RU2012141013A - Система подачи для камеры сгорания турбомашины, включающая средства подачи воздуха, улучшающие воздушно-топливную смесь - Google Patents

Система подачи для камеры сгорания турбомашины, включающая средства подачи воздуха, улучшающие воздушно-топливную смесь Download PDF

Info

Publication number
RU2012141013A
RU2012141013A RU2012141013/06A RU2012141013A RU2012141013A RU 2012141013 A RU2012141013 A RU 2012141013A RU 2012141013/06 A RU2012141013/06 A RU 2012141013/06A RU 2012141013 A RU2012141013 A RU 2012141013A RU 2012141013 A RU2012141013 A RU 2012141013A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
annular
fuel
channel
air
peripheral
Prior art date
Application number
RU2012141013/06A
Other languages
English (en)
Inventor
Дидье Ипполит ЭРНАНДЕЗ
Тома Оливье Мари НОЭЛЬ
Маттье Франсуа РЮЛЛО
Original Assignee
Снекма
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 Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2012141013A publication Critical patent/RU2012141013A/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/343—Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous combustion
    • 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
    • F23D—BURNERS
    • F23D2900/00—Special features of, or arrangements for burners using fluid fuels or solid fuels suspended in a carrier gas
    • F23D2900/00015—Pilot burners specially adapted for low load or transient conditions, e.g. for increasing stability
    • 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
    • F23D2900/11101—Pulverising gas flow impinging on fuel from pre-filming surface, e.g. lip atomizers
    • 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
    • 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
    • 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)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)
  • Nozzles For Spraying Of Liquid Fuel (AREA)
  • Nozzles (AREA)

Abstract

1. Система (62) подачи воздуха и топлива для задней торцевой стенки (16) кольцевой камеры сгорания турбомашины, содержащая, по меньшей мере, два соосных устройства (26, 43) подачи топлива, причем эти два соосных устройства подачи топлива включают центральный инжектор (26), выходящий в центральный канал (30), выполненный с возможностью ввода воздушного потока, предназначенного для смешивания в системе (62) подачи с топливом, поступающим из центрального инжектора (26), вместе с периферийным кольцевым инжектором (43), имеющим, по меньшей мере, одно отверстие (44) выброса топлива, выполненное в кольцевой стенке (38) и выходящее в периферийный кольцевой канал (52), отделенный от центрального канала (30) кольцевой стенкой (38), причем этот периферийный кольцевой канал имеет кольцевое пространство (53) для ввода воздушного потока, предназначенного для смешивания в этом периферийном кольцевом канале (52) с топливом, поставляемым периферийным инжектором (43),отличающаяся тем, что указанная система (62) подачи воздуха также имеет множество отверстий (64) выброса воздуха, проходящих через кольцевую стенку (38) ниже по потоку от упомянутого, по меньшей мере, одного отверстия (44) выброса топлива, если смотреть по направлению протекания упомянутого воздушного потока, для дополнительной подачи воздуха из центрального канала (30) в периферийный кольцевой канал (52) с целью улучшения пульверизации топлива, поставляемого периферийным кольцевым инжектором (43).2. Система подачи по п.1, отличающаяся тем, что периферийный кольцевой инжектор (43) имеет множество отверстий (44) выброса топлива, выполненных в кольцевой стенке (38) и выходящих в периферийный кольцевой канал (

Claims (9)

1. Система (62) подачи воздуха и топлива для задней торцевой стенки (16) кольцевой камеры сгорания турбомашины, содержащая, по меньшей мере, два соосных устройства (26, 43) подачи топлива, причем эти два соосных устройства подачи топлива включают центральный инжектор (26), выходящий в центральный канал (30), выполненный с возможностью ввода воздушного потока, предназначенного для смешивания в системе (62) подачи с топливом, поступающим из центрального инжектора (26), вместе с периферийным кольцевым инжектором (43), имеющим, по меньшей мере, одно отверстие (44) выброса топлива, выполненное в кольцевой стенке (38) и выходящее в периферийный кольцевой канал (52), отделенный от центрального канала (30) кольцевой стенкой (38), причем этот периферийный кольцевой канал имеет кольцевое пространство (53) для ввода воздушного потока, предназначенного для смешивания в этом периферийном кольцевом канале (52) с топливом, поставляемым периферийным инжектором (43),
отличающаяся тем, что указанная система (62) подачи воздуха также имеет множество отверстий (64) выброса воздуха, проходящих через кольцевую стенку (38) ниже по потоку от упомянутого, по меньшей мере, одного отверстия (44) выброса топлива, если смотреть по направлению протекания упомянутого воздушного потока, для дополнительной подачи воздуха из центрального канала (30) в периферийный кольцевой канал (52) с целью улучшения пульверизации топлива, поставляемого периферийным кольцевым инжектором (43).
2. Система подачи по п.1, отличающаяся тем, что периферийный кольцевой инжектор (43) имеет множество отверстий (44) выброса топлива, выполненных в кольцевой стенке (38) и выходящих в периферийный кольцевой канал (52), и тем, что каждое из отверстий (64) выброса воздуха выходит на заранее определенный путь струи (60) топлива, которая во время работы может вытекать на кольцевую стенку (38) из соответствующего отверстия (44) выброса топлива, входящего в состав упомянутого множества отверстий (44) выброса топлива.
3. Система подачи по п.2, отличающаяся тем, что она содержит наклонные лопатки (54), проходящие через кольцевое пространство (53) ввода воздушного потока, предназначенного для смешивания в периферийном кольцевом канале (52) с топливом, поставляемым периферийным инжектором (43), что позволяет закрутить этот воздушный поток, причем ориентация наклонных лопаток (54) определяет путь, проходимый струями (60) топлива.
4. Система подачи по п.1, отличающаяся тем, что кольцевое пространство (53) ввода воздушного потока, предназначенного для смешивания в периферийном кольцевом канале (52) с топливом, поставляемым периферийным инжектором (43), выполнено коническим по форме, в результате чего диаметр усредненного поперечного сечения этого кольцевого пространства (53) уменьшается сверху по потоку вниз по потоку, если смотреть в направлении протекания этого упомянутого воздушного потока.
5. Система подачи по п.1, отличающаяся тем, что упомянутый центральный канал представляет собой внешний кольцевой канал (30), расположенный вокруг кольцевой стенки (36), отделяющей этот внешний кольцевой канал (30) от внутреннего канала (29), в который выходит центральный инжектор (26).
6. Система подачи по п.5, отличающаяся тем, что через внешний кольцевой канал (30) проходят наклонные лопатки (34), выполненные с возможностью закручивания воздушного потока, вводимого в этот внешний кольцевой канал (30).
7. Система подачи по п.5, отличающаяся тем, что внутренняя поверхность кольцевой стенки (36), разделяющей внешний кольцевой канал (30) и внутренний канал (29), имеет сужающийся - расширяющийся профиль, предназначенный для засасывания под действием эффекта Вентури пленки топлива, поступающего из центрального инжектора (26), и эта упомянутая кольцевая стенка (36) имеет на нижнем краю кольцевую кромку (37), предназначенную для распыления упомянутой пленки топлива под влиянием протекания воздушного потока, вводимого во внешний кольцевой канал (30).
8. Кольцевая камера сгорания для турбомашины, отличающаяся тем, что она содержит, по меньшей мере, одну систему (62) подачи по п.1.
9. Турбомашина, отличающаяся тем, что она содержит кольцевую камеру сгорания по п.8.
RU2012141013/06A 2010-02-26 2011-02-24 Система подачи для камеры сгорания турбомашины, включающая средства подачи воздуха, улучшающие воздушно-топливную смесь RU2012141013A (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1051393A FR2956897B1 (fr) 2010-02-26 2010-02-26 Systeme d'injection pour chambre de combustion de turbomachine, comprenant des moyens d'injection d'air ameliorant le melange air-carburant
FR1051393 2010-02-26
PCT/EP2011/052750 WO2011104304A2 (fr) 2010-02-26 2011-02-24 Systeme d'injection pour chambre de combustion de turbomachine, comprenant des moyens d'injection d'air ameliorant le melange air-carburant

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2012141013A true RU2012141013A (ru) 2014-04-27

Family

ID=43221926

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012141013/06A RU2012141013A (ru) 2010-02-26 2011-02-24 Система подачи для камеры сгорания турбомашины, включающая средства подачи воздуха, улучшающие воздушно-топливную смесь

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9303876B2 (ru)
EP (1) EP2539638B1 (ru)
CN (1) CN102782411B (ru)
BR (1) BR112012020751A2 (ru)
CA (1) CA2790311C (ru)
FR (1) FR2956897B1 (ru)
RU (1) RU2012141013A (ru)
WO (1) WO2011104304A2 (ru)

Families Citing this family (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11015808B2 (en) 2011-12-13 2021-05-25 General Electric Company Aerodynamically enhanced premixer with purge slots for reduced emissions
CN104094056A (zh) * 2012-02-01 2014-10-08 通用电气公司 用于燃气涡轮机的液体燃料喷嘴组件和将燃料喷射到燃烧器中的方法
CN103851647B (zh) * 2012-12-04 2016-01-20 中航商用航空发动机有限责任公司 燃烧室燃油喷射与混合系统及其燃烧室
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
GB201315008D0 (en) 2013-08-22 2013-10-02 Rolls Royce Plc Airblast fuel injector
WO2015069354A2 (en) * 2013-08-30 2015-05-14 United Technologies Corporation Dual fuel nozzle with liquid filming atomization for a gas turbine engine
FR3011317B1 (fr) * 2013-10-01 2018-02-23 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion pour turbomachine a admission d'air homogene au travers de systemes d'injection
FR3011318B1 (fr) 2013-10-01 2018-01-05 Safran Aircraft Engines Injecteur de carburant dans une turbomachine
US9447976B2 (en) * 2014-01-10 2016-09-20 Solar Turbines Incorporated Fuel injector with a diffusing main gas passage
US20150285502A1 (en) * 2014-04-08 2015-10-08 General Electric Company Fuel nozzle shroud and method of manufacturing the shroud
US9546600B2 (en) * 2014-08-12 2017-01-17 General Electric Company Nozzle having an orifice plug for a gas turbomachine
FR3035481B1 (fr) * 2015-04-23 2017-05-05 Snecma Chambre de combustion de turbomachine comportant un dispositif de guidage de flux d'air de forme specifique
GB201515883D0 (en) * 2015-09-08 2015-10-21 Rolls Royce Plc Cooling apparatus for a fuel injector
ITUB20159388A1 (it) * 2015-12-29 2017-06-29 Ge Avio Srl Gruppo di iniezione perfezionato per un combustore di una turbina a gas
US10502425B2 (en) * 2016-06-03 2019-12-10 General Electric Company Contoured shroud swirling pre-mix fuel injector assembly
DE102017217328A1 (de) * 2017-09-28 2019-03-28 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Düse mit axialer Verlängerung für eine Brennkammer eines Triebwerks
US10816210B2 (en) * 2017-09-28 2020-10-27 General Electric Company Premixed fuel nozzle
FR3091574B1 (fr) * 2019-01-08 2020-12-11 Safran Aircraft Engines Systeme d’injection pour turbomachine, comprenant une vrille et des trous tourbillonnaires de bol melangeur
KR102096579B1 (ko) * 2019-04-01 2020-04-03 두산중공업 주식회사 액체 연료 노즐 및 이를 포함하는 가스 터빈 연소기
US11378275B2 (en) * 2019-12-06 2022-07-05 Raytheon Technologies Corporation High shear swirler with recessed fuel filmer for a gas turbine engine
CN115523068B (zh) 2021-06-24 2025-07-18 通用电气公司 旋流器套圈组件
CN114811656B (zh) * 2022-05-19 2024-12-03 上海和兰透平动力技术有限公司 燃料喷嘴

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4845940A (en) * 1981-02-27 1989-07-11 Westinghouse Electric Corp. Low NOx rich-lean combustor especially useful in gas turbines
US5044559A (en) * 1988-11-02 1991-09-03 United Technologies Corporation Gas assisted liquid atomizer
US5165241A (en) * 1991-02-22 1992-11-24 General Electric Company Air fuel mixer for gas turbine combustor
GB9326367D0 (en) * 1993-12-23 1994-02-23 Rolls Royce Plc Fuel injection apparatus
EP0678708B1 (en) * 1994-04-20 1998-12-02 ROLLS-ROYCE plc Gas turbine engine fuel injector
US6272840B1 (en) * 2000-01-13 2001-08-14 Cfd Research Corporation Piloted airblast lean direct fuel injector
US6389815B1 (en) * 2000-09-08 2002-05-21 General Electric Company Fuel nozzle assembly for reduced exhaust emissions
US6367262B1 (en) * 2000-09-29 2002-04-09 General Electric Company Multiple annular swirler
US6381964B1 (en) * 2000-09-29 2002-05-07 General Electric Company Multiple annular combustion chamber swirler having atomizing pilot
JP3903195B2 (ja) 2003-12-16 2007-04-11 川崎重工業株式会社 燃料ノズル
US7013649B2 (en) * 2004-05-25 2006-03-21 General Electric Company Gas turbine engine combustor mixer
US7389643B2 (en) * 2005-01-31 2008-06-24 General Electric Company Inboard radial dump venturi for combustion chamber of a gas turbine
US7779636B2 (en) * 2005-05-04 2010-08-24 Delavan Inc Lean direct injection atomizer for gas turbine engines
FR2896031B1 (fr) 2006-01-09 2008-04-18 Snecma Sa Dispositif d'injection multimode pour chambre de combustion, notamment d'un turboreacteur
US20100251719A1 (en) 2006-12-29 2010-10-07 Alfred Albert Mancini Centerbody for mixer assembly of a gas turbine engine combustor
FR2911667B1 (fr) * 2007-01-23 2009-10-02 Snecma Sa Systeme d'injection de carburant a double injecteur.
US7926744B2 (en) 2008-02-21 2011-04-19 Delavan Inc Radially outward flowing air-blast fuel injector for gas turbine engine
US20090255120A1 (en) * 2008-04-11 2009-10-15 General Electric Company Method of assembling a fuel nozzle
DE112009000822T5 (de) * 2008-04-11 2011-03-03 General Electric Co. Brennerkomponente und Verfahren zur Herstellung
JP5472863B2 (ja) * 2009-06-03 2014-04-16 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 ステージング型燃料ノズル

Also Published As

Publication number Publication date
CA2790311C (en) 2018-01-23
CN102782411A (zh) 2012-11-14
WO2011104304A2 (fr) 2011-09-01
WO2011104304A3 (fr) 2011-11-24
CA2790311A1 (en) 2011-09-01
EP2539638B1 (fr) 2019-10-16
FR2956897A1 (fr) 2011-09-02
FR2956897B1 (fr) 2012-07-20
CN102782411B (zh) 2015-05-27
US20120304650A1 (en) 2012-12-06
EP2539638A2 (fr) 2013-01-02
BR112012020751A2 (pt) 2016-05-03
US9303876B2 (en) 2016-04-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2012141013A (ru) Система подачи для камеры сгорания турбомашины, включающая средства подачи воздуха, улучшающие воздушно-топливную смесь
CN105042638B (zh) 一种双油路三气路多旋流空气雾化喷嘴结构
CN103562641B (zh) 用于涡轮机的环形燃烧室
JP5260245B2 (ja) ターボ機械の燃焼チャンバ内に空気と燃料との混合物を噴射するシステム
RU2013108313A (ru) Топливовоздушная форсунка (варианты), камера сгорания для газотурбинного двигателя (варианты) и способ работы топливовоздушной форсунки (варианты)
US9371990B2 (en) Elliptical air opening at an upstream end of a fuel injector shroud and a gas turbine engine combustion chamber
RU2011103223A (ru) Система, содержащая топливное сопло, система, содержащая турбинное топливное сопло, и система, содержащая турбинный двигатель
US8851402B2 (en) Fuel injection for gas turbine combustors
KR102290152B1 (ko) 저공해 가스 터빈 연소기를 위한 공기 연료 예혼합기
RU2014130231A (ru) Жидкотопливная форсунка для газовой турбины и способ впрыска топлива в камеру сгорания газовой турбины
EP2589867A3 (en) Injectors for multipoint injection
RU2013102143A (ru) Топливная форсунка с осевым потоком (варианты) и способ предварительного смешивания топлива и воздуха
RU2013120728A (ru) Топливная форсунка с микшированием
RU2010122334A (ru) Узел сгорания для газотурбинного двигателя
RU2013126205A (ru) Камера сгорания газовой турбины со сверхнизкими выбросами
RU2013120724A (ru) Система, содержащая топливную форсунку с несколькими трубками (варианты), и связанный с ней способ
JP2009156265A5 (ru)
JP2007155170A5 (ru)
RU2015144484A (ru) Система впрыска топлива для камеры сгорания турбомашины, содержащей кольцевую стенку с сужающимся внутренним профилем
JP2012037226A (ja) 中心部分冷却システムを備えた燃料ノズル
EP2775202A3 (en) Air swirlers
RU2013117008A (ru) Аэродинамический обтекатель задней части камеры сгорания турбомашины
US10267524B2 (en) Prefilming fuel/air mixer
RU2016138814A (ru) Катридж предварительного пленкообразования для жидкого топлива
RU2013125746A (ru) Камера сгорания (варианты) и газотурбинная система

Legal Events

Date Code Title Description
FA92 Acknowledgement of application withdrawn (lack of supplementary materials submitted)

Effective date: 20160201