RU2014111483A - Стенка камеры сгорания - Google Patents

Стенка камеры сгорания Download PDF

Info

Publication number
RU2014111483A
RU2014111483A RU2014111483/06A RU2014111483A RU2014111483A RU 2014111483 A RU2014111483 A RU 2014111483A RU 2014111483/06 A RU2014111483/06 A RU 2014111483/06A RU 2014111483 A RU2014111483 A RU 2014111483A RU 2014111483 A RU2014111483 A RU 2014111483A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wall
cooling holes
hot side
combustion
combustion chamber
Prior art date
Application number
RU2014111483/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2614305C2 (ru
Inventor
Николя САВАРИ
Клод БЕРА
Ги ГРИАНШ
Патрик БЕРТО
Юбер Паскаль ВЕРДЬЕ
Original Assignee
Турбомека
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 Турбомека filed Critical Турбомека
Publication of RU2014111483A publication Critical patent/RU2014111483A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2614305C2 publication Critical patent/RU2614305C2/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
    • F23R3/002—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
    • F23R3/42—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
    • 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
    • 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

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. Кольцевая стенка (11, 12) камеры (4) сгорания турбомашины, содержащая холодную сторону и горячую сторону и имеющая по меньшей мере одно первичное отверстие (17) для обеспечения возможности проникновения первого потока воздуха, проходящего на холодной стороне стенки (11, 12), на горячую сторону стенки (11, 12) для обеспечения сгорания топлива внутри камеры (4) сгорания, и множество охлаждающих отверстий (19), имеющих диаметр не больше 1 мм, с целью обеспечения возможности проникновения второго потока воздуха, проходящего на холодной стороне стенки (11, 12), на горячую сторону стенки (11, 12) для охлаждения горячей стороны стенки (11, 12), отличающаяся тем, что указанное множество охлаждающих отверстий (19) пригодно также для разбавления газа (20) сгорания, являющегося результатом указанного сгорания, за счет использования потока воздуха, проникающего на горячую сторону стенки (11, 12) через охлаждающие отверстия (19).2. Кольцевая стенка (11, 12) по п. 1, в которой указанные охлаждающие отверстия (19) представляют не менее 50% всей площади поверхности для прохождения воздуха через стенку (11, 12).3. Кольцевая стенка (11, 12) по п. 1, в которой указанные охлаждающие отверстия (19) представляют по меньшей мере 97% всей площади поверхности для прохождения воздуха через стенку (11, 12) по потоку ниже указанного по меньшей мере одного первичного отверстия (17).4. Кольцевая стенка (11, 12) по п. 1, в которой каждое отверстие из множества указанных охлаждающих отверстий (19) ориентировано вдоль оси, которая в проекции на стенку (11, 12) образует угол Θ не меньше 45º с направлением центральной оси (Х) стенки (11, 12).5. Кольцевая стенка (11, 12) по п. 4, в которой указанный угол Θ лежит в диапазоне 85º

Claims (10)

1. Кольцевая стенка (11, 12) камеры (4) сгорания турбомашины, содержащая холодную сторону и горячую сторону и имеющая по меньшей мере одно первичное отверстие (17) для обеспечения возможности проникновения первого потока воздуха, проходящего на холодной стороне стенки (11, 12), на горячую сторону стенки (11, 12) для обеспечения сгорания топлива внутри камеры (4) сгорания, и множество охлаждающих отверстий (19), имеющих диаметр не больше 1 мм, с целью обеспечения возможности проникновения второго потока воздуха, проходящего на холодной стороне стенки (11, 12), на горячую сторону стенки (11, 12) для охлаждения горячей стороны стенки (11, 12), отличающаяся тем, что указанное множество охлаждающих отверстий (19) пригодно также для разбавления газа (20) сгорания, являющегося результатом указанного сгорания, за счет использования потока воздуха, проникающего на горячую сторону стенки (11, 12) через охлаждающие отверстия (19).
2. Кольцевая стенка (11, 12) по п. 1, в которой указанные охлаждающие отверстия (19) представляют не менее 50% всей площади поверхности для прохождения воздуха через стенку (11, 12).
3. Кольцевая стенка (11, 12) по п. 1, в которой указанные охлаждающие отверстия (19) представляют по меньшей мере 97% всей площади поверхности для прохождения воздуха через стенку (11, 12) по потоку ниже указанного по меньшей мере одного первичного отверстия (17).
4. Кольцевая стенка (11, 12) по п. 1, в которой каждое отверстие из множества указанных охлаждающих отверстий (19) ориентировано вдоль оси, которая в проекции на стенку (11, 12) образует угол Θ не меньше 45º с направлением центральной оси (Х) стенки (11, 12).
5. Кольцевая стенка (11, 12) по п. 4, в которой указанный угол Θ лежит в диапазоне 85º-95º.
6. Кольцевая стенка (11, 12) по п. 1, в которой каждое отверстие из множества указанных охлаждающих отверстий (19) ориентировано вдоль оси, составляющей угол β со стенкой (11, 12), при этом угол β не больше 45º и предпочтительно не больше 30º.
7. Кольцевая стенка (11, 12) по п. 6, в которой указанный угол β не меньше 15º и предпочтительно не меньше 20º.
8. Камера (4) сгорания турбомашины, содержащая внутреннюю стенку (11) и наружную стенку (12), которые коаксиальны друг другу, при этом указанная внутренняя стенка (11) и/или указанная наружная стенка (12) являются кольцевой стенкой по любому из пп. 1-7.
9. Турбомашина, включающая камеру (4) сгорания, имеющую по меньшей мере одну кольцевую стенку (11, 12) по любому из пп. 1-7.
10. Способ разбавления газа (20) сгорания в камере (4) сгорания турбомашины, при этом указанная камера (4) сгорания имеет по меньшей мере одну кольцевую стенку (11, 12) с холодной стороной и горячей стороной и снабжена по меньшей мере одним первичным отверстием (17) для обеспечения проникновения первого потока воздуха, проходящего на холодной стороне стенки (11, 12), на горячую сторону стенки (11, 12) для обеспечения сгорания топлива внутри камеры (4) сгорания, и множество охлаждающих отверстий (19), имеющих каждое диаметр не больше 1 мм, с целью обеспечения проникновения второго потока воздуха, проходящего на холодной стороне стенки (11, 12), на горячую сторону стенки (11, 12) для охлаждения горячей стороны стенки (11, 12), отличающийся тем, что поток воздуха, проникающий на горячую сторону стенки (11, 12), служит также для разбавления газа (20) сгорания.
RU2014111483A 2011-08-26 2012-08-22 Стенка камеры сгорания RU2614305C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1157574A FR2979416B1 (fr) 2011-08-26 2011-08-26 Paroi de chambre de combustion
FR1157574 2011-08-26
PCT/FR2012/051917 WO2013030492A1 (fr) 2011-08-26 2012-08-22 Paroi de chambre de combustion

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014111483A true RU2014111483A (ru) 2015-10-10
RU2614305C2 RU2614305C2 (ru) 2017-03-24

Family

ID=46829816

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014111483A RU2614305C2 (ru) 2011-08-26 2012-08-22 Стенка камеры сгорания

Country Status (11)

Country Link
US (1) US10156358B2 (ru)
EP (1) EP2748532B1 (ru)
JP (1) JP6012733B2 (ru)
KR (1) KR101971305B1 (ru)
CN (1) CN103765108B (ru)
CA (1) CA2843690C (ru)
ES (1) ES2640795T3 (ru)
FR (1) FR2979416B1 (ru)
PL (1) PL2748532T3 (ru)
RU (1) RU2614305C2 (ru)
WO (1) WO2013030492A1 (ru)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3021097B1 (fr) * 2014-05-15 2020-05-08 Safran Power Units Chambre de combustion a flux inverse comprenant une paroi de coude optimisee
FR3038364B1 (fr) * 2015-07-01 2020-01-03 Safran Helicopter Engines Paroi de chambre de combustion
EP3159609A1 (en) * 2015-10-21 2017-04-26 Siemens Aktiengesellschaft Combustor for a gas turbine
FR3061948B1 (fr) * 2017-01-19 2021-01-22 Safran Helicopter Engines Chambre de combustion de turbomachine a haute permeabilite
CN109668173B (zh) * 2019-01-14 2019-11-26 西安增材制造国家研究院有限公司 一种蒸发管式紧凑型燃烧室

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2668246B1 (fr) * 1990-10-17 1994-12-09 Snecma Chambre de combustion munie d'un dispositif de refroidissement de sa paroi.
US5233828A (en) * 1990-11-15 1993-08-10 General Electric Company Combustor liner with circumferentially angled film cooling holes
CA2048726A1 (en) * 1990-11-15 1992-05-16 Phillip D. Napoli Combustor liner with circumferentially angled film cooling holes
CA2056592A1 (en) * 1990-12-21 1992-06-22 Phillip D. Napoli Multi-hole film cooled combustor liner with slotted film starter
US5261223A (en) * 1992-10-07 1993-11-16 General Electric Company Multi-hole film cooled combustor liner with rectangular film restarting holes
FR2733582B1 (fr) * 1995-04-26 1997-06-06 Snecma Chambre de combustion comportant une multiperforation d'inclinaison axiale et tangentielle variable
RU2173819C2 (ru) * 1999-10-25 2001-09-20 Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова Камера сгорания газотурбинного двигателя
US6408629B1 (en) * 2000-10-03 2002-06-25 General Electric Company Combustor liner having preferentially angled cooling holes
FR2856468B1 (fr) * 2003-06-17 2007-11-23 Snecma Moteurs Chambre de combustion annulaire de turbomachine
US20060037323A1 (en) * 2004-08-20 2006-02-23 Honeywell International Inc., Film effectiveness enhancement using tangential effusion
US7614235B2 (en) * 2005-03-01 2009-11-10 United Technologies Corporation Combustor cooling hole pattern
US7631502B2 (en) * 2005-12-14 2009-12-15 United Technologies Corporation Local cooling hole pattern
US7546737B2 (en) * 2006-01-24 2009-06-16 Honeywell International Inc. Segmented effusion cooled gas turbine engine combustor
FR2899315B1 (fr) * 2006-03-30 2012-09-28 Snecma Configuration d'ouvertures de dilution dans une paroi de chambre de combustion de turbomachine
US7942006B2 (en) 2007-03-26 2011-05-17 Honeywell International Inc. Combustors and combustion systems for gas turbine engines
US20090199563A1 (en) * 2008-02-07 2009-08-13 Hamilton Sundstrand Corporation Scalable pyrospin combustor
US9897320B2 (en) * 2009-07-30 2018-02-20 Honeywell International Inc. Effusion cooled dual wall gas turbine combustors

Also Published As

Publication number Publication date
CN103765108A (zh) 2014-04-30
FR2979416B1 (fr) 2013-09-20
KR20140051969A (ko) 2014-05-02
KR101971305B1 (ko) 2019-04-22
CA2843690C (fr) 2019-08-27
CA2843690A1 (fr) 2013-03-07
FR2979416A1 (fr) 2013-03-01
ES2640795T3 (es) 2017-11-06
US10156358B2 (en) 2018-12-18
US20140208763A1 (en) 2014-07-31
JP2014525557A (ja) 2014-09-29
RU2614305C2 (ru) 2017-03-24
EP2748532B1 (fr) 2017-08-09
JP6012733B2 (ja) 2016-10-25
WO2013030492A1 (fr) 2013-03-07
EP2748532A1 (fr) 2014-07-02
CN103765108B (zh) 2016-08-24
PL2748532T3 (pl) 2017-11-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2014111483A (ru) Стенка камеры сгорания
WO2013060987A3 (fr) Paroi annulaire de chambre de combustion à refroidissement amélioré au niveau des trous primaires et/ou de dilution
JP2010526274A5 (ru)
BR112014011227A2 (pt) conjunto de ventilador
RU2011103223A (ru) Система, содержащая топливное сопло, система, содержащая турбинное топливное сопло, и система, содержащая турбинный двигатель
RU2007104608A (ru) Камера сгорания для газотурбинного двигателя
WO2015126501A3 (en) Co-swirl orientation of combustor effusion passages for gas turbine engine combustor
RU2013143301A (ru) Кольцевая камера сгорания для газотурбинного двигателя, содержащая улучшенные отверстия для охлаждения
WO2015047509A3 (en) Vena contracta swirling dilution passages for gas turbine engine combustor
RU2012116126A (ru) Камера сгорания для авиационного газотурбинного двигателя с отверстиями разной конфигурации
BR112014007389A2 (pt) conduto de mistura, misturador estático e método de mistura
EP3156731A3 (en) Combustor for a gas turbine engine
UA107163C2 (xx) Повітронагрівник з верхнім обігрівом
JP2016061506A5 (ru)
RU2015144484A (ru) Система впрыска топлива для камеры сгорания турбомашины, содержащей кольцевую стенку с сужающимся внутренним профилем
EP3282190A3 (en) Dilution hole assembly
WO2013135859A3 (de) Ringbrennkammer-bypass
JP2011241824A5 (ru)
RU2012107860A (ru) Камера сгорания турбомашины с улучшенными отверстиями для входа воздуха
WO2014133648A3 (en) Plate for directing flow and film cooling of components
RU2013102779A (ru) Выхлопной диффузор турбины (варианты)
US20130037158A1 (en) Engine exhaust assembly
CA2714259A1 (en) Combustor for a turbine, and gas turbine outfitted with a combustor of this kind
JP2016108964A5 (ru)
EA201290484A1 (ru) Структура модуля факельного канала газовой горелки

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner