벽의 내부표면 위로 스쳐 지나가도록 반경방향으로 위치된다.
채널에 대한 이러한 구성은, 환상 외부벽 및 내부벽을 냉각하기 위하여 가장 유리하다.
그럼에도 불구하고, 연료인젝터는 일반적으로, 개구부에 중심을 둔 공기의 소용돌이를 발생하는 와류기(swirler)와 결합된다. 따라서 와류기로부터 나오는 공기의 회전운동은 채널들로부터 나오는 반경방향 흐름에 의하여 크게 교란된다는 것을 알 수 있다.
또한, 그러한 구성은 제1 및 제2채널이 원형라인 위에, 즉 공통 직경 위에 교대로 배열될 것을 요구한다. 이러한 원형라인을 따라 배열된 채널들 사이의 재료의 작은 연결(bridge)은, 제조에 높은 정밀도를 요구하고, 불합격품의 위험성을 높이며, 또 나아가서 체임버 단부벽의 기계적 강도를 약화시킨다.
본 발명의 목적은 상기 언급된 결점들을 제거하는 연소체임버를 제공하는 것이다.
본 발명의 상기한 목적은, 제1 및 제2채널이 체임버 단부벽에 수직인 법선(normal)벡터에 대하여 경사지면서 접선방향으로 연장한다는 사실과, 또 공기가 제1회전방향으로 연소체임버의 축 주위로 흐를 수 있도록 제1채널이 배열되는 한편, 공기가 제1회전방향에 대향하는 제2회전방향으로 연소체임버의 축 주위로 흐를 수 있도록 제2채널이 배열된다는 사실에 의하여, 달성된다.
환언하면, 제1 및 제2채널은 상기 축에 직각인 평면에 대하여 경사진다.
따라서 제1 및 제2채널이, 연소체임버의 축 주위로 반대방향으로 회전하는 2개의 공기의 회전흐름이 생성되도록 하는 것이 이해될 수 있다.
본 발명에 의하여, 원형라인 위에 교대로 제1 및 제2채널을 제공할 필요성이 더 이상 존재하지 않으므로, 연소체임버의 기계적 강도를 향상시킨다.
연소실이 연료 인젝터와 장착되도록 하기 위하여 개구부와 연동하는 적어도 하나의 와류기를 포함하는 바람직한 실시예에서, 와류기는 개구부 주위에 또 그리하여 인젝터 주위에, 제1 및 제2회전방향과 일치하여 공기의 회전흐름을 발생시키도록 배열된다.
환언하면, 종래기술과 달리, 제1 및 제2채널에 의하여 생성된 공기의 회전흐름은 와류기에 의하여 발생된 공기의 와류흐름과 일치한다.
따라서 회전흐름이, 와류기에 의하여 발생된 공기의 흐름을 유리하게 수반한다. 하나의 이점은, 연소체임버의 각 인젝터의 효율을 향상한다는 것이고, 그리하여 주어진 연소체임버에 대하여 인젝터의 개수를 유리하게 감소할 수 있도록 한다. 이는 연소체임버의 비용 및 중량을 감소시킨다.
유리하게, 제1 및 제2채널은 상기 법선벡터에(축에 수직인 평면에) 대하여 10°내지 40°범위의 절대값을 갖는 각도로 경사진다.
변형예에서, 제1단부벽 부위에 복수의 제3채널이 배열되고, 이 제3채널은 반경방향으로 연장하면서 법선벡터에(축에 수직인 평면에) 대하여 경사진다. 바람직하기에는, 제3채널은 실질적으로 구심성의 반경방향 공기흐름을 제공하도록 배열된다. 또한, 바람직하기에는, 제3채널은 환상 내부벽의 근처에 배열된다.
이러한 변형예에서, 복수의 제4채널이 제2단부벽 부위에 배열되고, 이 제4채널은 반경방향으로 연장하면서 법선벡터에(축에 수직인 평면에) 대하여 경사진다. 바람직하기에는, 제3채널은 실질적으로 원심성의 반경방향 공기흐름을 제공하도록 배열된다. 또한, 바람직하기에는, 제3채널은 환상 외부벽의 근처에 배열된다.
본 발명은, 특히 항공기용 터빈엔진을 또한 제공하고, 이 엔진은 본 발명에 따른 연소체임버를 갖는다.
비한정적인 예로 주어진 2가지 실시예의 이하의 기재를 읽음으로써 본 발명은 더 잘 이해될 수 있고 또 그 이점이 더 잘 드러날 수 있다.
도 1은, 본 발명의 환상 연소체임버를 갖는 항공기 터빈엔진의 부분 단면도이다.
도 1a는, 도 1의 상세도로서, 자신의 인젝터가 없는 연소체임버의 일부를 나타낸다.
도 2는, 제1 및 제2채널이 이 형성된 도 1a의 연소체임버의 단부벽을 도시하는 것으로, 제1 및 제2채널에 의해 생성된 공기흐름이 와류기에 의하여 발생된 와류흐름과 함께 도시된다.
도 3a는, 체임버 단부벽에 접선방향 및 수직인 평면 IIIA에서의 부분 단면도로서, 체임버 단부벽의 제1부위의 두께에 형성된 2개의 제1채널을 나타낸다.
도 3b는, 체임버 단부벽에 접선방향 및 수직인 평면 IIIB에서의 부분 단면도로서, 체임버 단부벽의 제2부위의 두께에 형성된 2개의 제2채널을 나타낸다.
도 4는, 도 2 체임버 단부벽의 변형예를 도시하고, 또한 반경방향 공기흐름을 발생하기 위하여 체임버 단부벽에 형성된 제3 및 제4채널을 나타낸다.
본 발명의 연소체임버가 특별하고 또 비한정적인 실시예를 참조하여 후술되는바, 체임버는 항공기 터빈엔진(10), 특히 헬리콥터 엔진에 장착된다.
공지된 방식으로, 엔진(10)은 압축공기 흐름을 발생하기 위하여 원심압축기 휠(14)을 포함하는 가스 발생기(12)를 갖는다. 이러한 공기흐름은, 본 발명에 따른 연소체임버(100)로 도입되어 연료와 혼합된다.다음, 혼합물은 연소체임버에서 연소되고, 또 연소가스에 의한 흐름은 고압터빈(16) 및 자유터빈(18)의 회전을 구동하는 역할을 한다.
도 1에 도시된 바와같이, 연소체임버(100)는 축(A)를 중심으로 환상 형상이고, 이 축은 터빈(16, 18)들의 회전축에 실질적으로 대응한다.
도 1a를 참조하면, 연소체임버(100)는 환상 내부벽(102)과, 환상 외부벽(104), 및 체임버 단부벽(106)을 갖고, 이들 부재들은 연소체임버(100)의 내부 체적을 형성한다. 또한, 연소체임버(100)는 연소가스가 배출되는 출구(108)를 갖는다. 연소체임버(100)는 "역류" 타입으로서, 연소체임버로 유입된 압축공기가 특히 체임버 단부벽를 매개로 발생한다.
축(A)에 대하여, 환상 외부벽(104)은 환상 내부벽(102)에서보다 더 큰 반경방향 높이를 갖는다. 또한, 환상의 외부 및 내부벽들은 실질적으로 동축상이다.
도 1a에 도시된 바와 같이, 체임버 단부벽(106)은 환상 내부벽(102)과 환상 외부벽(104)사이에서 반경방향으로 연장한다. 연료는, 잘 알려진 연료 인젝터(여기에 도시 안 됨)를 사용하여 체임버 단부벽(106)을 매개로 연소 체임버(100)내로 주입된다.
이러한 연료 인젝터는 체임버 단부벽(106)을 축방향으로 관통하는 개구부(110)에 장착된다.
본 실시예에서, 개구부(110)는 공기 및 연료의 혼합을 촉진할 목적으로 연료인젝터 주위에 공기흐름의 와류를 생성하는 역할을 하는 공지된 와류기(112)와 결합된다.
연소 체임버(100)외부로부터 축방향으로 본 체임버 단부벽(106)의 상세도인 도 2를 이하에서 참조한다.
본 발명의 이해를 돕기 위하여, 연소 체임버의 축(A)에 대하여 기준 프레임(ur, uθ , Z)이 규정되고, 여기서 ur은 반경방향 축, uθ은 원부방향 축, 또 Z는 축(A)에 평행한 축이다.
본 발명에서, 개구부(110)는 축(A) 상에 중심을 둔 원형라인(113)에 중심을 두고 또 상기 원형라인(113)과 환상 내부벽(102)사이에서 반경방향으로 연장하는 제1 체임버 단부벽 부위(106a)와 상기 원형라인(113)과 환상 외부벽(104)사이에서 반경방향으로 연장하는 제2 체임버 단부벽 부위(106b)를 반경방향으로 형성하며, 그리하여 제 1 및 제2 체임버 단부벽 부위들은 축(A) 주위로 환상으로 연장한다.
도 2에 도시된 바와 같이, 원형라인(114)은 바람직하기에는 환상 외부벽 및 내부벽(104, 102) 사이에 반경방향으로 중간에 위치된다.
제1 체임버 단부벽 부위(106a)는, 체임버 단부벽(106)의 두께(e)를 관통하는 복수의 제1채널(114)에 의하여 천공된다. 마찬가지로, 제2 체임버 단부벽 부위(106a)는, 체임버 단부벽(106)의 두께(e)를 관통하는 복수의 제2채널(116)에 의하여 천공된다. 상기에서 언급된 바와 같이, 이들 제1 및 제2 채널들은 환상 외부벽 및 내부벽의 냉각 및 연소 체임버(100)의 단부벽(106)의 냉각에 기여한다.
본 발명에 따르면, 제1 및 제2 채널(114, 116)들은, 체임버 단부벽(106)의 외부표면에 수직인 법선 벡터(n)에 대하여 경사져 있다. 또한, 제1 및 제2 채널(114, 116)들은, 접선(방위)방향, 즉 원주방향 축(uθ)에 평행한 방향으로 연장한다.
따라서 본 발명의 의미에서, 축(A)에 수직인 평면 상에 각각 제1 및 제2 채널의 투사는 축(A)에 중심을 둔 원에 접선방향으로 접한다.
도 3a를 참조하면, 이는 제1 체임버 단부벽 부위(106a)의 축방향 두께 단면도이고, 제1채널(114)들이 벡터(n)에 대하여 각도(α)로 경사져 있으며, 또 연소 체임버(100)의 내부를 향하여 냉각공기를 안내하는 역할을 하눈 것을 알 수 있다. 화살표(g)로 나타낸 이러한 흐름은, 체임버 단부의 내부표면에 보호필름을 생성하는 방식으로 내부표면 위로 스쳐 지나간다.
예로서, 경사각도는 10°내지 40°범위에서 선택될 수 있다.
또한, 도 3a로부터, 흐름(g)이 축(uθ)방향으로 지향되도록 제1채널(114)들이 배열되고, 또 그 결과로 제1채널(114)의 세트가 제1 회전방향(SG1)으로 흐름을 발생하기 위하여 적합함을 알 수 있다. 본 예에서, 제1 회전방향(SG1)은 시계방향이다. 따라서 흐름(g)은 축(A)주위로 또 그리하여 터빈(16, 18)의 회전축 주위로 회전한다.
이제 도 3b를 참조하면, 이는 제2 체임버 단부벽 부위(106b)의 축방향 두께 단면도이고, 제2채널(116)들이 벡터(n)에 대하여 각도(β)로 경사져 있고, 또 연소 체임버(100)의 내부를 향하여 냉각공기를 안내하는 역할을 함을 알 수 있다. 마찬가지로, 20°내지 40°범위에 놓인 경사각도(β)를 선택하는 것이 가능하다. 바람직하기에는, β = - α 이다. 환언하면, 각도(α, β)는 동일한 절대값이다.
또한, 도 3b로부터, 흐름(h)이 축(uθ)의 방향에 반대방향이 되도록 제2채널(116)이 배열되고, 또 그 결과로 제2채널(116)의 세트가 제1 회전방향(SG1)에 대향하는 제2 회전방향(SG2)으로 흐름을 발생하기 위하여 적합함을 알 수 있다. 따라서 본 예에서, 제2회전방향(SG2)은 반시계방향이다. 따라서 흐름(h)은 축(A)주위로 또 그리하여 터빈(16, 18)의 회전축 주위로 회전한다.
그 결과, 제1 회전방향(SG1)에서 흐름의 반경방향 폭은, 그 위로 제1채널(114)이 분포되는 반경방향 높이와 실질적으로 동일하다. 본 예에서, 이러한 반경방향 폭은 제1 단부벽 부위(106a)의 반경방향 폭에 실질적으로 대응한다. 마찬가지로, 제2 회전방향(SG1)에서 흐름의 반경방향 폭은, 그 위로 제2채널(116)이 분배되는 반경방향 높이와 실질적으로 동일하다. 본 예에서, 이러한 반경방향 폭은 제2 단부벽 부위(106b)의 반경방향 폭에 실질적으로 대응한다.
제1 및 제2채널들은 연소 체임버의 축 주위로 환상적으로 분포되고, 이러한 분포는 바람직하기에는 원형라인(113), 즉 일반적으로 환상 체임버 단부벽의 가운데 주위에 반경방향으로 집중된다.
도 2에, 와류기(112)에 의하여 발생된 와류 공기흐름의 회전방향을 나타내는 화살표(T1, T2)가 또한 도시된다. 이러한 와류 공기흐름은 축(z)에 중심을 둔 소용돌이(vortex)이고 또 이는 반시계방향이다.
화살표(T1)은 제1 단부벽 부위(106a)와의 와류흐름 레벨을 나타내는 한편, 화살표(T2)은 제2 단부벽 부위(106b)와의 와류흐름 레벨을 나타낸다.
도 2를 참조하면, 제1 회전방향(SG1)의 흐름은 와류흐름(T1)과 일치하는 반면에, 제2 회전방향(SG2)의 흐름은 와류흐름(T2)과 일치함을 알 수 있다.
따라서 본 발명에서 제1 및 제2채널(114, 116)에 의해 발생된 냉각공기 흐름은 와류기(112)에 의해 발생된 와류흐름(T1, T2)의 방향과 일치함을 알 수 있다. 그 결과로, 제1 및 제2채널에 의해 발생된 흐름은 와류흐름을 유리하개 보조하고 또 보강한다. 따라서 인젝터/와류기의 유효성은, 상당히 개선된다. 그리하여 이점은 인젝터 및 와류기의 개수를 감소할 수 있어서 연소 시스템의 중량 및 비용을 줄일 수 있다는 것이다.
도 4는 본 발명의 변형된 연소 체임버(200)를 도시한다.
이 연소 체임버(200)는, 복수의 제3채널(118) 및 복수의 제4채널(120)을 추가로 포함하는 점에서 도 2의 연소 체임버(100)와 다르다.
제3채널(118)들은 제1 단부벽 부위(106a)의 축방향 두께에 형성된다. 이들은 법선 벡터(n)에 대하여 경사지지만, 제1채널들과는 달리 구심성의 반경방향 공기흐름을 제공하도록 반경방향으로 연장한다. 환언하면, 제3채널(118)들은 축(ur)의 방향에 반대인 반경방향 (SG3)으로 연소체임버의 내부를 향하여 흐름을 발생하도록 배열된다.
본 예에서, 제3채널(118)들은 환상 내부벽의 근처에 배열된다. 특히, 이들은 환상 내부벽(102)에 인접하여 적어도 하나의 열(row) 위로 분포된다. 제3채널들에 의하여 발생된 반경방향 공기흐름은 환상 내부벽(102)의 내부표면의 냉각을 향상시키는 역할을 한다. 나아가서, 이러한 반경방향 공기흐름(SG3)이 와류기(112)로부터 일정거리에서 발생되기 때문에, 와류흐름(T1)을 방해하지 않는다.
제4채널(120)들은 제2 단부벽 부위(106b)의 축방향 두께에 배열된다. 이들은 법선 벡터(n)에 대하여 경사지지만, 제2채널들과는 달리 원심성의 반경방향 공기흐름을 제공하도록 반경방향으로 연장한다. 환언하면, 제4채널(120)들은 축(ur)의 방향에 대응하는 반경방향 (SG4)으로 연소체임버의 내부를 향하여 흐름을 발생하도록 배열된다.
본 예에서, 제4채널(120)들은 환상 외부벽(104)에 가까이 배열된다. 특히, 이들은 환상 외부벽(104)에 인접하여 적어도 하나의 열 위로 분포된다. 제4채널들에 의하여 발생된 반경방향 공기흐름은 환상 외부벽(104)의 내부표면의 냉각을 향상시키는 역할을 한다. 또한, 이러한 반경방향 공기흐름(SG4)이 와류기(112)로부터 일정거리에서 발생되기 때문에, 와류흐름(T2)을 방해하지 않는다.

Claims (10)

  1. 터빈엔진용 연소체임버(100, 200)로서, 상기 연소 체임버는, 축(A) 주위로 환상 형상이면서 환상 내부벽(102)과, 환상 외부벽(104) 및, 상기 축 주위로 연장하는 환상 체임버 단부벽(106)을 갖추고, 상기 환상 체임버 단부벽은 환상 내부벽과 환상 외부벽 사이에서 반경방향으로 연장하며, 환상 체임버 단부벽은 연료 인젝터를 수용하기 위한 적어도 하나의 개구부(110)가 구비되고, 상기 개구부는 원형라인과 환상 내부벽 사이에서 반경방향으로 연장하는 제1체임버 단부벽 부위(106a)를 형성하는 원형라인(113) 상에 실질적으로 중심이 맞춰지며, 제2체임버 단부벽 부위(106b)는 원형라인과 환상 외부벽 사이에서 반경방향으로 연장하고, 연소체임버에서 제1체임버 단부벽 부위에 복수의 제1채널(114)이 형성되고 또 제2체임버 단부벽 부위에 복수의 제2채널(116)이 형성된 연소체임버에 있어서,
    상기 제1 및 제2채널들은 접선방향으로 연장하면서 또 체임버 단부벽에 수직인 법선 벡터(n)에 대하여 경사지고,연소 체임버의 축(A)에 대하여 규정된 기준 프레임(ur, uθ , Z)에서, ur은 반경방향 축, uθ은 원주방향 축, 그리고 Z는 연소 체임버의 축(A)에 평행한 축이고, 법선방향은 원주방향 축(uθ)에 평행한 방향으로 있고, 또 제1채널들은 제1회전방향(SG1)에서 연소체임버의 축 주위로 공기가 흐를 수 있도록 배열되는 한편, 제2채널들은 제1회전방향에 반대인 제2회전방향(SG2)에서 연소체임버의 축 주위로 공기가 흐를 수 있도록 배열된 것을 특징으로 하는 연소체임버.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 개구부와 협동하는 적어도 하나의 와류기(112)를 추가로 포함하고, 상기 와류기는 개구부 주위로 제1 및 제2회전방향과 일치하는 회전 공기흐름(T1, T2)을 발생하도록 배열된 것을 특징으로 하는 연소체임버.
  3. 제1항 또는 제2항에 있어서,
    상기 제1 및 제2채널(114, 116)들은, 벡터에 대하여 10°내지 40°범위에 놓인 경사각도(α, β)로 경사진 것을 특징으로 하는 연소체임버.
  4. 제1항 또는 제2항에 있어서,
    복수의 제3채널(118)이 제1단부벽 부위에 형성되고, 상기 제3채널들은 반경방향으로 연장하면서 벡터에 대하여 경사진 것을 특징으로 하는 연소체임버.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 제3채널(118)들은, 실질적으로 구심성의 반경방향 공기흐름(SG3)을 제공하도록 배열된 것을 특징으로 하는 연소체임버.
  6. 제4항에 있어서,
    상기 제3채널(118)들은, 환상 내부벽 근처에 배열된 것을 특징으로 하는 연소체임버.
  7. 제1항 또는 제2항에 있어서,
    복수의 제4채널(120)이 제2단부벽 부위(106b)에 구비되고, 상기 제4채널들은 반경방향으로 연장하면서 벡터에 대하여 경사진 것을 특징으로 하는 연소체임버.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 제4채널(120)들은, 실질적으로 원심성의 반경방향 공기흐름을 제공하도록 배열된 것을 특징으로 하는 연소체임버.
  9. 제7항에 있어서,
    상기 제4채널(120)들은, 환상 외부벽(104) 근처에 배열된 것을 특징으로 하는 연소체임버.
  10. 제1항 또는 제2항에 따른 연소체임버(100, 200)를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 터빈엔진(10).


KR1020127020965A 2010-01-15 2011-01-11 반대로 회전하는 접선방향 흐름을 갖는 다공 연소 체임버 KR101767282B1 (ko)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1050257A FR2955374B1 (fr) 2010-01-15 2010-01-15 Chambre de combustion multi-percee a ecoulements tangentiels contre giratoires
FR1050257 2010-01-15
PCT/FR2011/050046 WO2011086320A1 (fr) 2010-01-15 2011-01-11 Chambre de combustion multi-percee a ecoulements tangentiels contre giratoires

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20120116472A KR20120116472A (ko) 2012-10-22
KR101767282B1 true KR101767282B1 (ko) 2017-08-10

Family

ID=42320395

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020127020965A KR101767282B1 (ko) 2010-01-15 2011-01-11 반대로 회전하는 접선방향 흐름을 갖는 다공 연소 체임버

Country Status (11)

Country Link
US (1) US9506652B2 (ko)
EP (1) EP2524169B1 (ko)
JP (1) JP5805662B2 (ko)
KR (1) KR101767282B1 (ko)
CN (1) CN102713439B (ko)
CA (1) CA2786232C (ko)
ES (1) ES2665255T3 (ko)
FR (1) FR2955374B1 (ko)
PL (1) PL2524169T3 (ko)
RU (1) RU2568028C2 (ko)
WO (1) WO2011086320A1 (ko)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2996284B1 (fr) * 2012-10-02 2019-03-15 Safran Aircraft Engines Fond de chambre annulaire pour chambre de combustion de turbomachine d'aeronef, muni de perforations permettant un refroidissement par flux giratoire
CN103292356B (zh) * 2013-06-19 2015-03-04 北京航空航天大学 一种斜切主燃孔助旋低污染回流燃烧室
US10808929B2 (en) * 2016-07-27 2020-10-20 Honda Motor Co., Ltd. Structure for cooling gas turbine engine
CN107975822B (zh) * 2017-12-19 2023-03-14 中国科学院工程热物理研究所 一种燃气轮机的燃烧室及使用其的燃气轮机
US11221143B2 (en) 2018-01-30 2022-01-11 General Electric Company Combustor and method of operation for improved emissions and durability
US11313560B2 (en) 2018-07-18 2022-04-26 General Electric Company Combustor assembly for a heat engine
KR102036917B1 (ko) 2018-12-28 2019-10-25 (주)범우티앤씨 수영장용 수심안전판의 고정받침구
RU191265U1 (ru) * 2019-02-14 2019-07-31 Общество с ограниченной ответственностью "Сатурн" Камера сгорания для газотурбинного двигателя
US10989410B2 (en) * 2019-02-22 2021-04-27 DYC Turbines, LLC Annular free-vortex combustor
US11506384B2 (en) 2019-02-22 2022-11-22 Dyc Turbines Free-vortex combustor
US11739935B1 (en) 2022-03-23 2023-08-29 General Electric Company Dome structure providing a dome-deflector cavity with counter-swirled airflow

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2003329242A (ja) * 2002-05-14 2003-11-19 United Technol Corp <Utc> バルクヘッドパネル
JP2008510955A (ja) * 2004-08-27 2008-04-10 プラット アンド ホイットニー カナダ コーポレイション 熱保護体のない燃焼器および燃焼器ライナの冷却

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5129231A (en) * 1990-03-12 1992-07-14 United Technologies Corporation Cooled combustor dome heatshield
DE4427222A1 (de) * 1994-08-01 1996-02-08 Bmw Rolls Royce Gmbh Hitzeschild für eine Gasturbinen-Brennkammer
DE19502328A1 (de) * 1995-01-26 1996-08-01 Bmw Rolls Royce Gmbh Hitzeschild für eine Gasturbinen-Brennkammer
FR2733582B1 (fr) 1995-04-26 1997-06-06 Snecma Chambre de combustion comportant une multiperforation d'inclinaison axiale et tangentielle variable
US7146816B2 (en) * 2004-08-16 2006-12-12 Honeywell International, Inc. Effusion momentum control
RU2300706C2 (ru) * 2005-05-05 2007-06-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Трубчато-кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя
US7506512B2 (en) * 2005-06-07 2009-03-24 Honeywell International Inc. Advanced effusion cooling schemes for combustor domes

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2003329242A (ja) * 2002-05-14 2003-11-19 United Technol Corp <Utc> バルクヘッドパネル
JP2008510955A (ja) * 2004-08-27 2008-04-10 プラット アンド ホイットニー カナダ コーポレイション 熱保護体のない燃焼器および燃焼器ライナの冷却

Also Published As

Publication number Publication date
EP2524169A1 (fr) 2012-11-21
FR2955374A1 (fr) 2011-07-22
JP5805662B2 (ja) 2015-11-04
FR2955374B1 (fr) 2012-05-18
WO2011086320A1 (fr) 2011-07-21
JP2013517445A (ja) 2013-05-16
EP2524169B1 (fr) 2018-03-07
CN102713439A (zh) 2012-10-03
ES2665255T3 (es) 2018-04-25
US20130047621A1 (en) 2013-02-28
RU2012134797A (ru) 2014-02-20
CA2786232C (fr) 2017-10-24
CN102713439B (zh) 2015-11-25
RU2568028C2 (ru) 2015-11-10
PL2524169T3 (pl) 2018-06-29
US9506652B2 (en) 2016-11-29
KR20120116472A (ko) 2012-10-22
CA2786232A1 (fr) 2011-07-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR101767282B1 (ko) 반대로 회전하는 접선방향 흐름을 갖는 다공 연소 체임버
US8091365B2 (en) Canted outlet for transition in a gas turbine engine
US8113003B2 (en) Transition with a linear flow path for use in a gas turbine engine
US9133855B2 (en) Rotor for a turbo machine
US8206097B2 (en) Compressor
US20140230448A1 (en) Method for preventing flashback in a burner having at least one swirl generator
JP2008544211A (ja) タービンエンジンの第１段に接線方向の方向転換を生じさせる燃焼移行ダクト
RU2696177C2 (ru) Осевая турбомашина
US8978389B2 (en) Radial inflow gas turbine engine with advanced transition duct
US20110179794A1 (en) Production process
US20120279224A1 (en) Gas turbine engine combustor
JP2008309466A (ja) 螺旋空気流を用いるターボ機械燃焼チャンバ
CN105298920A (zh) 轴向涡轮发动机压缩机的导向轮叶组件叶片箱
CN103080652A (zh) 用于涡轮机的燃烧室的背部的空气动力学罩
US9435538B2 (en) Annular combustion chamber of a gas turbine
US20170254267A1 (en) Combustor and gas turbine
JP5237601B2 (ja) 蒸気タービンノズルボックス及び蒸気タービン
US10767486B2 (en) Mistuned concentric airfoil assembly and method of mistuning same
WO2021201093A1 (ja) ガスタービンの燃焼器、及び、ガスタービン
KR102288559B1 (ko) 가스 터빈의 연소통, 연소기 및 가스 터빈
US11174870B2 (en) Turbine for turbocharger, and turbocharger
WO2020245934A1 (ja) 遠心圧縮機のスクロール構造及び遠心圧縮機

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant