RU202851U1 - AIR FUEL BURNER COMBUSTION CHAMBER OF GAS TURBINE ENGINE - Google Patents

AIR FUEL BURNER COMBUSTION CHAMBER OF GAS TURBINE ENGINE Download PDF

Info

Publication number
RU202851U1
RU202851U1 RU2020139345U RU2020139345U RU202851U1 RU 202851 U1 RU202851 U1 RU 202851U1 RU 2020139345 U RU2020139345 U RU 2020139345U RU 2020139345 U RU2020139345 U RU 2020139345U RU 202851 U1 RU202851 U1 RU 202851U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
swirler
internal
outlet section
distance
Prior art date
Application number
RU2020139345U
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Дмитрий Константинович Василюк
Ирина Сергеевна Морева
Андрей Владимирович Охлобыстин
Валерий Александрович Ташкинов
Original Assignee
Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн"
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 Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" filed Critical Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн"
Priority to RU2020139345U priority Critical patent/RU202851U1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU202851U1 publication Critical patent/RU202851U1/en

Links

Images

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
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)

Abstract

Полезная модель относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей (ГТД) и может найти применение в турбомашиностроении, в частности в авиадвигателестроении.Техническим результатом, на достижение которого направлена полезная модель, является расширение области устойчивой работы за счет увеличения размеров промежуточной зоны обратных токов между центральной и периферийной зоной.Технический результат достигается тем, что в топливовоздушной горелке камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащей установленные концентрично топливную форсунку, наружный и внутренний завихрители, снабженные насадками, образующие между собой кольцевой канал с диффузорным участком на выходе, при этом насадок внутреннего завихрителя выполнен конфузорным и снабжен рядами отверстий, в отличие от известной между внутренним и наружным завихрителем установлен промежуточный завихритель с насадком, причем, отношение площадей проходных сечений наружного Fнap.зaви промежуточного Fпром.завзавихрителей соответствует значению: Fнар.зав/Fпром.зав=1,2…1,6, отношение площадей выходного сечения внутреннего насадка Fвых.вн.наси внутреннего завихрителя Fвн.завсоответствует значению: Fвых.вн.нас/Fвн.зав=0,4…0,9, при этом первый ряд отверстий на внутреннем насадке расположен от выходного сечения внутреннего насадка на расстоянии L1=(0,2…0,5)⋅D1, где L1расстояние от оси первого ряда отверстий до выходного сечения внутреннего насадка, D1- выходной диаметр внутреннего насадка, последний ряд отверстий на внутреннем насадке расположен от выходного сечения внутреннего насадка на расстоянии L2=(1,6…4,2)⋅L1, где L2- расстояние от оси последнего ряда отверстий до выходного сечения внутреннего насадка, выходное сечение насадка промежуточного завихрителя расположено от выходного сечения насадка внутреннего завихрителя на расстоянии L3=(1,1…1,5)⋅L2, а выходное сечение насадка наружного завихрителя расположено от выходного сечения насадка внутреннего завихрителя на расстоянии L4=(-0,1…0,1)⋅D1.The utility model refers to combustion chambers of gas turbine engines (GTE) and can be used in turbomachinery, in particular, in aircraft engine building. The technical result, which the utility model aims to achieve, is to expand the area of stable operation by increasing the size of the intermediate zone of return currents between the central and peripheral The technical result is achieved by the fact that in the fuel-air burner of the combustion chamber of a gas turbine engine, containing concentrically mounted fuel injector, external and internal swirlers, equipped with nozzles, forming an annular channel with a diffuser section at the outlet, while the nozzle of the internal swirler is made confusing and equipped rows of holes, in contrast to the known between the internal and external swirlers, an intermediate swirler with a nozzle is installed, and the ratio of the areas of the flow cross-sections of the external Fнap. t value: Fout.ref / Fin.set = 1.2 ... 1.6, the ratio of the areas of the outlet cross-section of the internal nozzle Fout.input of the internal swirler Fin.corresponds to the value: Fout.in.sup / Fin.def = 0.4 ... 0.9, while the first row of holes on the inner nozzle is located from the outlet section of the inner nozzle at a distance L1 = (0.2 ... 0.5) ⋅D1, where L1 is the distance from the axis of the first row of holes to the outlet section of the inner nozzle, D1- outlet diameter of the inner nozzle, the last row of holes on the inner nozzle is located from the outlet section of the inner nozzle at a distance L2 = (1.6 ... 4.2) ⋅L1, where L2 is the distance from the axis of the last row of holes to the outlet section of the inner nozzle, outlet section the nozzle of the intermediate swirler is located from the outlet section of the nozzle of the internal swirler at a distance L3 = (1.1 ... 1.5) ⋅L2, and the outlet section of the nozzle of the external swirler is located from the outlet section of the nozzle of the internal swirler at a distance of L4 = (- 0.1 ... 0 , 1) ⋅D1.

Description

Полезная модель относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей (ГТД) и может найти применение в турбомашиностроении, в частности в авиадвигателестроении.The utility model relates to combustion chambers of gas turbine engines (GTE) and can be used in turbomachinery, in particular, in aircraft engine building.

Известна топливовоздушная горелка камеры сгорания (патент РФ №2157954 F23R 3/00, заявл. 05.09.1995, опубл. 20.10.2000), которая содержит установленные концентрично топливную форсунку, внутренний завихритель и наружный завихритель. В жаровой трубе воздушные потоки, проходящие через завихрители, образуют две зоны обратных токов. Первая зона обратных токов центральная, образованная закрученным потоком воздуха из внутреннего завихрителя. Вторая зона обратных токов периферийная, образованная закрученным потоком воздуха из наружного завихрителя. Завихрители снабжены насадками, которые образуют кольцевой канал. Насадок внутреннего завихрителя выполнен конфузорным и снабжен отверстиями. Топливо из форсунки попадает внутрь конфузорного насадка, перемешивается с закрученным потоком воздуха, поступающим через внутренний завихритель, и выходит в центральную зону обратных токов. При этом часть топлива через отверстия в конфузорном насадке попадает в кольцевой канал, образованный насадками. Из кольцевого канала, под действием закрученного потока воздуха из наружного завихрителя, топливо попадает в периферийную зону обратных токов. Недостатком такой конструкции является отсутствие промежуточной зоны обратных токов, расположенной между центральной и периферийной зоной, что сужает область устойчивой работы камеры сгорания.Known fuel-air burner of the combustion chamber (RF patent No. 2157954 F23R 3/00, application 05.09.1995, publ. 20.10.2000), which contains a concentrically mounted fuel nozzle, internal swirler and external swirler. In the flame tube, the air flows passing through the swirlers form two reverse flow zones. The first zone of return currents is central, formed by the swirling air flow from the internal swirler. The second zone of return currents is peripheral, formed by the swirling air flow from the external swirler. The swirlers are equipped with nozzles that form an annular channel. The nozzle of the internal swirler is converging and equipped with holes. Fuel from the nozzle enters the confuser nozzle, mixes with the swirling air flow entering through the internal swirler, and exits into the central zone of return currents. In this case, part of the fuel through the holes in the confuser nozzle enters the annular channel formed by the nozzles. From the annular channel, under the action of the swirling air flow from the external swirler, the fuel enters the peripheral zone of return currents. The disadvantage of this design is the absence of an intermediate zone of return currents located between the central and peripheral zones, which narrows the area of stable operation of the combustion chamber.

Наиболее близкой к данному техническому решению является конструкция топливовоздушной горелки камеры сгорания газотурбинного двигателя (патент РФ №100187 F23R 3/14, заявл. 25.05.2010, опубл. 10.12.2010), содержащая установленные концентрично топливную форсунку, наружный и внутренний завихрители, снабженные насадками, образующие между собой кольцевой канал с диффузорным участком на выходе, при этом насадок внутреннего завихрителя выполнен конфузорным и снабжен рядами отверстий. В жаровой трубе образуются три зоны обратных токов. Первая зона обратных токов центральная, образованная закрученным потоком воздуха из внутреннего завихрителя. Вторая зона обратных токов периферийная, образованная закрученным потоком воздуха из наружного завихрителя. В процессе работы камеры сгорания топливо из форсунки попадает внутрь конфузорного насадка, перемешивается с закрученным потоком воздуха, поступающим через внутренний завихритель, и выходит в центральную зону обратных токов жаровой трубы. При этом часть топлива через отверстия в конфузорном насадке попадает в кольцевой канал с диффузорным участком на выходе, образованный насадками. В кольцевом канале с диффузорным участком на выходе между насадками образуется отрыв потока и возникает местный вихрь в виде третьей промежуточной зоны обратных токов между центральной и периферийной зонами. Размеры промежуточной зоны обратных токов незначительны, т.к. большая часть закрученного потока воздуха, выходящая из наружного завихрителя, попадает в периферийную зону. Недостатком такой конструкции является отсутствие промежуточной зоны увеличенных размеров, расположенной между центральной и периферийной зоной, что сужает область устойчивой работы камеры сгорания.The closest to this technical solution is the design of the fuel-air burner of the combustion chamber of a gas turbine engine (RF patent No. 100187 F23R 3/14, filed 25.05.2010, published 10.12.2010), containing a concentrically installed fuel nozzle, external and internal swirlers equipped with nozzles forming between themselves an annular channel with a diffuser section at the outlet, while the nozzle of the internal swirler is converging and equipped with rows of holes. Three reverse flow zones are formed in the flame tube. The first zone of return currents is central, formed by the swirling air flow from the internal swirler. The second zone of return currents is peripheral, formed by the swirling air flow from the external swirler. During the operation of the combustion chamber, the fuel from the nozzle enters the confuser nozzle, mixes with the swirling air flow entering through the internal swirler, and enters the central zone of the return currents of the flame tube. In this case, part of the fuel through the holes in the confuser nozzle enters the annular channel with the diffuser section at the outlet formed by the nozzles. In an annular channel with a diffuser section at the outlet between the nozzles, a flow separation is formed and a local vortex arises in the form of a third intermediate zone of reverse currents between the central and peripheral zones. The dimensions of the intermediate zone of reverse currents are insignificant, because most of the swirling air flow exiting the external swirler enters the peripheral zone. The disadvantage of this design is the absence of an oversized intermediate zone located between the central and peripheral zones, which narrows the area of stable operation of the combustion chamber.

Техническим результатом, на достижение которого направлена полезная модель, является расширение области устойчивой работы за счет увеличения размеров промежуточной зоны обратных токов между центральной и периферийной зоной.The technical result to be achieved by the utility model is to expand the area of stable operation by increasing the size of the intermediate zone of reverse currents between the central and peripheral zones.

Технический результат достигается тем, что в топливовоздушной горелке камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащей установленные концентрично топливную форсунку, наружный и внутренний завихрители, снабженные насадками, образующими между собой кольцевой канал с диффузорным участком на выходе, при этом насадок внутреннего завихрителя выполнен конфузорным и снабжен рядами отверстий, в отличие от известной, между внутренним и наружным завихрителями установлен промежуточный завихритель с насадком, причем, отношение площадей проходных сечений наружного Fнap.зав и промежуточного Fпром.зав завихрителей соответствует значению: Fнap.зав/Fпром.зав=1,2…1,6, отношение площадей выходного сечения внутреннего насадка Fвых.вн.нас и внутреннего завихрителя Fвн.зав соответствует значению: Fвых.вн.нас/Fвн.зав=0,4…0,9, при этом первый ряд отверстий на насадке внутреннего завихрителя расположен от выходного сечения насадка внутреннего завихрителя на расстоянии L1=(0,2…0,5)⋅D1, где L1 расстояние от оси первого ряда отверстий до выходного сечения насадка внутреннего завихрителя, D1 - выходной диаметр насадка внутреннего завихрителя, последний ряд отверстий на насадке внутреннего завихрителя расположен от выходного сечения насадка внутреннего завихрителя на расстоянии L2=(1,6…4,2)⋅L1, где L2 - расстояние от оси последнего ряда отверстий до выходного сечения насадка внутреннего завихрителя, выходное сечение насадка промежуточного завихрителя расположено от выходного сечения насадка внутреннего завихрителя на расстоянии L3=(1,1…1,5)⋅L2, а выходное сечение насадка наружного завихрителя расположено от выходного сечения насадка внутреннего завихрителя на расстоянии L4=(-0,1…0,1)⋅D1.The technical result is achieved by the fact that in the fuel-air burner of the combustion chamber of a gas turbine engine containing the concentrically mounted fuel injector, external and internal swirlers, equipped with nozzles, forming between themselves an annular channel with a diffuser section at the outlet, while the nozzle of the internal swirler is made confusing and equipped with rows of holes Unlike known, between inner and outer swirlers mounted intermediate swirler with a nozzle, wherein, the ratio of the flow area of the outer and intermediate F nap.zav prom.zav swirlers F corresponds to the value: F nap.zav / F Ind .zav = 1, 2 ... 1.6, the ratio of the areas of the outlet cross-section of the internal nozzle F out. Int.nas and the internal swirler F vn.zav corresponds to the value: F out.in. sat / F vn. = 0.4 ... 0.9, while the first row of holes on the internal swirler nozzle is located from the outlet section of the internal swirler nozzle at a distance of L 1 = (0.2 ... 0.5) ⋅D 1 , where L 1 is the distance from the axis of the first row of holes to the outlet section of the internal swirler nozzle, D 1 is the outlet diameter of the internal swirler nozzle, the last row of holes on the internal swirler nozzle is located from the outlet section of the internal swirler nozzle at a distance L 2 = (1.6 ... 4.2 ) ⋅L 1 , where L 2 is the distance from the axis of the last row of holes to the outlet section of the nozzle of the internal swirler, the outlet section of the nozzle of the intermediate swirler is located from the outlet section of the nozzle of the internal swirler at a distance of L 3 = (1.1 ... 1.5) ⋅L 2 , and the outlet section of the external swirler nozzle is located from the outlet section of the internal swirler nozzle at a distance L 4 = (- 0.1 ... 0.1) ⋅D 1 .

На фигуре представлен продольный разрез топливовоздушной горелки камеры сгорания газотурбинного двигателя.The figure shows a longitudinal section of an air-fuel burner of a combustion chamber of a gas turbine engine.

Топливовоздушная горелка состоит из установленных концентрично форсунки 1 и трех завихрителей: внутреннего 2, промежуточного 3 и наружного 4. Внутренний завихритель 2 снабжен конфузорным насадком 5 с отверстиями 6. Наружный завихритель 4 снабжен насадком 7. Насадки 5 и 7 образуют кольцевой канал с диффузорным участком на выходе 8. Промежуточный завихритель 3 снабжен насадком 9. Насадки 5 и 9 образуют кольцевой канал 10.The air-fuel burner consists of concentrically installed nozzles 1 and three swirlers: internal 2, intermediate 3 and external 4. Internal swirler 2 is equipped with a converging nozzle 5 with holes 6. External swirler 4 is equipped with a nozzle 7. Nozzles 5 and 7 form an annular channel with a diffuser section on outlet 8. Intermediate swirler 3 is equipped with a nozzle 9. Nozzles 5 and 9 form an annular channel 10.

Топливовоздушная горелка камеры сгорания работает следующим образом. В процессе работы камеры сгорания топливо из форсунки 1 впрыскивается во внутреннюю полость конфузорного насадка 5, перемешивается с закрученным потоком воздуха, поступающим через внутренний завихритель 2, и выходит в жаровую трубу 11 с образованием центральной зоны обратных токов горения 12.The air-fuel burner of the combustion chamber operates as follows. During the operation of the combustion chamber, fuel from the nozzle 1 is injected into the internal cavity of the converging nozzle 5, mixed with the swirling air flow entering through the internal swirler 2, and exits into the flame tube 11 with the formation of a central zone of reverse combustion currents 12.

Закрученный поток воздуха из промежуточного завихрителя 3 захватывает часть топлива, поступающего из отверстий 6 в кольцевой канал с диффузорным участком на выходе 8, и выходит в жаровую трубу 11 с образованием промежуточной зоны обратных токов горения 13, расположенной над центральной зоной обратных токов горения 12.The swirling air flow from the intermediate swirler 3 captures part of the fuel flowing from the holes 6 into the annular channel with a diffuser section at the outlet 8 and exits into the flame tube 11 with the formation of an intermediate zone of reverse combustion currents 13 located above the central zone of reverse combustion currents 12.

Закрученный поток воздуха из наружного завихрителя 4 захватывает оставшуюся часть топлива, поступающего из отверстий 6 в кольцевой канал с диффузорным участком на выходе 8, и выходит в жаровую трубу 11 с образованием периферийной зоны обратных токов горения 14, расположенной над промежуточной зоной обратных токов горения 13.The swirling air flow from the external swirler 4 captures the remaining part of the fuel flowing from the holes 6 into the annular channel with the diffuser section at the outlet 8 and exits into the flame tube 11 with the formation of a peripheral zone of combustion return currents 14 located above the intermediate zone of combustion return currents 13.

Увеличение объема промежуточной зоны обеспечивается за счет увеличения расхода воздуха в этой зоне, которое реализуется выполнением дополнительного промежуточного завихрителя с соотношением площадей проходных сечений Fнap.зав/Fпром.зав от 1,2 до 1,6.The increase in the volume of the intermediate zone is ensured by increasing the air flow rate in this zone, which is realized by the implementation of an additional intermediate swirler with the ratio of the areas of flow sections F nap.av / F prom.zav from 1.2 to 1.6.

Повышенное количество топлива в промежуточной и периферийной зонах обеспечивается за счет увеличения перепада давления воздуха на отверстиях на насадке внутреннего завихрителя при выполнении соотношения Fвых.вн.нас/Fвн.зав от 0,4 до 0,9; выполнением размеров L1=(0,2…0,5)⋅D1 и L2=(1,6…4,2)⋅L1.The increased amount of fuel in the intermediate and peripheral zones is provided by an increase in the air pressure drop across the holes on the nozzle of the internal swirler when the ratio F out.vn.nas / F vn.zav is fulfilled from 0.4 to 0.9; making dimensions L 1 = (0.2 ... 0.5) ⋅D 1 and L 2 = (1.6 ... 4.2) ⋅L 1 .

Для обеспечения попадания топлива в периферийную зону и формирования отдельной промежуточной зоны и периферийной зоны насадок промежуточного завихрителя выполняется укороченным с соблюдением соотношений L3=(1,1…1,5)⋅L2 и L4=(-0,1…0,1)⋅D1.To ensure the ingress of fuel into the peripheral zone and the formation of a separate intermediate zone and the peripheral zone of the intermediate swirler nozzles, it is made shortened in compliance with the ratios L 3 = (1.1 ... 1.5) ⋅L 2 and L 4 = (- 0.1 ... 0, 1) ⋅D 1 .

Таким образом, в данной конструкции реализуется три зоны обратных токов горения с различными соотношениями топливо/воздух (коэффициентами избытка воздуха), что обеспечивает условия для расширения области устойчивой работы камеры сгорания. Аналогичная конструкция топливовоздушной горелки проверена в составе камеры сгорания, где было получено расширение области устойчивой работы. В результате, данное техническое решение позволяет расширить область устойчивой работы камеры сгорания.Thus, this design implements three zones of reverse combustion currents with different fuel / air ratios (excess air ratios), which provides conditions for expanding the area of stable operation of the combustion chamber. A similar design of the air fuel burner was tested in the combustion chamber, where an extension of the stable operation was obtained. As a result, this technical solution makes it possible to expand the area of stable operation of the combustion chamber.

Claims (1)

Топливовоздушная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащая установленные концентрично топливную форсунку, наружный и внутренний завихрители, снабженные насадками, образующими между собой кольцевой канал с диффузорным участком на выходе, при этом насадок внутреннего завихрителя выполнен конфузорным и снабжен рядами отверстий, отличающаяся тем, что между внутренним и наружным завихрителями установлен промежуточный завихритель с насадком, причем отношение площадей проходных сечений наружного Fнap.зав и промежуточного Fпром.зав завихрителей соответствует значению: Fнар.зав/Fпром.зав=1,2…1,6, отношение площадей выходного сечения насадка внутреннего завихрителя Fвых.вн.нас и внутреннего завихрителя Fвн.зав соответствует значению: Fвых.вн.нас/Fвн.зав=0,4…0,9, при этом первый ряд отверстий на насадке внутреннего завихрителя расположен от выходного сечения насадка внутреннего завихрителя на расстоянии L1=(0,2…0,5)⋅D1, где L1 расстояние от оси первого ряда отверстий до выходного сечения насадка внутреннего завихрителя, D1 - выходной диаметр насадка внутреннего завихрителя, последний ряд отверстий на насадке внутреннего завихрителя расположен от выходного сечения насадка внутреннего завихрителя на расстоянии L2=(1,6…4,2)⋅L1, где L2 - расстояние от оси последнего ряда отверстий до выходного сечения насадка внутреннего завихрителя, выходное сечение насадка промежуточного завихрителя расположено от выходного сечения насадка внутреннего завихрителя на расстоянии L3=(1,1…1,5)⋅L2, а выходное сечение насадка наружного завихрителя расположено от выходного сечения насадка внутреннего завихрителя на расстоянии L4=(-0,1…0,1)⋅D1.An air-fuel burner of a combustion chamber of a gas turbine engine, containing a concentrically mounted fuel injector, external and internal swirlers, equipped with nozzles, forming an annular channel with a diffuser section at the outlet, while the nozzle of the internal and outer swirlers mounted intermediate swirler with a nozzle, wherein the ratio of the flow area of the outer and intermediate F nap.zav prom.zav swirlers F corresponds to the value: F nar.zav / F prom.zav = 1.2 ... 1.6, the area ratio of the output cross-section of the internal swirler nozzle F out.in. weig and the internal swirler F vn.zav corresponds to the value: F out.in. sat / F vn.av = 0.4 ... 0.9, while the first row of holes on the inner vortex nozzle is located from the outlet section of the nozzle of the internal swirler at a distance L 1 = (0.2 ... 0.5) ⋅D 1 , where L 1 is the distance from the axis of the first row of holes holes to the outlet section of the internal swirler nozzle, D 1 is the outlet diameter of the internal swirler nozzle, the last row of holes on the internal swirler nozzle is located from the outlet section of the internal swirler nozzle at a distance L 2 = (1.6 ... 4.2) ⋅L 1 , where L 2 is the distance from the axis of the last row of holes to the outlet section of the nozzle of the internal swirler, the outlet section of the nozzle of the intermediate swirler is located from the outlet section of the nozzle of the internal swirler at a distance of L 3 = (1.1 ... 1.5) ⋅L 2 , and the outlet section of the nozzle is the external swirler is located from the outlet section of the nozzle of the internal swirler at a distance L 4 = (- 0.1 ... 0.1) ⋅D 1 .
RU2020139345U 2020-11-30 2020-11-30 AIR FUEL BURNER COMBUSTION CHAMBER OF GAS TURBINE ENGINE RU202851U1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020139345U RU202851U1 (en) 2020-11-30 2020-11-30 AIR FUEL BURNER COMBUSTION CHAMBER OF GAS TURBINE ENGINE

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020139345U RU202851U1 (en) 2020-11-30 2020-11-30 AIR FUEL BURNER COMBUSTION CHAMBER OF GAS TURBINE ENGINE

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU202851U1 true RU202851U1 (en) 2021-03-11

Family

ID=74874070

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020139345U RU202851U1 (en) 2020-11-30 2020-11-30 AIR FUEL BURNER COMBUSTION CHAMBER OF GAS TURBINE ENGINE

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU202851U1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU215136U1 (en) * 2022-06-24 2022-11-30 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") AIR-FUEL BURNER OF COMBUSTION CHAMBER OF GAS TURBINE ENGINE

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2224954C2 (en) * 2001-08-29 2004-02-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Fuel-air burner of combustion chamber of gas-turbine engine
RU2267710C1 (en) * 2004-03-25 2006-01-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Fuel-air burner of the combustion chamber of a gas turbine engine
RU98541U1 (en) * 2009-12-11 2010-10-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" COMBUSTION CAMERA OF A GAS TURBINE ENGINE
RU100187U1 (en) * 2010-05-24 2010-12-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" FUEL AIR BURNER OF THE COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2224954C2 (en) * 2001-08-29 2004-02-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Fuel-air burner of combustion chamber of gas-turbine engine
RU2267710C1 (en) * 2004-03-25 2006-01-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Fuel-air burner of the combustion chamber of a gas turbine engine
RU98541U1 (en) * 2009-12-11 2010-10-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" COMBUSTION CAMERA OF A GAS TURBINE ENGINE
RU100187U1 (en) * 2010-05-24 2010-12-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" FUEL AIR BURNER OF THE COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU215136U1 (en) * 2022-06-24 2022-11-30 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") AIR-FUEL BURNER OF COMBUSTION CHAMBER OF GAS TURBINE ENGINE
RU2802903C1 (en) * 2023-03-28 2023-09-05 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева - КАИ" Inlet device of annular combustion chamber
RU220624U1 (en) * 2023-04-12 2023-09-26 Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" Fuel-air burner of a gas turbine engine combustion chamber

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5816049A (en) Dual fuel mixer for gas turbine combustor
US5251447A (en) Air fuel mixer for gas turbine combustor
US4271674A (en) Premix combustor assembly
US5165241A (en) Air fuel mixer for gas turbine combustor
US5613363A (en) Air fuel mixer for gas turbine combustor
US7757491B2 (en) Fuel nozzle for a gas turbine engine and method for fabricating the same
CN107543201B (en) One kind is oil-poor directly to spray and mixes low pollution combustor
US5590529A (en) Air fuel mixer for gas turbine combustor
US5410884A (en) Combustor for gas turbines with diverging pilot nozzle cone
US6381964B1 (en) Multiple annular combustion chamber swirler having atomizing pilot
US3934409A (en) Gas turbine combustion chambers
US5511375A (en) Dual fuel mixer for gas turbine combustor
JP3150367B2 (en) Gas turbine engine combustor
US5930999A (en) Fuel injector and multi-swirler carburetor assembly
EP0722065B1 (en) Fuel injector arrangement for gas-or liquid-fuelled turbine
US6631614B2 (en) Gas turbine combustor
US6662565B2 (en) Fuel injectors
US11713881B2 (en) Premixer for a combustor
CN111396926B (en) Combustion chamber with integrated gas discharge type diffuser and flame tube
CN108592084B (en) Low-emission combustion chamber head part adopting axial rotational flow prefilming plate matched blade injection structure for main combustion stage
JPH10132278A (en) Gas turbine
CN113324262B (en) Coaxial staged gas fuel combustor head for low emission gas turbine
CN108758693A (en) A kind of integrated after-burner with double oil circuits and butt center wimble structure
US6286300B1 (en) Combustor with fuel preparation chambers
CN106996579B (en) A kind of oil-poor direct jetstream whirl nozzle mould of low-pollution burning chamber of gas turbine