RU2016116529A - Камера сгорания для турбинного двигателя с равномерным забором воздуха через систему впрыска топлива - Google Patents

Камера сгорания для турбинного двигателя с равномерным забором воздуха через систему впрыска топлива Download PDF

Info

Publication number
RU2016116529A
RU2016116529A RU2016116529A RU2016116529A RU2016116529A RU 2016116529 A RU2016116529 A RU 2016116529A RU 2016116529 A RU2016116529 A RU 2016116529A RU 2016116529 A RU2016116529 A RU 2016116529A RU 2016116529 A RU2016116529 A RU 2016116529A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
annular
combustion chamber
injector
openings
injection system
Prior art date
Application number
RU2016116529A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2660729C2 (ru
RU2016116529A3 (ru
Inventor
Маттье Франсуа РЮЛЛО
Ромен Николя ЛЮНЕЛЬ
Тома Оливье Мари НОЭЛЬ
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 RU2016116529A publication Critical patent/RU2016116529A/ru
Publication of RU2016116529A3 publication Critical patent/RU2016116529A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2660729C2 publication Critical patent/RU2660729C2/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
    • F23R3/02—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
    • 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
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/222—Fuel flow conduits, e.g. manifolds
    • 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
    • F23R3/02—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
    • F23R3/02—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
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—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
    • F23R3/28—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
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • 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
    • F05D2240/35—Combustors or associated equipment

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)
  • Pressure-Spray And Ultrasonic-Wave- Spray Burners (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)

Claims (14)

1. Кольцевая камера (8) сгорания для турбинного двигателя, содержащая:
- кольцевую концевую стенку (18), снабженную множеством систем (20) впрыска, каждая из которых центрирована на соответствующей оси (24), и каждая из которых имеет верхний по потоку конец, образующий втулку (26') для приема головки (21) топливного инжектора (22), нижний по потоку конец (28), открытый в камеру сгорания, и кольцевой впуск (30) воздуха, расположенный между упомянутыми верхним по потоку и нижним по потоку концами таким образом, что воздух, пропущенный через этот кольцевой впуск (30) воздуха, смешивается, внутри системы впрыска, с топливом, поступающим из топливного инжектора (22); и
- кольцевой кожух (40'), покрывающий верхнюю по потоку сторону концевой стенки (18) и содержащий множество отверстий (42) инжекторов, соответственно, расположенных обращенными к системам (20) впрыска, причем кольцевой кожух (40') и концевая стенка (18) вместе ограничивают кольцевое пространство (78), в которое открыт кольцевой впуск (30) воздуха каждой системы (20) впрыска,
отличающаяся тем, что кольцевой кожух (40') включает в себя множество воздухозаборных отверстий (60), отдельных от отверстий (42) инжекторов, и тем, что втулка (26') каждой системы впрыска проходит через соответствующее отверстие (42) инжектора кольцевого кожуха и содержит, на ее верхнем по потоку конце, кольцевой выступ (62), имеющий свободный край (64), удаленный от оси (24) системы впрыска на первое расстояние (d1), которое больше или равно второму расстоянию (d2), отделяющему край упомянутого соответствующего отверстия (42) инжектора от оси (24) системы впрыска.
2. Кольцевая камера сгорания по п. 1, в которой воздухозаборные отверстия (60) и отверстия (42) инжекторов распределены таким образом, что, по меньшей мере, одно воздухозаборное отверстие (60) расположено по окружности между каждой парой последовательных отверстий (42) инжекторов вдоль окружности кольцевого кожуха (40').
3. Кольцевая камера сгорания по п. 2, в которой воздухозаборные отверстия (60) распределены поочередно с отверстиями (42) инжекторов в вдоль окружности кольцевого кожуха (40').
4. Модуль (59) камеры сгорания для турбинного двигателя, содержащий:
- кольцевую камеру (8) сгорания по любому из пп. 1-3; и
- кольцевой ряд топливных инжекторов (22), содержащих соответствующие головки (21) инжекторов, соответственно установленные посаженными в упомянутых втулках (26') систем (20) впрыска камеры сгорания.
5. Модуль камеры сгорания по п. 4, в котором каждая головка (21) инжектора включает в себя центральный наконечник (54) для впрыска топлива, осевое воздухозаборное устройство (56), расположенное вокруг центрального наконечника, и периферийное устройство (58) впрыска топлива, расположенное вокруг осевого воздухозаборного устройства.
6. Модуль камеры сгорания по п. 4 или 5, в котором отверстия (42) инжекторов кольцевого кожуха (40') имеют соответствующие изометрические барицентры (68), вписанные на первой окружности (70), центрированной на оси (14) камеры (8) сгорания и имеющей первый диаметр(D1).
7. Модуль камеры сгорания по п. 6, в котором воздухозаборные отверстия (60) кольцевого кожуха (40') имеют соответствующие изометрические барицентры (72), вписанные на второй окружности (74), центрированной на оси (14) камеры (8) сгорания и имеющей второй диаметр (D2), который строго больше упомянутого первого диаметра (D1) первой окружности (70).
8. Модуль камеры сгорания по п. 6, в котором воздухозаборные отверстия (60) кольцевого кожуха (40') имеют соответствующие изометрические барицентры, вписанные на первой окружности (70).
9. Турбинный двигатель для летательного аппарата, отличающийся тем, что он содержит модуль (59) камеры сгорания по любому из пп. 4-8.
RU2016116529A 2013-10-01 2014-09-29 Камера сгорания для турбинного двигателя с равномерным забором воздуха через систему впрыска топлива RU2660729C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1359503 2013-10-01
FR1359503A FR3011317B1 (fr) 2013-10-01 2013-10-01 Chambre de combustion pour turbomachine a admission d'air homogene au travers de systemes d'injection
PCT/FR2014/052446 WO2015049446A1 (fr) 2013-10-01 2014-09-29 Chambre de combustion pour turbomachine a admission d'air homogene au travers de systemes d'injection de carburant

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2016116529A true RU2016116529A (ru) 2017-11-10
RU2016116529A3 RU2016116529A3 (ru) 2018-05-08
RU2660729C2 RU2660729C2 (ru) 2018-07-09

Family

ID=49551693

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016116529A RU2660729C2 (ru) 2013-10-01 2014-09-29 Камера сгорания для турбинного двигателя с равномерным забором воздуха через систему впрыска топлива

Country Status (8)

Country Link
US (1) US10180256B2 (ru)
EP (1) EP3039342B1 (ru)
CN (1) CN105593602B (ru)
BR (1) BR112016006688B1 (ru)
CA (1) CA2925441C (ru)
FR (1) FR3011317B1 (ru)
RU (1) RU2660729C2 (ru)
WO (1) WO2015049446A1 (ru)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP5924618B2 (ja) * 2012-06-07 2016-05-25 川崎重工業株式会社 燃料噴射装置
GB2548585B (en) * 2016-03-22 2020-05-27 Rolls Royce Plc A combustion chamber assembly
FR3070198B1 (fr) * 2017-08-21 2019-09-13 Safran Aircraft Engines Module de chambre de combustion de turbomachine d'aeronef comprenant des marques facilitant le reperage lors d'une inspection endoscopique de la chambre de combustion
CN112879163A (zh) * 2021-01-11 2021-06-01 哈电发电设备国家工程研究中心有限公司 一种用于气路转换的新型气流分配转换装置

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB947808A (en) * 1961-08-03 1964-01-29 Rolls Royce Combustion chamber for a gas turbine engine
US5323605A (en) * 1990-10-01 1994-06-28 General Electric Company Double dome arched combustor
DE4110507C2 (de) 1991-03-30 1994-04-07 Mtu Muenchen Gmbh Brenner für Gasturbinentriebwerke mit mindestens einer für die Zufuhr von Verbrennungsluft lastabhängig regulierbaren Dralleinrichtung
CA2089272C (en) * 1992-03-23 2002-09-03 James Norman Reinhold, Jr. Impact resistant combustor
US5289687A (en) 1992-03-30 1994-03-01 General Electric Company One-piece cowl for a double annular combustor
FR2704305B1 (fr) * 1993-04-21 1995-06-02 Snecma Chambre de combustion comportant un système d'injection à géométrie variable.
DE4313648C2 (de) * 1993-04-21 1997-10-09 Mannesmann Ag Verfahren und Vorrichtung zum Herstellen von nahtlosen Rohren durch Drückwalzen
GB2299399A (en) 1995-03-25 1996-10-02 Rolls Royce Plc Variable geometry air-fuel injector
FR2751054B1 (fr) * 1996-07-11 1998-09-18 Snecma Chambre de combustion anti-nox a injection de carburant de type annulaire
DE19643028A1 (de) * 1996-10-18 1998-04-23 Bmw Rolls Royce Gmbh Brennkammer einer Gasturbine mit einem ringförmigen Kopfabschnitt
US6155056A (en) * 1998-06-04 2000-12-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Cooling louver for annular gas turbine engine combustion chamber
FR2856467B1 (fr) * 2003-06-18 2005-09-02 Snecma Moteurs Chambre de combustion annulaire de turbomachine
RU2250415C1 (ru) * 2003-08-05 2005-04-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя
US7975487B2 (en) * 2006-09-21 2011-07-12 Solar Turbines Inc. Combustor assembly for gas turbine engine
FR2909163B1 (fr) * 2006-11-28 2011-02-25 Snecma Carenage de chambre de combustion de turbomachine.
FR2943403B1 (fr) * 2009-03-17 2014-11-14 Snecma Chambre de combustion de turbomachine comprenant des moyens ameliores d'alimentation en air
FR2956897B1 (fr) * 2010-02-26 2012-07-20 Snecma Systeme d'injection pour chambre de combustion de turbomachine, comprenant des moyens d'injection d'air ameliorant le melange air-carburant
FR2958015B1 (fr) * 2010-03-24 2013-07-05 Snecma Systeme d'injection pour chambre de combustion de turbomachine, comprenant des moyens d'injection de carburant entre deux flux d'air coaxiaux

Also Published As

Publication number Publication date
FR3011317A1 (fr) 2015-04-03
CN105593602B (zh) 2018-07-24
BR112016006688B1 (pt) 2021-10-26
US10180256B2 (en) 2019-01-15
RU2660729C2 (ru) 2018-07-09
CA2925441A1 (fr) 2015-04-09
CA2925441C (fr) 2021-06-29
US20160215983A1 (en) 2016-07-28
CN105593602A (zh) 2016-05-18
EP3039342A1 (fr) 2016-07-06
EP3039342B1 (fr) 2018-04-04
RU2016116529A3 (ru) 2018-05-08
WO2015049446A1 (fr) 2015-04-09
BR112016006688A2 (pt) 2017-08-01
FR3011317B1 (fr) 2018-02-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2010132334A (ru) Топливное сопло для турбинного двигателя и охлаждающий кожух для охлаждения внешней части цилиндрического топливного сопла турбинного двигателя
RU2007124389A (ru) Конструкция камеры сгорания для газотурбинного двигателя, имеющей дефлектор с выступающей кромкой, камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая вышеуказанную конструкцию, и газотурбинный двигатель
RU2011134663A (ru) Стенка камеры сгорания турбомашины с единым кольцевым рядом отверстий для входа первичного и смесительного воздуха
RU2008102394A (ru) Система впрыска топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя, камера сгорания, оснащенная такой системой и газотурбинный двигатель
JP2014040998A5 (ru)
JP2014040999A5 (ru)
RU2016116529A (ru) Камера сгорания для турбинного двигателя с равномерным забором воздуха через систему впрыска топлива
WO2016126986A3 (en) Systems and methods for high volumetric oxidant flow in gas turbine engine with exhaust gas recirculation
EP2589867A3 (en) Injectors for multipoint injection
EP3109557A3 (en) Combustion systems
EP2778529A3 (en) Combustor for gas turbine engine
WO2011104304A3 (fr) Systeme d'injection pour chambre de combustion de turbomachine, comprenant des moyens d'injection d'air ameliorant le melange air-carburant
EP2762683A3 (en) Axial turbine with sector-divided turbine housing
EP2775202A3 (en) Air swirlers
RU2013116922A (ru) Система, содержащая камеру сгорания турбины (варианты)
RU2014116962A (ru) Кольцевая камера сгорания турбомашины
RU2015144484A (ru) Система впрыска топлива для камеры сгорания турбомашины, содержащей кольцевую стенку с сужающимся внутренним профилем
RU2010109801A (ru) Гондола с регулируемой выпускной секцией
RU2013117008A (ru) Аэродинамический обтекатель задней части камеры сгорания турбомашины
JP2015049036A5 (ru)
RU2011141837A (ru) Камера сгорания турбомашины, содержащая улучшенные средства питания воздухом
RU2016111100A (ru) Топливная форсунка для турбомашины
RU2014100109A (ru) Способ впрыска топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя и система впрыска для его осуществления
WO2011117533A3 (fr) Chambre de combustion a injecteurs decales longitudinalement sur une meme couronne
RU2016143550A (ru) Авиационный двигатель с установкой диффузора под азимутальным углом относительно камеры сгорания

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner