RU2012153796A - Тангенциальная камера сгорания с безлопаточной турбиной для газотурбинного двигателя - Google Patents
Тангенциальная камера сгорания с безлопаточной турбиной для газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2012153796A RU2012153796A RU2012153796/06A RU2012153796A RU2012153796A RU 2012153796 A RU2012153796 A RU 2012153796A RU 2012153796/06 A RU2012153796/06 A RU 2012153796/06A RU 2012153796 A RU2012153796 A RU 2012153796A RU 2012153796 A RU2012153796 A RU 2012153796A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzles
- fuel
- flow
- combustion chamber
- air
- Prior art date
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
-
- 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
- F23R3/007—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel constructed mainly of ceramic components
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
-
- 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
- F23R3/52—Toroidal 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
- 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
- F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
-
- 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
1. Камера сгорания кольцевой формы для газовой турбины, применяемой в наземных энергетических установках, двигателях наземных или морских транспортных средств или воздушных судов, содержащая множество топливных, воздушных и/или топливно-воздушных сопел, разнесенных друг от друга по окружности, причем сопла одного типа расположены в одной плоскости, в отличие от сопел разных типов, ориентированных перпендикулярно продольному направлению, кожух или жаровую трубу из жаропрочных сплавов или керамического материала с желобками внутреннего и наружного кожуха, расположенными по окружности на одинаковом расстоянии друг от друга и проникающими в поток горячих газов в указанном кожухе камеры сгорания, причем желобки способствуют завихрению этого потока вокруг центральной линии двигателя при движении потока в продольном направлении, при этом кожух или жаровая труба соединен (соединена) с противоположным кожухом или состыкован (состыкована) с ним через небольшой зазор и проходит через часть всей протяженности пространства камеры сгорания.2. Камера по п.1, отличающаяся тем, что топливно-воздушных сопла выполнены с возможностью введения потока через наружную жаровую трубу камеры сгорания, причем эти сопла, в зависимости от их типов, находятся в одной плоскости или в нескольких плоскостях, перпендикулярных продольному направлению, и равномерно или неравномерно распределены в окружном направлении, при этом их ориентация характеризуется преимущественно окружной и радиальной составляющими, а также наличием небольшой продольной составляющей или ее отсутствием.3. Камера по п.1, отличающаяся тем, что топливно-воздушн�
Claims (25)
1. Камера сгорания кольцевой формы для газовой турбины, применяемой в наземных энергетических установках, двигателях наземных или морских транспортных средств или воздушных судов, содержащая множество топливных, воздушных и/или топливно-воздушных сопел, разнесенных друг от друга по окружности, причем сопла одного типа расположены в одной плоскости, в отличие от сопел разных типов, ориентированных перпендикулярно продольному направлению, кожух или жаровую трубу из жаропрочных сплавов или керамического материала с желобками внутреннего и наружного кожуха, расположенными по окружности на одинаковом расстоянии друг от друга и проникающими в поток горячих газов в указанном кожухе камеры сгорания, причем желобки способствуют завихрению этого потока вокруг центральной линии двигателя при движении потока в продольном направлении, при этом кожух или жаровая труба соединен (соединена) с противоположным кожухом или состыкован (состыкована) с ним через небольшой зазор и проходит через часть всей протяженности пространства камеры сгорания.
2. Камера по п.1, отличающаяся тем, что топливно-воздушных сопла выполнены с возможностью введения потока через наружную жаровую трубу камеры сгорания, причем эти сопла, в зависимости от их типов, находятся в одной плоскости или в нескольких плоскостях, перпендикулярных продольному направлению, и равномерно или неравномерно распределены в окружном направлении, при этом их ориентация характеризуется преимущественно окружной и радиальной составляющими, а также наличием небольшой продольной составляющей или ее отсутствием.
3. Камера по п.1, отличающаяся тем, что топливно-воздушные сопла имеют коаксиальную круглую область, в которой могут находиться осевой завихритель потока и/или топливно-воздушный жиклер, и кольцевое концентрическое отверстие впуска потока, через которое поток проходит с минимальным завихрением или без завихрения.
4. Камера по п.1, отличающаяся тем, что топливно-воздушные сопла имеют кольцевое отверстие впуска потока, через которое поток проходит с минимальным завихрением или без завихрения (0<завихрение<0,5), для направления потока с выраженной тангенциальной составляющей скорости, благодаря чему увеличивается угол протекания потока, который таким образом приближается к углу ориентации желобков, что позволяет уменьшить требуемую длину указанных желобков для закручивания потока.
5. Камера по п.1, отличающаяся тем, что единственный ряд топливно-воздушных сопел расположен по окружности вокруг наружной жаровой трубы камеры сгорания.
6. Камера по п.1, отличающаяся тем, что два или более рядов топливно-воздушных сопел расположены по окружности вокруг наружной жаровой трубы камеры сгорания.
7. Камера по п.1, отличающаяся тем, что желобок проходит от выпускного отверстия камеры сгорания в продольном направлении на расстоянии выше по потоку.
8. Камера по п.1, отличающаяся тем, что желобки закручены вокруг центральной линии двигателя таким образом, что азимутальный угол, лежащий в плоскости, перпендикулярной продольному направлению, образованный линией, отходящей от центральной линии двигателя и проходящей через середину желобка в его начальной точке, и линией, проходящей через центр соседнего желобка, лежит в диапазоне 10-120 градусов.
9. Камера по п.1, отличающаяся тем, что окружная ширина желобка, проходящего через поток горячих газов, не превышает окружное расстояние между соседними желобками и может быть разной в различных точках, взятых в продольном направлении.
10. Камера по п.1, отличающаяся тем, что касательная к центральной линии желобка в точке, наиболее удаленной выше по потоку, лежащая в плоскости, перпендикулярной радиусу, проходящему через эту точку, образует с продольной осью угол, отсчитываемый против часовой стрелки и лежащий в диапазоне от -90 до 90 градусов.
11. Камера по п.1, отличающаяся тем, что касательная к центральной линии желобка в точке, наиболее удаленной ниже по потоку, лежащая в плоскости, перпендикулярной радиусу, проходящему через эту точку, образует с продольной осью угол, отсчитываемый по часовой стрелке и лежащий в диапазоне от -90 до 90 градусов.
12. Камера по п.1, отличающаяся тем, что в зависимости от размера и формы газотурбинного двигателя радиус внутренней и наружной жаровых труб изменяется в продольном направлении.
13. Камера по п.1, отличающаяся тем, что для охлаждения компонентов газовой турбины может использоваться любой способ, например, ударное охлаждение, проникающее охлаждение, испарительное охлаждение и т.д.
14. Камера по п.1, отличающаяся тем, что указанные желобки ускоряют или направляют горячие газообразные продукты сгорания газы, в результате чего при попадании на вращающиеся лопасти первой ступени турбины они достигают скорости с числом Маха, лежащим в диапазоне 0,6-0,9 и с абсолютным опорным углом, лежащим в диапазоне 0-90 градусов.
15. Камера по п.1, отличающаяся тем, что указанные топливные, воздушные и/или топливно-воздушные сопла, расположенные по окружности вокруг кожуха наружной жаровой трубы, обуславливают среднюю величину угла впуска потока, проходящего в желобковую секцию, лежащую в диапазоне 10-70 градусов.
16. Камера по п.15, отличающаяся тем, что указанные сопла расположены в одной или более плоскостях по длине камеры сгорания в продольном направлении.
17. Камера по п.15, отличающаяся тем, что указанные сопла расположены в разных плоскостях, перпендикулярных продольному направлению камеры сгорания.
18. Камера по п.15, отличающаяся тем, что указанные сопла сдвинуты относительно друг друга в разных плоскостях.
19. Камера по п.15, отличающаяся тем, что указанные сопла расположены таким образом, что тангенциальные углы сопел сдвинуты относительно друг друга в одной плоскости.
20. Камера по п.15, отличающаяся тем, что указанные сопла расположены в разных плоскостях, причем их тангенциальные углы сдвинуты в разных плоскостях.
21. Камера по п.1, отличающаяся тем, что топливно-воздушные сопла расположены таким образом, чтобы подавать предварительно полученную топливно-воздушную смесь перед ее попаданием в камеру сгорания.
22. Камера по п.1, отличающаяся тем, что топливные и воздушные сопла отделены друг от друга для обеспечения диффузного горения.
23. Камера по п.15, отличающаяся тем, что топливно-воздушные сопла имеют постоянный или изменяющийся от плоскости к плоскости угол (31) ориентации, лежащий в диапазоне 0-90 градусов.
24. Камера по п.16, отличающаяся тем, что сопла, лежащие в разных плоскостях, пропускают смесь с постоянным или переменным соотношением топливо-воздух.
25. Камера по п.10, отличающаяся тем, что окружная составляющая скорости результирующего потока, проходящего через камеру сгорания, обеспечивает уменьшение необходимой длины желобков, причем угол желобка больше нуля, для приближения его значения к величине физического угла ориентации передней кромки камеры сгорания.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US12/786,882 | 2010-05-25 | ||
US12/786,882 US8904799B2 (en) | 2009-05-25 | 2010-05-25 | Tangential combustor with vaneless turbine for use on gas turbine engines |
PCT/US2011/037786 WO2011149973A1 (en) | 2010-05-25 | 2011-05-24 | Tangential combustor with vaneless turbine for use on gas turbine engines |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012153796A true RU2012153796A (ru) | 2014-06-27 |
RU2619963C2 RU2619963C2 (ru) | 2017-05-22 |
Family
ID=44504537
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012153796A RU2619963C2 (ru) | 2010-05-25 | 2011-05-24 | Тангенциальная камера сгорания с безлопаточной турбиной для газотурбинного двигателя |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8904799B2 (ru) |
EP (1) | EP2577169B1 (ru) |
JP (1) | JP5842311B2 (ru) |
CN (1) | CN102985758B (ru) |
HK (1) | HK1183511A1 (ru) |
RU (1) | RU2619963C2 (ru) |
WO (1) | WO2011149973A1 (ru) |
Families Citing this family (42)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP5180807B2 (ja) | 2008-12-24 | 2013-04-10 | 三菱重工業株式会社 | 1段静翼の冷却構造、及びガスタービン |
US9052114B1 (en) * | 2009-04-30 | 2015-06-09 | Majed Toqan | Tangential annular combustor with premixed fuel and air for use on gas turbine engines |
JP5479058B2 (ja) * | 2009-12-07 | 2014-04-23 | 三菱重工業株式会社 | 燃焼器とタービン部との連通構造、および、ガスタービン |
RU2626887C2 (ru) * | 2011-08-22 | 2017-08-02 | Маджед ТОКАН | Тангенциальная кольцевая камера сгорания с предварительно смешанным топливом и воздухом для использования в газотурбинных двигателях |
EP2748531B1 (en) * | 2011-08-22 | 2017-12-06 | CPS-Holding Limited | Method of injecting combustion reactants into a combustor |
JP6086391B2 (ja) * | 2011-08-22 | 2017-03-01 | トクァン,マジェドTOQAN, Majed | ガス・タービン・エンジンで使用するための段階的で接線方向の燃料空気ノズルを備えた環状筒型燃焼器 |
JP6086371B2 (ja) * | 2011-08-22 | 2017-03-01 | トクァン,マジェドTOQAN, Majed | ガス・タービン・エンジン用環状筒型燃焼器における燃焼反応物混合方法 |
US9291063B2 (en) | 2012-02-29 | 2016-03-22 | Siemens Energy, Inc. | Mid-section of a can-annular gas turbine engine with an improved rotation of air flow from the compressor to the turbine |
US9228747B2 (en) * | 2013-03-12 | 2016-01-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor for gas turbine engine |
WO2015030927A1 (en) * | 2013-08-30 | 2015-03-05 | United Technologies Corporation | Contoured dilution passages for a gas turbine engine combustor |
US10520194B2 (en) | 2016-03-25 | 2019-12-31 | General Electric Company | Radially stacked fuel injection module for a segmented annular combustion system |
US10655541B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-05-19 | General Electric Company | Segmented annular combustion system |
US10584880B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-03-10 | General Electric Company | Mounting of integrated combustor nozzles in a segmented annular combustion system |
US10563869B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-02-18 | General Electric Company | Operation and turndown of a segmented annular combustion system |
US10584876B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-03-10 | General Electric Company | Micro-channel cooling of integrated combustor nozzle of a segmented annular combustion system |
US10830442B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-11-10 | General Electric Company | Segmented annular combustion system with dual fuel capability |
US11428413B2 (en) | 2016-03-25 | 2022-08-30 | General Electric Company | Fuel injection module for segmented annular combustion system |
US10605459B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-03-31 | General Electric Company | Integrated combustor nozzle for a segmented annular combustion system |
US10641491B2 (en) | 2016-03-25 | 2020-05-05 | General Electric Company | Cooling of integrated combustor nozzle of segmented annular combustion system |
CN105953266B (zh) * | 2016-05-04 | 2018-08-10 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种斜流燃烧室结构 |
US10690350B2 (en) | 2016-11-28 | 2020-06-23 | General Electric Company | Combustor with axially staged fuel injection |
US11156362B2 (en) | 2016-11-28 | 2021-10-26 | General Electric Company | Combustor with axially staged fuel injection |
WO2018147837A1 (en) * | 2017-02-08 | 2018-08-16 | Siemens Aktiengesellschaft | Method for minimizing forces acting on turbine blades in specific frequency ranges |
EP3434980B1 (en) * | 2017-07-25 | 2021-03-17 | Ge Avio S.r.l. | Reverse flow combustor |
CN108361109B (zh) * | 2018-01-29 | 2020-08-11 | 余四艳 | 通用型宽能源旋喷发动机 |
US11378277B2 (en) | 2018-04-06 | 2022-07-05 | General Electric Company | Gas turbine engine and combustor having air inlets and pilot burner |
US11434831B2 (en) | 2018-05-23 | 2022-09-06 | General Electric Company | Gas turbine combustor having a plurality of angled vanes circumferentially spaced within the combustor |
CN108954387B (zh) * | 2018-08-08 | 2020-04-14 | 北京航空航天大学 | 一种微型燃气涡轮发动机及其燃烧室总成 |
CN109654539B (zh) * | 2018-12-07 | 2020-09-18 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种干低排放燃气涡轮发动机燃烧室 |
KR102593508B1 (ko) * | 2019-02-22 | 2023-10-24 | 한화에어로스페이스 주식회사 | 가스 터빈 엔진의 연료 노즐 구조체 |
EP3835657A1 (en) * | 2019-12-10 | 2021-06-16 | Siemens Aktiengesellschaft | Combustion chamber with wall cooling |
US11614233B2 (en) | 2020-08-31 | 2023-03-28 | General Electric Company | Impingement panel support structure and method of manufacture |
US11371702B2 (en) | 2020-08-31 | 2022-06-28 | General Electric Company | Impingement panel for a turbomachine |
US11460191B2 (en) | 2020-08-31 | 2022-10-04 | General Electric Company | Cooling insert for a turbomachine |
US11255545B1 (en) | 2020-10-26 | 2022-02-22 | General Electric Company | Integrated combustion nozzle having a unified head end |
US11549437B2 (en) * | 2021-02-18 | 2023-01-10 | Honeywell International Inc. | Combustor for gas turbine engine and method of manufacture |
EP4056903A1 (en) | 2021-03-07 | 2022-09-14 | CPS-Holding Limited | Hydrogen-fueled combustor for gas turbines |
CN114109711B (zh) * | 2021-03-30 | 2023-08-18 | 李伟德 | 旋转发电装置及其制造和使用方法 |
CN113154451B (zh) * | 2021-04-27 | 2022-09-06 | 西北工业大学 | 一种旋转爆震燃烧室的导向喷管 |
US11885495B2 (en) * | 2021-06-07 | 2024-01-30 | General Electric Company | Combustor for a gas turbine engine including a liner having a looped feature |
CN113609604B (zh) * | 2021-07-02 | 2024-03-15 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种燃气涡轮发动机超音速无叶轴流波纹涡轮及设计参数选取方法 |
US11767766B1 (en) | 2022-07-29 | 2023-09-26 | General Electric Company | Turbomachine airfoil having impingement cooling passages |
Family Cites Families (32)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2625792A (en) * | 1947-09-10 | 1953-01-20 | Rolls Royce | Flame tube having telescoping walls with fluted ends to admit air |
GB723015A (en) * | 1952-01-17 | 1955-02-02 | Power Jets Res & Dev Ltd | Improvements in or relating to gas turbine plant |
US2883828A (en) * | 1954-11-10 | 1959-04-28 | Alun R Howell | Power plant incorporating a dynamic compressor |
GB799605A (en) * | 1955-01-10 | 1958-08-13 | Rolls Royce | Improvements in or relating to combustion equipment for example for gas turbine engines |
GB852829A (en) * | 1957-04-03 | 1960-11-02 | Rolls Royce | Improvements in or relating to gas-turbine jet propulsion engines |
US3811277A (en) * | 1970-10-26 | 1974-05-21 | United Aircraft Corp | Annular combustion chamber for dissimilar fluids in swirling flow relationship |
US3934408A (en) | 1974-04-01 | 1976-01-27 | General Motors Corporation | Ceramic combustion liner |
US3880575A (en) * | 1974-04-15 | 1975-04-29 | Gen Motors Corp | Ceramic combustion liner |
US4050241A (en) * | 1975-12-22 | 1977-09-27 | General Electric Company | Stabilizing dimple for combustion liner cooling slot |
US4098075A (en) * | 1976-06-01 | 1978-07-04 | United Technologies Corporation | Radial inflow combustor |
SU1176678A1 (ru) * | 1984-03-01 | 1995-08-27 | О.Г. Жирицкий | Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя |
US4652476A (en) * | 1985-02-05 | 1987-03-24 | United Technologies Corporation | Reinforced ablative thermal barriers |
SU1471748A1 (ru) * | 1986-10-27 | 1995-08-09 | О.Г. Жирицкий | Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя |
US4938020A (en) * | 1987-06-22 | 1990-07-03 | Sundstrand Corporation | Low cost annular combustor |
US4928481A (en) * | 1988-07-13 | 1990-05-29 | Prutech Ii | Staged low NOx premix gas turbine combustor |
US4949545A (en) * | 1988-12-12 | 1990-08-21 | Sundstrand Corporation | Turbine wheel and nozzle cooling |
US4991398A (en) * | 1989-01-12 | 1991-02-12 | United Technologies Corporation | Combustor fuel nozzle arrangement |
US5261224A (en) * | 1989-12-21 | 1993-11-16 | Sundstrand Corporation | High altitude starting two-stage fuel injection apparatus |
US5259182A (en) * | 1989-12-22 | 1993-11-09 | Hitachi, Ltd. | Combustion apparatus and combustion method therein |
CA2056592A1 (en) * | 1990-12-21 | 1992-06-22 | Phillip D. Napoli | Multi-hole film cooled combustor liner with slotted film starter |
US5337568A (en) * | 1993-04-05 | 1994-08-16 | General Electric Company | Micro-grooved heat transfer wall |
JPH0893556A (ja) * | 1994-09-29 | 1996-04-09 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | エアターボラムジェットエンジン用ガス発生器 |
GB2361302A (en) * | 2000-04-13 | 2001-10-17 | Rolls Royce Plc | Discharge nozzle for a gas turbine engine combustion chamber |
JP3600911B2 (ja) * | 2001-01-25 | 2004-12-15 | 川崎重工業株式会社 | 環状燃焼器のライナ支持構造 |
US6655147B2 (en) * | 2002-04-10 | 2003-12-02 | General Electric Company | Annular one-piece corrugated liner for combustor of a gas turbine engine |
US6931862B2 (en) | 2003-04-30 | 2005-08-23 | Hamilton Sundstrand Corporation | Combustor system for an expendable gas turbine engine |
US7251940B2 (en) | 2004-04-30 | 2007-08-07 | United Technologies Corporation | Air assist fuel injector for a combustor |
US7954325B2 (en) | 2005-12-06 | 2011-06-07 | United Technologies Corporation | Gas turbine combustor |
US7836699B2 (en) * | 2005-12-20 | 2010-11-23 | United Technologies Corporation | Combustor nozzle |
US7716931B2 (en) * | 2006-03-01 | 2010-05-18 | General Electric Company | Method and apparatus for assembling gas turbine engine |
US8701416B2 (en) | 2006-06-26 | 2014-04-22 | Joseph Michael Teets | Radially staged RQL combustor with tangential fuel-air premixers |
US8065881B2 (en) | 2008-08-12 | 2011-11-29 | Siemens Energy, Inc. | Transition with a linear flow path with exhaust mouths for use in a gas turbine engine |
-
2010
- 2010-05-25 US US12/786,882 patent/US8904799B2/en active Active
-
2011
- 2011-05-24 JP JP2013512172A patent/JP5842311B2/ja active Active
- 2011-05-24 WO PCT/US2011/037786 patent/WO2011149973A1/en active Application Filing
- 2011-05-24 EP EP11787273.9A patent/EP2577169B1/en active Active
- 2011-05-24 RU RU2012153796A patent/RU2619963C2/ru active
- 2011-05-24 CN CN201180026085.5A patent/CN102985758B/zh active Active
-
2013
- 2013-09-23 HK HK13110816.6A patent/HK1183511A1/xx unknown
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP2577169A1 (en) | 2013-04-10 |
WO2011149973A1 (en) | 2011-12-01 |
JP2013527421A (ja) | 2013-06-27 |
EP2577169A4 (en) | 2017-04-12 |
JP5842311B2 (ja) | 2016-01-13 |
US8904799B2 (en) | 2014-12-09 |
CN102985758B (zh) | 2015-04-01 |
EP2577169B1 (en) | 2018-09-19 |
HK1183511A1 (en) | 2013-12-27 |
RU2619963C2 (ru) | 2017-05-22 |
WO2011149973A8 (en) | 2013-02-28 |
US20110209482A1 (en) | 2011-09-01 |
CN102985758A (zh) | 2013-03-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2012153796A (ru) | Тангенциальная камера сгорания с безлопаточной турбиной для газотурбинного двигателя | |
US9291063B2 (en) | Mid-section of a can-annular gas turbine engine with an improved rotation of air flow from the compressor to the turbine | |
US10295188B2 (en) | Fuel injector for a gas turbine engine combustion chamber | |
US20120180487A1 (en) | System for flow control in multi-tube fuel nozzle | |
RU2665199C2 (ru) | Горелочное устройство и способ работы горелочного устройства | |
US9416973B2 (en) | Micromixer assembly for a turbine system and method of distributing an air-fuel mixture to a combustor chamber | |
RU2013126205A (ru) | Камера сгорания газовой турбины со сверхнизкими выбросами | |
US20120031098A1 (en) | Fuel nozzle with central body cooling system | |
RU2008149163A (ru) | Система впрыскивания смеси воздуха с топливом в камеру сгорания газотурбинного двигателя | |
US10197010B2 (en) | Long-duct, mixed-flow nozzle system for a turbofan engine | |
US10955140B2 (en) | Combustor for gas turbine engine | |
US20160061452A1 (en) | Corrugated cyclone mixer assembly to facilitate reduced nox emissions and improve operability in a combustor system | |
RU2716951C1 (ru) | Завихритель для смешивания топлива с воздухом в двигателе сгорания | |
RU2014110628A (ru) | Трубчато-кольцевая камера сгорания со ступенчатыми и тангенциальными топливовоздушными форсунками для использования в газотурбинных двигателях | |
RU2014110629A (ru) | Тангенциальная кольцевая камера сгорания с предварительно смешанным топливом и воздухом для использования в газотурбинных двигателях | |
RU2013103461A (ru) | Устройство для предварительного смешивания топлива и воздуха (варианты) и камера сгорания | |
RU2014152059A (ru) | Способ работы сжигающего устройства газовой турбины и сжигающее устройство для газовой турбины | |
CN113503564B (zh) | 用于在涡轮发动机中使用的燃烧器 | |
RU2014110631A (ru) | Трубчато-кольцевая камера сгорания с тангенциально направленными форсунками для топливно-воздушной смеси, предназначенная для газотурбинного двигателя | |
US20180058696A1 (en) | Fuel-air mixer assembly for use in a combustor of a turbine engine | |
US9453424B2 (en) | Reverse bulk flow effusion cooling | |
US10859096B2 (en) | Diffuser with non-uniform throat areas | |
RU2016143550A (ru) | Авиационный двигатель с установкой диффузора под азимутальным углом относительно камеры сгорания | |
RU2773718C2 (ru) | Камера сгорания газотурбинного двигателя | |
RU150943U1 (ru) | Фронтовое устройство кольцевой камеры сгорания малоразмерного газотурбинного двигателя |