RU2014110629A - TANGENTIAL RING COMBUSTION CHAMBER WITH PRELIMINARY MIXED FUEL AND AIR FOR USE IN GAS-TURBINE ENGINES - Google Patents

TANGENTIAL RING COMBUSTION CHAMBER WITH PRELIMINARY MIXED FUEL AND AIR FOR USE IN GAS-TURBINE ENGINES Download PDF

Info

Publication number
RU2014110629A
RU2014110629A RU2014110629/06A RU2014110629A RU2014110629A RU 2014110629 A RU2014110629 A RU 2014110629A RU 2014110629/06 A RU2014110629/06 A RU 2014110629/06A RU 2014110629 A RU2014110629 A RU 2014110629A RU 2014110629 A RU2014110629 A RU 2014110629A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion chamber
air
fuel
nozzles
chamber according
Prior art date
Application number
RU2014110629/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2626887C2 (en
Inventor
Маджед ТОКАН
Брент Аллан ГРЕГОРИ
Джонатан Дэвид РЕГЕЛЬ
Райан Садао ЯМАН
Original Assignee
Маджед ТОКАН
Брент Аллан ГРЕГОРИ
Джонатан Дэвид РЕГЕЛЬ
Райан Садао ЯМАН
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 Маджед ТОКАН, Брент Аллан ГРЕГОРИ, Джонатан Дэвид РЕГЕЛЬ, Райан Садао ЯМАН filed Critical Маджед ТОКАН
Publication of RU2014110629A publication Critical patent/RU2014110629A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2626887C2 publication Critical patent/RU2626887C2/en

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
    • 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
    • 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
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances
    • 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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
    • 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
    • F23R3/58—Cyclone or vortex type combustion chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/128—Nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/31—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation
    • F05D2250/314—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation the axes being inclined in relation to each other
    • 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
    • F23R2900/00002—Gas turbine combustors adapted for fuels having low heating value [LHV]
    • 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
    • F23R2900/03044—Impingement cooled combustion chamber walls or subassemblies
    • 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
    • F23R2900/03045—Convection cooled combustion chamber walls provided with turbolators or means for creating turbulences to increase cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/46—Combustion chambers comprising an annular arrangement of several essentially tubular flame tubes within a common annular casing or within individual casings
    • 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
    • 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
    • Y02T50/678—Aviation using fuels of non-fossil origin

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

1. Камера сгорания кольцевой формы для газовой турбины, используемой в наземном генерировании энергии, в наземных или морских транспортных средствах или в авиационных двигателях, содержащая: множество распределенных по окружности топливных, воздушных и/или топливовоздушных форсунок, выровненных в плоскостях, перпендикулярных продольному направлению, оболочку/облицовку, выполненную из жаропрочных сплавов или керамического материала, облицовку, называемую передней стенкой, выполненную из вышеуказанных материалов, соединяющую внутреннюю и наружную облицовки для формирования кольцевого объема.2. Камера сгорания по п. 1, в которой указанная топливовоздушная смесь предварительно смешана перед выходом из топливных/воздушных форсунок и входом в камеру сгорания.3. Камера сгорания по п. 1, в которой топливовоздушные форсунки образованы соосной круговой областью, в которой может быть расположен осевой завихритель потока и/или пусковая топливовоздушная форсунка, и концентрическим кольцевым входом для потока, в котором придание указанному потоку завихрения лежит в диапазоне от малого до нулевого (0<завихрение<0,5).4. Камера сгорания по п. 3, в которой указанные топливовоздушные форсунки имеют кольцевой вход для потока, который придает потоку завихрение в диапазоне от малого до нулевого для введения потока со значительной тангенциальной скоростью, что в результате увеличивает угол потока, достигающего выхода камеры сгорания, тем самым уменьшая требуемую длину неподвижных сопловых направляющих лопаток первой ступени.5. Камера сгорания по п. 1, в которой единственный ряд топливных/воздушных форсунок расположен по окр1. The annular combustion chamber for a gas turbine used in ground-based energy generation, in land or sea vehicles or in aircraft engines, comprising: a plurality of distributed around the circumference of fuel, air and / or air-fuel nozzles aligned in planes perpendicular to the longitudinal direction, a shell / cladding made of heat-resistant alloys or ceramic material, a cladding called a front wall made of the above materials, connecting the inner Yu and an outer cladding to form a ring obema.2. The combustion chamber according to claim 1, wherein said air-fuel mixture is pre-mixed before leaving the fuel / air nozzles and entering the combustion chamber. 3. The combustion chamber according to claim 1, in which the fuel-air nozzles are formed by a coaxial circular region in which an axial flow swirl and / or a fuel-air starting nozzle can be located, and a concentric annular flow inlet, in which the swirling flow is indicated in the range from small to zero (0 <turbulence <0.5) .4. The combustion chamber according to claim 3, wherein said air-fuel nozzles have an annular inlet for the flow, which gives the flow a swirl in the range from small to zero for introducing the flow with a significant tangential velocity, which as a result increases the angle of the flow reaching the exit of the combustion chamber, thereby reducing the required length of the fixed nozzle guide vanes of the first stage. 5. The combustion chamber according to claim 1, in which a single row of fuel / air nozzles is located at

Claims (27)

1. Камера сгорания кольцевой формы для газовой турбины, используемой в наземном генерировании энергии, в наземных или морских транспортных средствах или в авиационных двигателях, содержащая: множество распределенных по окружности топливных, воздушных и/или топливовоздушных форсунок, выровненных в плоскостях, перпендикулярных продольному направлению, оболочку/облицовку, выполненную из жаропрочных сплавов или керамического материала, облицовку, называемую передней стенкой, выполненную из вышеуказанных материалов, соединяющую внутреннюю и наружную облицовки для формирования кольцевого объема.1. The annular combustion chamber for a gas turbine used in ground-based energy generation, in land or sea vehicles or in aircraft engines, comprising: a plurality of distributed around the circumference of fuel, air and / or air-fuel nozzles aligned in planes perpendicular to the longitudinal direction, a shell / cladding made of heat-resistant alloys or ceramic material, a cladding called a front wall made of the above materials, connecting the inner Yu and an outer cladding to form an annular volume. 2. Камера сгорания по п. 1, в которой указанная топливовоздушная смесь предварительно смешана перед выходом из топливных/воздушных форсунок и входом в камеру сгорания.2. The combustion chamber according to claim 1, wherein said air-fuel mixture is pre-mixed before leaving the fuel / air nozzles and entering the combustion chamber. 3. Камера сгорания по п. 1, в которой топливовоздушные форсунки образованы соосной круговой областью, в которой может быть расположен осевой завихритель потока и/или пусковая топливовоздушная форсунка, и концентрическим кольцевым входом для потока, в котором придание указанному потоку завихрения лежит в диапазоне от малого до нулевого (0<завихрение<0,5).3. The combustion chamber according to claim 1, in which the fuel-air nozzles are formed by a coaxial circular region in which an axial flow swirl and / or a fuel-air starting nozzle can be located, and a concentric annular flow inlet, in which the said swirl flow is in the range from small to zero (0 <turbulence <0.5). 4. Камера сгорания по п. 3, в которой указанные топливовоздушные форсунки имеют кольцевой вход для потока, который придает потоку завихрение в диапазоне от малого до нулевого для введения потока со значительной тангенциальной скоростью, что в результате увеличивает угол потока, достигающего выхода камеры сгорания, тем самым уменьшая требуемую длину неподвижных сопловых направляющих лопаток первой ступени.4. The combustion chamber according to claim 3, wherein said air-fuel nozzles have an annular inlet for flow, which gives the flow a swirl in the range from small to zero for introducing the flow with a significant tangential velocity, which as a result increases the angle of the flow reaching the exit of the combustion chamber, thereby reducing the required length of the fixed nozzle guide vanes of the first stage. 5. Камера сгорания по п. 1, в которой единственный ряд топливных/воздушных форсунок расположен по окружности вокруг наружной облицовки камера сгорания.5. The combustion chamber according to claim 1, wherein a single row of fuel / air nozzles is arranged in a circle around the outer lining of the combustion chamber. 6. Камера сгорания по п. 1, в которой два ряда или более топливных/воздушных форсунок расположены по окружности вокруг наружной облицовки камеры сгорания.6. The combustion chamber according to claim 1, wherein two rows or more of fuel / air nozzles are arranged circumferentially around the outer lining of the combustion chamber. 7. Камера сгорания по п. 1, в которой форсунки, распределенные по окружности в общей плоскости, перпендикулярной продольному направлению и ближайшей к передней стенке, впрыскивают топливовоздушную смесь, которая имеет большее соотношение топливо/воздух, чем расположенный ниже по потоку набор форсунок, и которые преимущественно имеют окружное направление и могут иметь радиальное и/или продольное направление.7. The combustion chamber according to claim 1, in which the nozzles are distributed around a circumference in a common plane perpendicular to the longitudinal direction and closest to the front wall, injecting a fuel-air mixture that has a greater fuel / air ratio than the downstream set of nozzles, and which mainly have a circumferential direction and may have a radial and / or longitudinal direction. 8. Камера сгорания по п. 1, в которой форсунки, распределенные по окружности в общей плоскости, перпендикулярной продольному направлению и расположенной ниже по потоку от форсунок по п. 7, впрыскивают топливовоздушную смесь, которая имеет меньшее соотношение топливо/воздух, чем форсунки по п. 7, и которые преимущественно имеют окружное направление и могут иметь радиальное и/или продольное направление.8. The combustion chamber according to claim 1, in which the nozzles distributed around a circumference in a common plane perpendicular to the longitudinal direction and located downstream of the nozzles according to claim 7 inject an air-fuel mixture that has a lower fuel / air ratio than the nozzles according to p. 7, and which mainly have a circumferential direction and may have a radial and / or longitudinal direction. 9. Камера сгорания по п. 1, в которой указанные топливовоздушные форсунки содержат пусковые топливные/воздушные форсунки, которые выполняют функцию стабилизации пламени, особенно при работе с частичной загрузкой.9. The combustion chamber according to claim 1, wherein said air-fuel nozzles comprise starting fuel / air nozzles that perform the function of stabilizing the flame, especially when operating with a partial load. 10. Камера сгорания по п. 1, в которой указанные топливовоздушные форсунки могут иметь постоянные или переменные от плоскости к плоскости значения угла, как указано позицией 10, в диапазоне от 0 до 90 градусов.10. The combustion chamber according to claim 1, in which these air-fuel nozzles may have constant or variable from plane to plane angle values, as indicated by position 10, in the range from 0 to 90 degrees. 11. Камера сгорания по п. 1, в которой топливовоздушные форсунки могут иметь постоянные или переменные значения угла в одной плоскости, в диапазоне от 0 до 90 градусов.11. The combustion chamber according to claim 1, in which the air-fuel nozzles can have constant or variable values of the angle in one plane, in the range from 0 to 90 degrees. 12. Камера сгорания по п. 1, в которой топливовоздушные форсунки могут содержать по меньшей мере топливовоздушные форсунки в одной плоскости, разделенные на два набора, причем каждый набор выполнен с возможностью воспламенения под разными углами, значения которых лежат в диапазоне от 0 до 90 градусов.12. The combustion chamber according to claim 1, in which the air-fuel nozzles may contain at least air-fuel nozzles in one plane, divided into two sets, each set being made to ignite at different angles, the values of which are in the range from 0 to 90 degrees . 13. Камера сгорания по п. 1, в которой форсунки в различных плоскостях могут иметь одинаковое соотношение топливо/воздух или переменное соотношение топливо/воздух.13. The combustion chamber according to claim 1, in which the nozzles in different planes may have the same fuel / air ratio or a variable fuel / air ratio. 14. Камера сгорания по п. 1, в которой топливовоздушные форсунки в одной плоскости могут иметь одинаковые или переменные значения соотношений топливо/воздух.14. The combustion chamber according to claim 1, in which the air-fuel nozzles in one plane can have the same or variable values of the fuel / air ratio. 15. Камера сгорания по п. 1, в которой тангенциально направленные форсунки существенно улучшают процесс зажигания камеры сгорания, благодаря тому, что соседние форсунки направляют свое пламя на соседнюю форсунку в своей плоскости, тем самым снижая необходимость наличия множества пусковых горелок.15. The combustion chamber according to claim 1, in which the tangentially directed nozzles significantly improve the ignition of the combustion chamber, due to the fact that neighboring nozzles direct their flame to the neighboring nozzle in their plane, thereby reducing the need for multiple starting burners. 16. Камера сгорания по п. 15, в которой улучшенный процесс зажигания обеспечивает по существу стабильные горелки, уменьшающие вызванные пламенем вибрации и акустические явления, возникающие из-за нестабильности пламени при работе на уровне частичной или полной загрузки.16. The combustion chamber according to claim 15, wherein the improved ignition process provides substantially stable burners that reduce flame-induced vibrations and acoustic phenomena resulting from flame instability during operation at partial or full load. 17. Камера сгорания по п. 1, в которой тангенциальное расположение топливовоздушных форсунок улучшает смешивание вступающих в реакцию веществ для эффективного сгорания при очень низких уровнях загрузки.17. The combustion chamber according to claim 1, in which the tangential arrangement of the air-fuel nozzles improves the mixing of reactive substances for efficient combustion at very low loading levels. 18. Камера сгорания по п. 1, в которой топлива с низкой реакционной способностью, например низкокалорийные газы, могут быть легко использованы и сожжены в указанной камере сгорания благодаря повышенной стабильности пламени.18. The combustion chamber according to claim 1, in which fuels with low reactivity, for example low-calorie gases, can be easily used and burned in said combustion chamber due to the increased flame stability. 19. Камера сгорания по п. 1, в которой сокращено время, необходимое для сгорания топливовоздушной смеси; в результате, уменьшен требуемый объем сгорания, что позволяет уменьшить размеры двигателя, что важно для всех применений газовых турбин, и тем самым уменьшить отношение веса к тяге, что важно для авиационных применений газовых турбин.19. The combustion chamber according to claim 1, wherein the time required for combustion of the air-fuel mixture is reduced; as a result, the required amount of combustion is reduced, which allows to reduce the size of the engine, which is important for all applications of gas turbines, and thereby reduce the ratio of weight to thrust, which is important for aviation applications of gas turbines. 20. Камера сгорания по п. 1, в которой достигнуто более однородное распределение температуры на указанном выходе камеры сгорания, что обеспечивает возможность ее работы при более высоких температурах сгорания/воспламенения без снижения срока службы камеры сгорания и частей турбины.20. The combustion chamber according to claim 1, in which a more uniform temperature distribution is achieved at the specified output of the combustion chamber, which makes it possible to operate at higher combustion / ignition temperatures without reducing the life of the combustion chamber and parts of the turbine. 21. Камера сгорания по п. 1, в которой возможность работы при более высокой температуре сгорания по п. 20, приводит к повышению эффективности двигателя и выходной мощности и, тем самым, снижает уровень выбросов двуокиси углерода.21. The combustion chamber according to claim 1, in which the ability to work at a higher combustion temperature according to claim 20, leads to an increase in engine efficiency and output power and, thereby, reduces the level of carbon dioxide emissions. 22. Камера сгорания по п. 1, в которой облицовка передней стенки может содержать по меньшей мере одно отверстие, которое может представлять собой прямое или колоколообразное входное отверстие, полученное электроискровой обработкой, или набор отверстий, обеспечивающий возможность прохода выходящего из компрессора воздуха через указанную облицовку для ее охлаждения и быстрого смешивания с дымовым газом сгорания внутри полости сгорания.22. The combustion chamber according to claim 1, in which the lining of the front wall may contain at least one hole, which may be a direct or bell-shaped inlet obtained by electrospark processing, or a set of openings that allow the air leaving the compressor to pass through said lining for its cooling and rapid mixing with combustion flue gas inside the combustion cavity. 23. Камера сгорания по п. 1, в которой радиус как внутренней, так и наружной облицовки может быть разным в продольным направлении в зависимости от размера и формы газотурбинного двигателя.23. The combustion chamber according to claim 1, in which the radius of both the inner and outer linings may be different in the longitudinal direction depending on the size and shape of the gas turbine engine. 24. Камера сгорания по п. 1, в которой может быть использован любой доступный способ охлаждения компонентов газовой турбины, например: принудительное охлаждение, эффузионное охлаждение, испарительное охлаждение и так далее.24. The combustion chamber according to claim 1, in which any available method of cooling gas turbine components can be used, for example: forced cooling, effusion cooling, evaporative cooling, and so on. 25. Камера сгорания по п. 1, в которой форсунки, которые находятся в общей плоскости, могут быть смещены относительно другого набора форсунок в другой плоскости на угол по окружности относительно осевой линии двигателя.25. The combustion chamber according to claim 1, in which the nozzles, which are in a common plane, can be offset relative to another set of nozzles in a different plane by an angle around the circumference relative to the axial line of the engine. 26. Камера сгорания по п. 1, в которой результирующий поток через камеру сгорания выходит из камеры сгорания с существенным окружным компонентом скорости, что сокращает требуемую длину сопловых направляющих лопаток первой ступени турбины, чтобы достичь граничных входных условий для первой ступени турбины и, в результате, снизить соответствующие требования к охлаждению сопловых направляющих лопаток и тем самым сократить потерю производительности и затраты.26. The combustion chamber according to claim 1, wherein the resulting stream through the combustion chamber exits the combustion chamber with a substantial peripheral velocity component, which reduces the required length of the nozzle guide vanes of the first stage of the turbine in order to achieve boundary input conditions for the first stage of the turbine and, as a result reduce the relevant cooling requirements for nozzle guide vanes and thereby reduce productivity loss and costs. 27. Камера сгорания по п. 2, в которой минимизированы выбросы оксидов азота. 27. The combustion chamber according to claim 2, in which emissions of nitrogen oxides are minimized.
RU2014110629A 2011-08-22 2011-08-22 Tangential annular combustor with premixed fuel and air for use on gas turbine engines RU2626887C2 (en)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/US2011/048595 WO2013028164A2 (en) 2011-08-22 2011-08-22 Tangential annular combustor with premixed fuel and air for use on gas turbine engines

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014110629A true RU2014110629A (en) 2015-09-27
RU2626887C2 RU2626887C2 (en) 2017-08-02

Family

ID=47747017

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014110629A RU2626887C2 (en) 2011-08-22 2011-08-22 Tangential annular combustor with premixed fuel and air for use on gas turbine engines

Country Status (6)

Country Link
EP (1) EP2748533A4 (en)
JP (1) JP6110854B2 (en)
KR (1) KR101774630B1 (en)
CN (1) CN103930723A (en)
RU (1) RU2626887C2 (en)
WO (1) WO2013028164A2 (en)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2013028163A1 (en) * 2011-08-22 2013-02-28 Majed Toqan Tangential and flameless annular combustor for use on gas turbine engines
CN104180398A (en) * 2014-08-24 2014-12-03 武汉英康汇通电气有限公司 Annular combustor
CN104949154B (en) * 2015-03-11 2017-10-31 龚雨晋 Realize the device of constant volume burning and the dynamical system including the device
US11378277B2 (en) 2018-04-06 2022-07-05 General Electric Company Gas turbine engine and combustor having air inlets and pilot burner
CN108826357A (en) * 2018-07-27 2018-11-16 清华大学 The toroidal combustion chamber of engine
CN110081429B (en) * 2019-05-31 2024-04-12 南方电网电力科技股份有限公司 Sludge and garbage mixing incineration method and device
US11035298B1 (en) * 2020-03-16 2021-06-15 Heleng Inc. Turbine engine system
US11448175B1 (en) * 2021-06-03 2022-09-20 General Electric Company Fuel nozzle
KR102583222B1 (en) 2022-01-06 2023-09-25 두산에너빌리티 주식회사 Nozzle for combustor, combustor, and gas turbine including the same

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3433015A (en) * 1965-06-23 1969-03-18 Nasa Gas turbine combustion apparatus
US4216652A (en) * 1978-06-08 1980-08-12 General Motors Corporation Integrated, replaceable combustor swirler and fuel injector
US4891936A (en) * 1987-12-28 1990-01-09 Sundstrand Corporation Turbine combustor with tangential fuel injection and bender jets
SU1575010A1 (en) * 1988-05-17 1990-06-30 Производственное объединение "Невский завод" им.В.И.Ленина Composition chamber of gas-turbine unit
US5113647A (en) * 1989-12-22 1992-05-19 Sundstrand Corporation Gas turbine annular combustor
US5177955A (en) * 1991-02-07 1993-01-12 Sundstrand Corp. Dual zone single manifold fuel injection system
US5669218A (en) * 1995-05-31 1997-09-23 Dresser-Rand Company Premix fuel nozzle
US6453658B1 (en) * 2000-02-24 2002-09-24 Capstone Turbine Corporation Multi-stage multi-plane combustion system for a gas turbine engine
US6397603B1 (en) * 2000-05-05 2002-06-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Conbustor having a ceramic matrix composite liner
US6655146B2 (en) * 2001-07-31 2003-12-02 General Electric Company Hybrid film cooled combustor liner
US6751961B2 (en) * 2002-05-14 2004-06-22 United Technologies Corporation Bulkhead panel for use in a combustion chamber of a gas turbine engine
US7052231B2 (en) * 2003-04-28 2006-05-30 General Electric Company Methods and apparatus for injecting fluids in gas turbine engines
US20070107437A1 (en) * 2005-11-15 2007-05-17 Evulet Andrei T Low emission combustion and method of operation
US7665307B2 (en) * 2005-12-22 2010-02-23 United Technologies Corporation Dual wall combustor liner
US8015814B2 (en) * 2006-10-24 2011-09-13 Caterpillar Inc. Turbine engine having folded annular jet combustor
FR2917487B1 (en) * 2007-06-14 2009-10-02 Snecma Sa TURBOMACHINE COMBUSTION CHAMBER WITH HELICOIDAL CIRCULATION OF THE AIR
US20090133854A1 (en) * 2007-11-27 2009-05-28 Bruce Carlyle Johnson Flameless thermal oxidation apparatus and methods
US20100192582A1 (en) * 2009-02-04 2010-08-05 Robert Bland Combustor nozzle
US8234872B2 (en) * 2009-05-01 2012-08-07 General Electric Company Turbine air flow conditioner
US8904799B2 (en) * 2009-05-25 2014-12-09 Majed Toqan Tangential combustor with vaneless turbine for use on gas turbine engines
US8388307B2 (en) * 2009-07-21 2013-03-05 Honeywell International Inc. Turbine nozzle assembly including radially-compliant spring member for gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
KR20140090141A (en) 2014-07-16
RU2626887C2 (en) 2017-08-02
WO2013028164A3 (en) 2014-03-20
EP2748533A4 (en) 2015-03-04
WO2013028164A8 (en) 2014-04-10
JP2014524562A (en) 2014-09-22
JP6110854B2 (en) 2017-04-05
EP2748533A2 (en) 2014-07-02
WO2013028164A2 (en) 2013-02-28
CN103930723A (en) 2014-07-16
KR101774630B1 (en) 2017-09-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2014110629A (en) TANGENTIAL RING COMBUSTION CHAMBER WITH PRELIMINARY MIXED FUEL AND AIR FOR USE IN GAS-TURBINE ENGINES
US10295190B2 (en) Centerbody injector mini mixer fuel nozzle assembly
US10465909B2 (en) Mini mixing fuel nozzle assembly with mixing sleeve
CN107735618B (en) Combustor for a gas turbine and method of operating a combustor
US11156360B2 (en) Fuel nozzle assembly
US9664391B2 (en) Gas turbine combustor
RU2014110628A (en) TUBULAR-RING COMBUSTION CHAMBER WITH STEPS AND TANGENTIAL FUEL AND AIR INJECTORS FOR USE IN GAS-TURBINE ENGINES
JP4997018B2 (en) Pilot mixer for a gas turbine engine combustor mixer assembly having a primary fuel injector and a plurality of secondary fuel injection ports
US10935245B2 (en) Annular concentric fuel nozzle assembly with annular depression and radial inlet ports
US20140360202A1 (en) Fuel injector and a combustion chamber
US20160061452A1 (en) Corrugated cyclone mixer assembly to facilitate reduced nox emissions and improve operability in a combustor system
CN110131750A (en) A kind of gas turbine low discharging burning chamber of using gas fuel
RU2619673C2 (en) Mixing of combustible substances procedure for gas turbine engine combustion chamber
GB2571813A (en) Jet swirl air blast fuel injector for gas turbine engine
US11635209B2 (en) Gas turbine combustor dome with integrated flare swirler
CA2597846A1 (en) Pilot fuel injector for mixer assembly of a high pressure gas turbine engine
CN114593444A (en) Lean-burn burner
RU2014110630A (en) TANGENTIAL AND FLAMELESS RING COMBUSTION CHAMBER FOR USE IN GAS-TURBINE ENGINES
US11041623B2 (en) Gas turbine combustor with heat exchanger between rich combustion zone and secondary combustion zone
RU150943U1 (en) FRONT DEVICE OF RING COMBUSTION CAMERA OF SMALL-SIZED GAS-TURBINE ENGINE
RU2757248C1 (en) Front device of the annular combustion chamber of a gas turbine installation and the method for its operation
US11994295B2 (en) Multi pressure drop swirler ferrule plate