RU210512U1 - Petal mixer of a bypass turbojet engine - Google Patents

Petal mixer of a bypass turbojet engine Download PDF

Info

Publication number
RU210512U1
RU210512U1 RU2021116919U RU2021116919U RU210512U1 RU 210512 U1 RU210512 U1 RU 210512U1 RU 2021116919 U RU2021116919 U RU 2021116919U RU 2021116919 U RU2021116919 U RU 2021116919U RU 210512 U1 RU210512 U1 RU 210512U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
axis
mixer
channel
angle
inclination
Prior art date
Application number
RU2021116919U
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Владимирович Посадов
Николай Владимирович Кикоть
Владимир Валентинович Посадов
Оксана Вячеславовна Шумихина
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 RU2021116919U priority Critical patent/RU210512U1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU210512U1 publication Critical patent/RU210512U1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/38—Introducing air inside the jet
    • F02K1/386—Introducing air inside the jet mixing devices in the jet pipe, e.g. for mixing primary and secondary flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
    • F02K1/822—Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infra-red radiation suppressors
    • F02K1/825—Infra-red radiation suppressors

Abstract

Полезная модель относится к области авиационного двигателестроения, а именно к устройствам для снижению уровня инфракрасного излучения двухконтурных турбореактивных двигателей.Технический результат полезной модели состоит в снижении заметности турбореактивного двухконтурного двигателя в инфракрасном диапазонеТехнический результат достигается тем, что в лепестковом смесителе двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащем фланец и установленную на нем гофрированную обечайку с чередующимися по окружности кольца каналами для потоков наружного и внутреннего контуров, каналы в продольном направлении имеют криволинейную форму и содержат три участка: входной, средний и выходной, при этом на среднем участке угол наклона оси канала к оси смесителя определяется требованием обеспечения экранирования рабочего колеса турбины низкого давления, в отличие от известного, на входном участке угол наклона оси канала к оси смесителя соответствует углу закрутки потока внутреннего контура, на среднем участке угол наклона оси канала к оси смесителя составляет не более 20°, наклон оси выходного участка определяется требованием обеспечения экранирования стенки канала внутреннего контура.Дополнительно для снижения инфракрасного излучения каждый гофр обечайки может быть снабжен расположенным на среднем участке канала тангенциальным щелевым отверстием с дефлектором.The utility model relates to the field of aircraft engine building, namely, to devices for reducing the level of infrared radiation of bypass turbojet engines. The technical result of the utility model is to reduce the visibility of a bypass turbojet engine in the infrared range. a corrugated shell installed on it with channels alternating around the circumference of the ring for the flows of the outer and inner circuits, the channels in the longitudinal direction have a curvilinear shape and contain three sections: inlet, middle and outlet, while in the middle section the angle of inclination of the channel axis to the axis of the mixer is determined by the requirement ensuring shielding of the impeller of the low-pressure turbine, in contrast to the known one, at the inlet section, the angle of inclination of the channel axis to the mixer axis corresponds to the angle of swirl of the flow of the internal circuit, on average In some cases, the angle of inclination of the channel axis to the mixer axis is no more than 20°, the inclination of the axis of the outlet section is determined by the requirement to provide shielding of the channel wall of the internal circuit. Additionally, to reduce infrared radiation, each corrugation of the shell can be equipped with a tangential slotted hole with a deflector located in the middle section of the channel.

Description

Полезная модель относится к области авиационного двигателестроения, а именно к устройствам для снижению уровня инфракрасного излучения двухконтурных турбореактивных двигателей.The utility model relates to the field of aircraft engine building, namely to devices for reducing the level of infrared radiation from bypass turbojet engines.

Наиболее близким к предлагаемому является лепестковый смеситель двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащий фланец и установленную на нем гофрированную обечайку с чередующимися по окружности кольца каналами для потоков наружного и внутреннего контуров, каналы в продольном направлении имеют криволинейную форму и содержат три участка: входной, средний и выходной, при этом угол наклона оси одного из участков канала определяется требованием обеспечения экранирования рабочего колеса турбины низкого давления (А.А. Иноземцев, В.Л. Сандрацкий «Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок», ОАО «Авиадвигатель», г. Пермь, М.: Машиностроение, 2006. С. 569-570, фиг. 9.5_3).Closest to the present invention is a petal mixer of a bypass turbojet engine, containing a flange and a corrugated shell installed on it with channels for the flows of the outer and inner circuits alternating around the circumference of the ring, the channels in the longitudinal direction have a curvilinear shape and contain three sections: inlet, middle and outlet, at the same time, the angle of inclination of the axis of one of the sections of the channel is determined by the requirement to ensure shielding of the low-pressure turbine impeller (A.A. Inozemtsev, V.L. Sandratsky "Fundamentals of the design of aircraft engines and power plants", JSC "Aviadvigatel", Perm, Moscow .: Mashinostroenie, 2006. S. 569-570, Fig. 9.5_3).

Каналы смесителя с блокированием «видимости» лопаток турбины в продольном направлении выполнены криволинейными и состоят из трех участков: входного, среднего и выходного. При этом средний участок канала имеет U-образную форму для обеспечения экранирования рабочего колеса турбины низкого давления, а на входном и выходном участках оси каналов параллельны оси смесителя.The mixer channels with blocking the "visibility" of the turbine blades in the longitudinal direction are curved and consist of three sections: inlet, middle and outlet. At the same time, the middle section of the channel has a U-shape to provide shielding of the impeller of the low-pressure turbine, and on the inlet and outlet sections, the axes of the channels are parallel to the axes of the mixer.

Криволинейная U-образная форма канала обладает значительным гидравлическим сопротивлением в смесителе из-за двойного поворота потока, что негативно сказывается на газодинамической эффективности смесителя. U-образная форма средних участков каналов приводит к повышенным тепловым напряжениям в процессе работы и прогару смесителя в зоне поворота потока. Кроме того из-за высокой температуры каналов внутреннего контура сам смеситель становится источником инфракрасного излучения и вносит значительный вклад в суммарное излучение двигателя.The curvilinear U-shaped channel has a significant hydraulic resistance in the mixer due to the double turn of the flow, which negatively affects the gas-dynamic efficiency of the mixer. The U-shape of the middle sections of the channels leads to increased thermal stresses during operation and burnout of the mixer in the flow turn zone. In addition, due to the high temperature of the channels of the internal circuit, the mixer itself becomes a source of infrared radiation and makes a significant contribution to the total radiation of the engine.

Задачей полезной модели является создание конструкции лепесткового смесителя, позволяющей снизить инфракрасное излучение турбореактивного двухконтурного двигателя без существенного ухудшения его газодинамических характеристик путем экранирования рабочего колеса турбины низкого давления.The objective of the utility model is to create a design of a petal mixer that allows to reduce the infrared radiation of a bypass turbojet engine without significant deterioration of its gas-dynamic characteristics by shielding the low-pressure turbine impeller.

Технический результат полезной модели состоит в снижении заметности турбореактивного двухконтурного двигателя в инфракрасном диапазоне за счет снижения инфракрасного излучения путем изменения формы каналов смесителя на S-образную. The technical result of the utility model is to reduce the visibility of a bypass turbojet engine in the infrared range by reducing infrared radiation by changing the shape of the mixer channels to S-shaped.

Дополнительным техническим результатом является снижение газодинамических потерь за счет уменьшения количества и углов поворота потока при прохождении по каналам смесителя.An additional technical result is the reduction of gas-dynamic losses by reducing the number and angles of rotation of the flow when passing through the channels of the mixer.

Технический результат достигается тем, что в лепестковом смесителе двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащем фланец и установленную на нем гофрированную обечайку с чередующимися по окружности кольца каналами для потоков наружного и внутреннего контуров, каналы в продольном направлении имеют криволинейную форму и содержат три участка: входной, средний и выходной, при этом на среднем участке угол наклона оси канала к оси смесителя определяется требованием обеспечения экранирования рабочего колеса турбины низкого давления, в отличие от известного, на входном участке угол наклона оси канала к оси смесителя соответствует углу закрутки потока внутреннего контура, на среднем участке угол наклона оси канала к оси смесителя составляет не более 20°, наклон оси выходного участка определяется требованием обеспечения экранирования стенки канала внутреннего контура.The technical result is achieved by the fact that in the petal mixer of a bypass turbojet engine, containing a flange and a corrugated shell installed on it with channels for the flows of the outer and inner circuits alternating around the circumference of the ring, the channels in the longitudinal direction have a curvilinear shape and contain three sections: inlet, middle and outlet, while in the middle section the angle of inclination of the channel axis to the axis of the mixer is determined by the requirement to provide shielding of the impeller of the low-pressure turbine, in contrast to the known one, in the inlet section the angle of inclination of the channel axis to the mixer axis corresponds to the swirl angle of the flow of the internal circuit, in the middle section the angle the inclination of the channel axis to the mixer axis is no more than 20°, the inclination of the outlet section axis is determined by the requirement to provide shielding of the channel wall of the internal circuit.

Дополнительно для снижения инфракрасного излучения каждый гофр обечайки может быть снабжен расположенным на среднем участке канала тангенциальным щелевым отверстием с дефлектором. Additionally, to reduce infrared radiation, each corrugation of the shell can be provided with a tangential slotted hole with a deflector located in the middle section of the channel .

Полезная модель поясняется чертежами, на которых изображены: фиг. 1 – схема предлагаемого лепесткового смесителя; фиг. 2 – S-образная форма каналов; фиг. 3 – вид сверху на фиг.1; фиг. 4 – расположение щелевого отверстия на гофрированной обечайке.The utility model is illustrated by drawings, which show: Fig. 1 - scheme of the proposed petal mixer; fig. 2 - S-shaped channels; fig. 3 - top view in Fig.1; fig. 4 - the location of the slotted hole on the corrugated shell.

Лепестковый смеситель двухконтурного турбореактивного двигателя (фиг.1) содержит фланец 1 и установленную на нем гофрированную обечайку 2. Фланец 1 предназначен для крепления смесителя к корпусу турбины низкого давления и выполнено в виде фланца с цилиндрическими поверхностями. The petal mixer of a bypass turbojet engine (figure 1) contains a flange 1 and a corrugated shell 2 installed on it. The flange 1 is designed for attaching the mixer to the low-pressure turbine housing and is made in the form of a flange with cylindrical surfaces.

Гофрированная обечайка 2 образует систему чередующихся по окружности кольца каналов. Одни из каналов 3 предназначены для потоков воздуха наружного (второго) контура турбореактивного двигателя, другие каналы 4 предназначены для потоков горячего газа внутреннего (первого) контура турбореактивного двигателя. Corrugated shell 2 forms a system of channels alternating around the circumference of the ring. Some of the channels 3 are intended for air flows of the external (second) circuit of the turbojet engine, the other channels 4 are intended for hot gas flows of the internal (first) circuit of the turbojet engine.

Входная и выходная части каналов смесителя отогнуты на больший угол, по сравнению с прототипом, в результате чего канал приобретает криволинейную S-образную форму (фиг. 2). При этом каждый канал состоит из трех участков со стороны фланца 1: входного 5, среднего 6 и выходного 7. The inlet and outlet parts of the mixer channels are bent at a larger angle compared to the prototype, as a result of which the channel acquires a curvilinear S-shape (Fig. 2). In addition, each channel consists of three sections on the side of flange 1: inlet 5, middle 6 and outlet 7.

На входном 5 участке угол наклона оси 8 канала к оси 9 смесителя соответствует углу закрутки потока внутреннего контура на выходе их турбины низкого давления на расчетном режиме работы двигателя. Угол закрутки потока определяется при проведении поузлового расчета при проектировании двигателя.At the inlet 5 section, the angle of inclination of the axis 8 of the channel to the axis 9 of the mixer corresponds to the angle of swirl of the flow of the internal circuit at the outlet of their low-pressure turbine in the design mode of the engine. The swirl angle of the flow is determined when performing a node-by-node calculation when designing an engine.

На среднем 6 участке канала угол наклона его оси 8 к оси 9 смесителя определяется из условия обеспечения экранирования рабочего колеса турбины низкого давления, рассчитывается при проектировании смесителя, и составляет не более 20°. В случае угла наклона оси канала к оси смесителя более 20° возникают повышенные газодинамические потери. In the middle 6 section of the channel, the angle of inclination of its axis 8 to the axis 9 of the mixer is determined from the condition of ensuring the shielding of the low-pressure turbine impeller, is calculated when designing the mixer, and is no more than 20°. In the case of an angle of inclination of the channel axis to the mixer axis of more than 20°, increased gas-dynamic losses occur.

На выходном 7 участке наклон оси 8 канала к оси 9 смесителя определяется из условия обеспечения экранирования стенки смесителя внутреннего контура и рассчитывается при проектировании смесителя.At the outlet 7 section, the inclination of the axis 8 of the channel to the axis 9 of the mixer is determined from the condition of ensuring the shielding of the wall of the mixer of the internal contour and is calculated when designing the mixer.

Каждый гофр обечайки со стороны потока наружного контура может быть снабжен тангенциальным щелевым отверстием 10 с дефлектором 11 (фиг. 3). Щелевое отверстие 10 с дефлектором 11, расположено в начале среднего 6 участка (фиг.4) в видимой со стороны сопла области канала 4 внутреннего контура. Дефлектор 11 для обеспечения тангенциальной подачи воздуха на горячую поверхность канала 4. Дефлектор 11 выполнен методом штамповки зацело со щелевым отверстием 10. Each corrugation of the shell from the flow side of the outer contour can be provided with a tangential slotted hole 10 with a deflector 11 (Fig. 3). The slotted hole 10 with the deflector 11 is located at the beginning of the middle section 6 (figure 4) in the region of the channel 4 of the internal contour visible from the nozzle side. Deflector 11 to provide tangential air supply to the hot surface of the channel 4. Deflector 11 is made by stamping integrally with a slotted hole 10.

Лепестковый смеситель работает следующим образом.Petal mixer works as follows.

При работе двухконтурного турбореактивного двигателя по каналу внутреннего контура 4 лепесткового смесителя движется горячий газ, поступающий из турбины низкого давления. По каналу наружного контура 3 движется воздух, поступающий из вентилятора. S-образная форма каналов закрывает турбину низкого давления со стороны по полету, тем самым снижая заметность турбореактивного двухконтурного двигателя в инфракрасном диапазоне. Но видимая со стороны сопла часть стенки канала 4 внутреннего контура остается горячей и может вносить вклад в излучение. Поступающий через щелевое отверстие 10 воздух благодаря дефлектору 11 закрывает горячую стенку канала 4 внутреннего контура завесой холодного воздуха, эффективно снижая ее температуру, тем самым дополнительно снижая заметность двигателя в целом.During operation of a bypass turbojet engine, hot gas flows from the low-pressure turbine through the channel of the internal circuit 4 of the petal mixer. The air coming from the fan moves through the channel of the outer circuit 3. The S-shaped channels cover the low-pressure turbine from the flight side, thereby reducing the visibility of the turbofan engine in the infrared range. However, the part of the wall of the channel 4 of the internal contour visible from the side of the nozzle remains hot and can contribute to the radiation. The air entering through the slotted hole 10, thanks to the deflector 11, closes the hot wall of the channel 4 of the internal circuit with a curtain of cold air, effectively reducing its temperature, thereby further reducing the visibility of the engine as a whole.

Газодинамические расчёты подтвердили высокую эффективность предлагаемой конструкции лепесткового смесителя, что в совокупности с минимальными затратами на техническое переоснащение двухконтурных турбореактивных двигателей с традиционными лепестковыми смесителями, позволяет говорить о высоком потенциале предложенного решения проблемы снижения заметности в инфракрасном диапазоне. Кроме того использование предлагаемого лепесткового смесителя позволит уменьшить инфракрасное излучение существующих двухконтурных турбореактивных двигателей без изменения конструкции камеры смешения и затурбинного обтекателя, а также без увеличения осевой длины двигателя.Gas-dynamic calculations confirmed the high efficiency of the proposed design of the petal mixer, which, together with minimal costs for technical re-equipment of bypass turbojet engines with traditional petal mixers, allows us to speak about the high potential of the proposed solution to the problem of reducing visibility in the infrared range. In addition, the use of the proposed petal mixer will reduce the infrared radiation of existing bypass turbojet engines without changing the design of the mixing chamber and the turbine fairing, and without increasing the axial length of the engine.

Claims (2)

1. Лепестковый смеситель двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащий фланец и установленную на нем гофрированную обечайку с чередующимися по окружности кольца каналами для потоков наружного и внутреннего контуров, каналы в продольном направлении имеют криволинейную форму и содержат три участка: входной, средний и выходной, при этом на среднем участке угол наклона оси канала к оси смесителя определяется требованием обеспечения экранирования рабочего колеса турбины низкого давления со стороны сопла двигателя в инфракрасном диапазоне, отличающийся тем, что на входном участке угол наклона оси канала к оси смесителя соответствует углу закрутки потока внутреннего контура, на среднем участке угол наклона оси канала к оси смесителя составляет не более 20°, угол наклона оси канала к оси смесителя на выходном участке определяется требованием обеспечения экранирования стенки канала внутреннего контура со стороны сопла двигателя в инфракрасном диапазоне.1. Petal mixer of a bypass turbojet engine, containing a flange and a corrugated shell installed on it with channels for the flows of the outer and inner circuits alternating around the circumference of the ring, the channels in the longitudinal direction have a curvilinear shape and contain three sections: inlet, middle and outlet, while on in the middle section, the angle of inclination of the channel axis to the mixer axis is determined by the requirement to provide shielding of the low-pressure turbine impeller from the side of the engine nozzle in the infrared range, characterized in that at the inlet section, the angle of inclination of the channel axis to the mixer axis corresponds to the angle of swirl of the flow of the internal circuit; in the middle section, the angle of inclination of the channel axis to the mixer axis is no more than 20°; contour from the side of the engine nozzle in the infrared range. 2. Лепестковый смеситель по п.1, отличающийся тем, что дополнительно каждый гофр обечайки снабжен расположенным на среднем участке канала тангенциальным щелевым отверстием с дефлектором. 2. The petal mixer according to claim 1, characterized in that each corrugation of the shell is additionally provided with a tangential slotted hole with a deflector located in the middle section of the channel .
RU2021116919U 2021-06-10 2021-06-10 Petal mixer of a bypass turbojet engine RU210512U1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021116919U RU210512U1 (en) 2021-06-10 2021-06-10 Petal mixer of a bypass turbojet engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021116919U RU210512U1 (en) 2021-06-10 2021-06-10 Petal mixer of a bypass turbojet engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU210512U1 true RU210512U1 (en) 2022-04-18

Family

ID=81255754

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2021116919U RU210512U1 (en) 2021-06-10 2021-06-10 Petal mixer of a bypass turbojet engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU210512U1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115614177A (en) * 2022-08-29 2023-01-17 中国航发四川燃气涡轮研究院 Full-shielding mixing integrated casing

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5682739A (en) * 1970-09-02 1997-11-04 General Electric Company Infrared radiation suppression device
RU2265130C1 (en) * 2004-04-20 2005-11-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Mixer of bypass turbojet engine
US20060207239A1 (en) * 2004-12-01 2006-09-21 Honeywell International, Inc. Compact mixer with trimmable open centerbody
GB2428414A (en) * 2005-07-15 2007-01-31 Boeing Co Engine mounting on aircraft to reduces acoustic and heat signatures
RU2490496C2 (en) * 2011-11-10 2013-08-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Outlet device of double-flow gas-turbine engine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5682739A (en) * 1970-09-02 1997-11-04 General Electric Company Infrared radiation suppression device
RU2265130C1 (en) * 2004-04-20 2005-11-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Mixer of bypass turbojet engine
US20060207239A1 (en) * 2004-12-01 2006-09-21 Honeywell International, Inc. Compact mixer with trimmable open centerbody
GB2428414A (en) * 2005-07-15 2007-01-31 Boeing Co Engine mounting on aircraft to reduces acoustic and heat signatures
RU2490496C2 (en) * 2011-11-10 2013-08-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Outlet device of double-flow gas-turbine engine

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115614177A (en) * 2022-08-29 2023-01-17 中国航发四川燃气涡轮研究院 Full-shielding mixing integrated casing
CN115614177B (en) * 2022-08-29 2024-04-16 中国航发四川燃气涡轮研究院 Full shielding blending integrated casing

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2738100C (en) Gas turbine engine exhaust mixer
US10006369B2 (en) Method and system for radial tubular duct heat exchangers
US7305817B2 (en) Sinuous chevron exhaust nozzle
RU2458241C2 (en) Aircraft engine with heat exchanger
EP2820252A1 (en) Mid-section of a can-annular gas turbine engine with an improved rotation of air flow from the compressor to the turbine
RU2316662C1 (en) Gas-turbine engine
RU2598963C2 (en) Multi-zone combustor
CN111189064B (en) Involute standing vortex combustor assembly
RU210512U1 (en) Petal mixer of a bypass turbojet engine
US20150075169A1 (en) Integrated turbine exhaust struts and mixer of turbofan engine
US8961118B2 (en) Structural cooling fluid tube for supporting a turbine component and supplying cooling fluid
CA2940706C (en) Gas turbine engine exhaust mixer with lobes cross-over offset
CN111164275B (en) Exhaust duct for an intermediate casing hub of an aircraft turbojet engine, comprising a cooling channel
CN109386840B (en) Volute combustor for gas turbine engine
US9175638B2 (en) Turbojet engine outlet lobe mixer with guiding protrusions, and method of mixing airflows
US11542833B2 (en) Device for cooling an annular outer turbine casing
US3355884A (en) Annular combustion chambers for gas turbine engines with improved guide vanes for mixing air with combustion gases
RU2490496C2 (en) Outlet device of double-flow gas-turbine engine
US10669860B2 (en) Gas turbine blade
US11221143B2 (en) Combustor and method of operation for improved emissions and durability
US20190271268A1 (en) Turbine Engine With Rotating Detonation Combustion System
US20120099960A1 (en) System and method for cooling a nozzle
US20230341125A1 (en) Combustor liner having shaped dilution openings
US11692708B1 (en) Combustor liner having dilution openings with swirl vanes
RU2716992C2 (en) Annular combustion chamber of gas turbine engine and method of arrangement of working process therein