RU2145402C1 - Система аэродинамического впрыскивания смеси топлива с воздухом - Google Patents
Система аэродинамического впрыскивания смеси топлива с воздухом Download PDFInfo
- Publication number
- RU2145402C1 RU2145402C1 RU98111827A RU98111827A RU2145402C1 RU 2145402 C1 RU2145402 C1 RU 2145402C1 RU 98111827 A RU98111827 A RU 98111827A RU 98111827 A RU98111827 A RU 98111827A RU 2145402 C1 RU2145402 C1 RU 2145402C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- primary
- venturi
- swirler
- air flow
- Prior art date
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
-
- 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)
- Fuel-Injection Apparatus (AREA)
- Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
Abstract
Изобретение касается системы аэродинамического впрыскивания смеси топлива с воздухом в камеру сгорания двигателя с газовой турбиной, которая содержит инжектор топлива с двойным расходом, обеспечивающего выдачу вторичного топливного конуса в случае превышения двигателем некоторого заданного режима. Первичный и вторичный завихрители связаны с трубкой Вентури спереди по потоку от аэродинамического кожуха, смонтированного на днище камеры. Длина трубки Вентури и ее форма выбраны такими, чтобы первичный топливный конус, выступающий из первичного топливного контура, не сталкивался со стенкой трубки Вентури. Такое выполнение системы аэродинамического впрыскивания смеси приводит к уменьшению выбросов из камеры сгорания моноокислов углерода и несгоревших углеводородов на режимах малых оборотов. 6 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение касается системы впрыскивания смеси топлива с воздухом в камеру сгорания газотурбинного двигателя или двигателя, использующего газовую турбину.
Говоря более конкретно, это изобретение касается системы аэродинамического впрыскивания, содержащей двухканальную топливную форсунку, предназначенную для впрыскивания в камеру сгорания первичного расхода топлива, подаваемого через первичный топливный контур на всех режимах работы данного двигателя, и вторичного расхода топлива, подаваемого через вторичный топливный контур после достижения двигателем некоторого предварительно определенного режима работы, и аэродинамический кожух, расширяющийся в направлении по потоку и содержащий в своей верхней по потоку части трубку Вентури, установленную коаксиально по отношению к оси топливного инжектора таким образом, что эта трубка Вентури разделяет внутренний поток воздуха, поступающий через первичный завихритель, и наружный поток воздуха, поступающий через вторичный завихритель, причем первичный и вторичный расходы топлива впрыскиваются во внутренний поток воздуха в форме топливных конусов.
Эта двухканальная аэродинамическая топливная форсунка устанавливается, в частности, на турбореактивных двигателях и функционирует только с одним первичным расходом топлива вплоть до достижения двигателем определенного режима, после превышения которого вторичный расход топлива начинает дополнять упомянутый первичный его расход.
В существующих топливных форсунках этого типа выходные конусы двух расходов топлива ударяются во внутреннюю поверхность стенки трубки Вентури. Эта встреча топлива с трубкой Вентури порождает два обстоятельства:
- первое из этих обстоятельств касается вторичного распыления топлива, поскольку часть топлива, которое сталкивается с трубкой Вентури, стекает по ней, повторно впрыскивается и повторно распыляется на выходе из этой трубки в условиях, определяемых аэродинамическими характеристиками этой выходной зоны. Эти явления обычно приводят к увеличению угла раскрытия топливного конуса на выходе из трубки Вентури;
- второе связанное с этим обстоятельство касается гранулометрического состава топлива на выходе из аэродинамического кожуха форсунки. Этот гранулометрический состав может быть нарушен по отношению к собственной способности к распылению, свойственной для данной топливной форсунки.
- первое из этих обстоятельств касается вторичного распыления топлива, поскольку часть топлива, которое сталкивается с трубкой Вентури, стекает по ней, повторно впрыскивается и повторно распыляется на выходе из этой трубки в условиях, определяемых аэродинамическими характеристиками этой выходной зоны. Эти явления обычно приводят к увеличению угла раскрытия топливного конуса на выходе из трубки Вентури;
- второе связанное с этим обстоятельство касается гранулометрического состава топлива на выходе из аэродинамического кожуха форсунки. Этот гранулометрический состав может быть нарушен по отношению к собственной способности к распылению, свойственной для данной топливной форсунки.
Увеличение угла раскрытия топливного конуса при работе двигателя в режиме малого газа или работе на малых оборотах, то есть в том случае, когда задействован только один первичный топливный контур, приводит к выбросу неиспаренного топлива на стенки первичной зоны камеры сгорания. Устройство охлаждения стенок камеры сгорания стремится "заморозить" реакцию горения в этой зоне, что приводит к образованию значительных количеств моноокислов углерода (CO) и несгоревших углеводородов (CHx).
Задача предлагаемого изобретения состоит в том, чтобы оптимизировать описанные выше системы аэродинамического впрыскивания таким образом, чтобы добиться существенного уменьшения выбросов из камеры сгорания моноокислов углерода и несгоревшим углеродов на режимах малых оборотов.
Данное изобретение достигает своей цели вследствие того обстоятельства, что длина используемой здесь трубки Вентури, а также ее форма адаптированы для того, чтобы конус топлива, поступающего из первичного топливного контура, не сталкивался со стенками трубки Вентури.
Такое конструктивное решение сохраняет распыляющие качества форсунки на режимах малого газа или малых оборотов, что способствует устойчивости горения. Кроме того, характеристики, свойственные данной системе впрыскивания топлива на высокооборотных режимах работы двигателя, не подвергаются каким-либо существенным изменениям, поскольку конус топлива, выдаваемый вторичным топливным контуром, и так ударяется в трубку Вентури специально для того, чтобы получить относительно широкий топливный конус в режиме максимального газа или максимальных оборотов двигателя, что позволяет обеспечить требуемые характеристики смешивания и гомогенизации между различными топливными форсунками.
В соответствии с данным изобретением приняты также следующие предпочтительные характеристики:
- отношение между скоростями течения воздуха в первичном и вторичном завихрителях имеет величину менее 1,3;
- первичный завихритель отрегулирован на величину в диапазоне от 55 до 65o;
- вторичный завихритель отрегулирован на величину в диапазоне от 60 до 70o;
- отношение расходов воздуха между первичным завихрителем и вторичным завихрителем имеет величину в диапазоне от 1,1 до 1,2;
- отношение между осевой длиной расширяющейся части трубки Вентури и диаметром горловины этой трубки Вентури имеет величину в диапазоне от 0,3 до 0,4.
- отношение между скоростями течения воздуха в первичном и вторичном завихрителях имеет величину менее 1,3;
- первичный завихритель отрегулирован на величину в диапазоне от 55 до 65o;
- вторичный завихритель отрегулирован на величину в диапазоне от 60 до 70o;
- отношение расходов воздуха между первичным завихрителем и вторичным завихрителем имеет величину в диапазоне от 1,1 до 1,2;
- отношение между осевой длиной расширяющейся части трубки Вентури и диаметром горловины этой трубки Вентури имеет величину в диапазоне от 0,3 до 0,4.
Другие характеристики и преимущества предлагаемого изобретения будут лучше поняты из приведенного ниже описания примера его практической реализации, где даются ссылки на приведенные в приложении фигуры, среди которых:
- фиг. 1 представляет собой схематический вид в разрезе системы впрыскивания воздуха и топлива в соответствии с предлагаемым изобретением, смонтированной в донной части камеры сгорания;
- фиг. 2 представляет собой график пространственного распределения топлива по отношению к расстоянию по оси аэродинамического кожуха для случая, когда функционирует только один первичный топливный контур, и для случая, когда этот первичный топливный контур функционирует совместно с вторичным топливным контуром.
- фиг. 1 представляет собой схематический вид в разрезе системы впрыскивания воздуха и топлива в соответствии с предлагаемым изобретением, смонтированной в донной части камеры сгорания;
- фиг. 2 представляет собой график пространственного распределения топлива по отношению к расстоянию по оси аэродинамического кожуха для случая, когда функционирует только один первичный топливный контур, и для случая, когда этот первичный топливный контур функционирует совместно с вторичным топливным контуром.
На фиг. 1 схематически представлена система впрыскивания 1 смеси топлива с воздухом в камеру сгорания 2 двигателя с газовой турбиной, используемая, например, в турбореактивном двигателе. В данном случае речь идет о камере сгорания 2, например, кольцевого типа, ограниченной двумя кольцевыми рубашками />на фиг. 1 не показаны/, отстоящими друг от друга в радиальном направлении по отношению к оси данного турбореактивного двигателя и связанными между собой в передней по потоку части днищем кольцевой камеры сгорания 3.
Это днище камеры 3 содержит множество отверстий 4, равномерно распределенных по окружности вокруг оси данного турбореактивного двигателя. В каждом из этих отверстий 4 установлено устройство впрыскивания 1 смеси топлива с воздухом в соответствии с предлагаемым изобретением. Газообразные продукты сгорания вытекают по потоку в камеру сгорания 2 и питают или приводят в действие затем турбину высокого давления, которая приводит во вращательное движение компрессор высокого давления, располагающийся по потоку выше днища камеры сгорания 3. Этот компрессор высокого давления питает воздухом устройства впрыскивания топливоздушной смеси 1 и два кольцевых пространства, располагающихся в радиальном направлении соответственно внутри и снаружи камеры сгорания 2.
Воздух входит в камеру сгорания 2 через устройства впрыскивания 1 и активно участвует в испарении топлива, а также в его сгорании в первичной зоне камеры сгорания, тогда как воздух, циркулирующий снаружи по отношению к упомянутым рубашкам, участвует в их охлаждении и попадает в камеру сгорания 2 через отверстия разжижения для того, чтобы охладить продукты горения, передаваемые в турбину высокого давления.
Кольцевой дефлектор или отражатель 10 установлен в отверстии 4 при помощи внутренней втулки 11. Этот дефлектор или отражатель 10 располагается в камере сгорания 2 параллельно днищу 3 этой камеры сгорания и охлаждается в результате соударения со струйками воздуха, проходящими через сквозные отверстия 12 в днище камеры 3.
Внутри втулки 11 смонтирован аэродинамический кожух 20, который имеет стенку 21, расширяющуюся в направлении по потоку в продолжение цилиндрической стенки 22, расположенную коаксиально по отношению к оси 23 отверстия 4. Стенка 21 содержит множество отверстий 24 введения воздуха в камеру сгорания.
Цилиндрическая стенка 22 охватывает трубку Вентури 30 с осью 23, причем внутренний контур 31 этой трубки Вентури имеет сходящуюся форму, плавно переходящую в расходящуюся. Трубка Вентури ограничивает потоки воздуха, поступающие из первичного завихрителя 32 и вторичного завихрителя 33.
Упомянутый первичный завихритель 32 радиального типа располагается по потоку перед трубкой Вентури 30 и обеспечивает формирование внутреннего потока воздуха внутри трубки Вентури.
Упомянутый вторичный завихритель 33 также радиального типа располагается по потоку перед цилиндрической стенкой 22 аэродинамического кожуха 20 и этот завихритель формирует наружный поток воздуха в каналах, выполненных между трубкой Вентури 30 и цилиндрической стенкой 22.
Трубка Вентури 30 содержит на своем переднем по потоку конце радиальный фланец 34, разделяющий первичный завихритель 32 и вторичный завихритель 33.
Первичный завихритель 32 жестко связан в своей передней по потоку части с крепежной деталью 40, которая имеет кольцевую канавку 41, открытую со стороны оси 23 отверстия 4. В этой кольцевой канавке 41 смонтирована втулка 42 крепления конца инжектора распыления топлива 43 топливной форсунки с двойным топливным контуром. Упомянутая втулка 42 имеет возможность некоторого перемещения в кольцевой канавке 41 в радиальном направлении для того, чтобы обеспечить возможность регулировки струи топлива в зависимости от тепловых условий, воздействию которых подвержена данная топливная форсунка и детали, закрепленные на днище 3 камеры сгорания.
Рассматриваемая здесь топливная форсунка содержит первичный топливный контур 50, который обеспечивает выдачу первичного расхода топлива 51 в форме топливного конуса, образующего угол β с осью 23 при всех режимах работы двигателя, и вторичный топливный контур 52, который обеспечивает выдачу расхода топлива 53 в форме топливного конуса, образующего угол α с осью 23 только в случае превышения некоторого заданного режима работы двигателя или в случае превышения некоторого заданного расхода топлива.
В соответствии с предлагаемым изобретением форма и геометрические размеры трубки Вентури 30, а также положение конца инжектора топлива и углы α и β топливных конусов 53, 51 рассчитываются таким образом, чтобы топливный конус 53 вторичного расхода топлива всегда ударялся во внутреннюю стенку 31 трубки Вентури 30, а топливный конус 51 первичного расхода топлива никогда не сталкивался с этой внутренней стенкой 31 трубки Вентури 30.
Угол β раскрытия первичного топливного конуса 51 является относительно малым, однако он должен превышать некоторый минимальный угол раскрытия, необходимый для обеспечения удовлетворительных условий запуска данного двигателя в зависимости от положения системы зажигания.
Предложенная конструкция топливной форсунки обеспечивает пространственное распределение топлива на выходе из аэродинамического кожуха 30 и в первичной зоне камеры сгорания, весьма различное для двух упомянутых выше режимов функционирования этой топливной форсунки.
На фиг. 2 сплошной линией представлена кривая C1, демонстрирующая пространственное распределение топлива в функции расстояния X от аэродинамического кожуха 20 по оси 23 в том случае, когда функционирует только один первичный топливный контур 50. Пунктирной линией представлена кривая C2, демонстрирующая то же пространственное распределение топлива в функции расстояния X от аэродинамического кожуха 20 по оси 23 для того случая, когда первичный топливный контур 50 и вторичный топливный контур 52 функционируют одновременно, совместно выдавая топливо.
При анализе графиков, приведенных на фиг. 2, можно видеть, что зоны 60, где плотность топлива является максимальной, удаляются от аэродинамического кожуха 20 в том случае, когда совместно осуществляются первичный и вторичный расход топлива через данную топливную форсунку.
Оптимизация формы аэродинамического кожуха 20 и трубки Вентури 30 была выполнена при помощи двумерных и/или трехмерных аэродинамических расчетов и связанного с ними учета различных явлений двухфазности топлива, таких как дробление топлива, вторичное его распыление на поверхности трубки Вентури 30, явление испарения топлива.
Первичный топливный контур 50 используемой топливной форсунки определяется чисто механическим образом, то есть так, чтобы топливо, впрыскиваемое этим первичным контуром 50, дробилось только под действием давления впрыскивания топлива.
Топливо, подаваемое через этот первичный топливный контур 50, не сталкивается с поверхностью трубки Вентури 30 и не взаимодействует с топливным конусом 53 вторичного топливного контура, что позволяет уменьшить выброс окислов азота по сравнению с уровнем этих выбросов, характерных для существующего уровня техники в данной области, и сместить зону рециркуляции воздуха, которая лежит в основе устойчивости камеры сгорания.
Воздух, который питает аэродинамический кожух 20, имеет динамику выхода, сильно зависящую от трубки Вентури 30. Здесь речь идет об отношении скоростей между внутренним потоком воздуха и наружным потоком воздуха, о регулировке каждого из завихрителей воздуха и о расстоянии, на котором два потока воздуха сливаются между собой, что определяет положение зоны рециркуляции на выходе их аэродинамического кожуха. Топливо, в частности его мельчайшие капельки, заключенные в этих зонах воздуха, расходуются таким образом, что обеспечивает стабилизированное пламя вне зависимости от скорости истечения воздуха вокруг упомянутого аэродинамического кожуха. Определение траекторий движения капель топлива осуществляется при помощи двумерного аэродинамического расчета с учетом двухфазности.
В соответствии с данным изобретением приняты также следующие предпочтительные характеристики:
- отношение скоростей течения воздуха в первичном 32 и вторичном 33 завихрителях имеет величину менее 1,3;
- первичный завихритель 32 отрегулирован на величину в диапазоне от 55o до 65o, например на величину 60o;
- вторичный завихритель 33 отрегулирован на величину в диапазоне от 60o до 70o, например, на величину 70o;
- отношение расходов воздуха через первичный завихритель 32 и через вторичный завихритель 33 имеет величину в диапазоне от 1,1 до 1,2 и составляет, например, 1,13;
- отношение осевой длины L расширяющейся части трубки Вентури 30 к диаметру D горловины этой трубки Вентури 30 имеет величину в диапазоне от 0,3 до 0,4 и составляет, в частности, 1,3.
- отношение скоростей течения воздуха в первичном 32 и вторичном 33 завихрителях имеет величину менее 1,3;
- первичный завихритель 32 отрегулирован на величину в диапазоне от 55o до 65o, например на величину 60o;
- вторичный завихритель 33 отрегулирован на величину в диапазоне от 60o до 70o, например, на величину 70o;
- отношение расходов воздуха через первичный завихритель 32 и через вторичный завихритель 33 имеет величину в диапазоне от 1,1 до 1,2 и составляет, например, 1,13;
- отношение осевой длины L расширяющейся части трубки Вентури 30 к диаметру D горловины этой трубки Вентури 30 имеет величину в диапазоне от 0,3 до 0,4 и составляет, в частности, 1,3.
Claims (7)
1. Система аэродинамического впрыскивания смеси топлива с воздухом в камеру сгорания (2) двигателя, использующего газовую турбину, причем эта система содержит инжектор топлива (43) с двойным расходом, предназначенный для впрыскивания первого расхода топлива (51), выдаваемого первичным топливным контуром (50) при всех режимах работы данного двигателя, и второго расхода топлива (53), выдаваемого вторичным топливным контуром (52) в случае превышения некоторого предварительно определенного режима работы данного двигателя, и аэродинамический кожух (20), расширяющийся в направлении по потоку и содержащий в своей передней по потоку части трубку Вентури (30), располагающуюся коаксиально по отношению к оси (23) инжектора топлива (43), причем трубка Вентури (30) разделяет внутренний поток воздуха, формируемый первичным завихрителем (32), и наружный поток воздуха, формируемый вторичным завихрителем (33), причем первый расход топлива (51) и второй расход топлива (53) впрыскиваются во внутренний поток воздуха в форме топливных конусов, отличающаяся тем, что длина трубки Вентури и ее форма выбраны такими, чтобы топливный конус (51), поступающий из первичного топливного контура (50), не сталкивался со стенкой трубки Вентури (30).
2. Система по п. 1, отличающаяся тем, что отношение скоростей течения воздуха в первичном (32) и вторичном (33) завихрителях имеет величину менее 1,3.
3. Система по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что первичный (32) и вторичный (33) завихрителя являются радиальными.
4. Система по п.3, отличающаяся тем, что первичный завихритель (32) отрегулирован на величину 55 - 65o.
5. Система по п. 3 или 4, отличающаяся тем, что вторичный завихритель (33) отрегулирован на величину 60 - 70o.
6. Система по любому из пп.1 - 5, отличающаяся тем, что отношение расходов воздуха через первичный завихритель (32) и через вторичный завихритель (33) имеет величину 1,1 - 1,2.
7. Система по любому из пп.1 - 6, отличающаяся тем, что отношение осевой длины расширяющейся части трубки Вентури (30) к диаметру D горловины трубки Вентури (30) имеет величину 0,3 - 0,4.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR9611702A FR2753779B1 (fr) | 1996-09-26 | 1996-09-26 | Systeme d'injection aerodynamique d'un melange air carburant |
FR96/11702 | 1996-09-26 | ||
PCT/FR1997/001677 WO1998013650A1 (fr) | 1996-09-26 | 1997-09-25 | Systeme d'injection aerodynamique d'un melange air carburant |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2145402C1 true RU2145402C1 (ru) | 2000-02-10 |
Family
ID=9496071
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU98111827A RU2145402C1 (ru) | 1996-09-26 | 1997-09-25 | Система аэродинамического впрыскивания смеси топлива с воздухом |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6035645A (ru) |
EP (1) | EP0833107B1 (ru) |
JP (1) | JP3735189B2 (ru) |
CA (1) | CA2207834C (ru) |
DE (1) | DE69722877T2 (ru) |
FR (1) | FR2753779B1 (ru) |
RU (1) | RU2145402C1 (ru) |
WO (1) | WO1998013650A1 (ru) |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2443943C2 (ru) * | 2006-09-05 | 2012-02-27 | Дженерал Электрик Компани | Инжекционный узел камеры сгорания |
RU2446357C2 (ru) * | 2006-06-29 | 2012-03-27 | Снекма | Устройство для впрыска смеси воздуха и горючего, камера сгорания и газотурбинный двигатель, снабженные таким устройством |
RU2461779C2 (ru) * | 2006-12-13 | 2012-09-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Улучшенные горелки для газотурбинного двигателя |
RU2468295C2 (ru) * | 2008-05-23 | 2012-11-27 | Кавасаки Дзюкогио Кабусики Кайся | Устройство сгорания и способ управления устройством сгорания |
RU2470228C2 (ru) * | 2007-05-18 | 2012-12-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Распределитель топлива |
US9016601B2 (en) | 2007-05-18 | 2015-04-28 | Siemens Aktiengesellschaft | Fuel distributor |
RU204676U1 (ru) * | 2020-12-10 | 2021-06-04 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Кольцеобразный конический элемент воздушного завихрителя камеры сгорания |
RU218480U1 (ru) * | 2023-03-06 | 2023-05-29 | Открытое акционерное общество "Авиамоторный научно-технический комплекс "СОЮЗ" | Турбовальный двигатель |
Families Citing this family (68)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6161387A (en) * | 1998-10-30 | 2000-12-19 | United Technologies Corporation | Multishear fuel injector |
US6286302B1 (en) * | 1999-04-01 | 2001-09-11 | General Electric Company | Venturi for use in the swirl cup package of a gas turbine combustor having water injected therein |
US6279323B1 (en) * | 1999-11-01 | 2001-08-28 | General Electric Company | Low emissions combustor |
US6314739B1 (en) * | 2000-01-13 | 2001-11-13 | General Electric Company | Brazeless combustor dome assembly |
US6735950B1 (en) * | 2000-03-31 | 2004-05-18 | General Electric Company | Combustor dome plate and method of making the same |
US6427435B1 (en) * | 2000-05-20 | 2002-08-06 | General Electric Company | Retainer segment for swirler assembly |
US6539721B2 (en) * | 2001-07-10 | 2003-04-01 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas-liquid premixer |
FR2827367B1 (fr) * | 2001-07-16 | 2003-10-17 | Snecma Moteurs | Systeme d'injection aeromecanique a vrille primaire anti-retour |
FR2832493B1 (fr) * | 2001-11-21 | 2004-07-09 | Snecma Moteurs | Systeme d'injection multi-etages d'un melange air/carburant dans une chambre de combustion de turbomachine |
US7249460B2 (en) * | 2002-01-29 | 2007-07-31 | Nearhoof Jr Charles F | Fuel injection system for a turbine engine |
DE10214573A1 (de) * | 2002-04-02 | 2003-10-16 | Rolls Royce Deutschland | Brennkammer einer Gasturbine mit Starterfilmkühlung |
US6718770B2 (en) * | 2002-06-04 | 2004-04-13 | General Electric Company | Fuel injector laminated fuel strip |
US6871501B2 (en) * | 2002-12-03 | 2005-03-29 | General Electric Company | Method and apparatus to decrease gas turbine engine combustor emissions |
US7080515B2 (en) * | 2002-12-23 | 2006-07-25 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Gas turbine can annular combustor |
US6782620B2 (en) * | 2003-01-28 | 2004-08-31 | General Electric Company | Methods for replacing a portion of a combustor dome assembly |
DE502004011695D1 (de) * | 2004-01-21 | 2010-11-11 | Siemens Ag | Brenner mit gekühltem Bauteil, Gasturbine sowie Verfahren zur Kühlung des Bauteils |
US7117678B2 (en) * | 2004-04-02 | 2006-10-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fuel injector head |
US7013649B2 (en) * | 2004-05-25 | 2006-03-21 | General Electric Company | Gas turbine engine combustor mixer |
US7308793B2 (en) * | 2005-01-07 | 2007-12-18 | Power Systems Mfg., Llc | Apparatus and method for reducing carbon monoxide emissions |
US7628019B2 (en) * | 2005-03-21 | 2009-12-08 | United Technologies Corporation | Fuel injector bearing plate assembly and swirler assembly |
DE102005022772A1 (de) * | 2005-05-12 | 2007-01-11 | Universität Karlsruhe | Brenner mit Teilvormischung und -vorverdampfung des flüssigen Brennstoffs |
US7513098B2 (en) | 2005-06-29 | 2009-04-07 | Siemens Energy, Inc. | Swirler assembly and combinations of same in gas turbine engine combustors |
FR2893390B1 (fr) * | 2005-11-15 | 2011-04-01 | Snecma | Fond de chambre de combustion avec ventilation |
GB2432655A (en) * | 2005-11-26 | 2007-05-30 | Siemens Ag | Combustion apparatus |
FR2894327B1 (fr) * | 2005-12-05 | 2008-05-16 | Snecma Sa | Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif |
JP5023526B2 (ja) * | 2006-03-23 | 2012-09-12 | 株式会社Ihi | 燃焼器用バーナ及び燃焼方法 |
FR2899314B1 (fr) * | 2006-03-30 | 2008-05-09 | Snecma Sa | Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif |
FR2901349B1 (fr) * | 2006-05-19 | 2008-09-05 | Snecma Sa | Chambre de combustion d'une turbomachine |
FR2903171B1 (fr) * | 2006-06-29 | 2008-10-17 | Snecma Sa | Agencement a liaison par crabot pour chambre de combustion de turbomachine |
FR2903173B1 (fr) | 2006-06-29 | 2008-08-29 | Snecma Sa | Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif |
FR2903170B1 (fr) | 2006-06-29 | 2011-12-23 | Snecma | Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif |
FR2903172B1 (fr) * | 2006-06-29 | 2008-10-17 | Snecma Sa | Agencement pour chambre de combustion de turbomachine ayant un defecteur a collerette |
FR2908867B1 (fr) * | 2006-11-16 | 2012-06-15 | Snecma | Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif |
FR2911667B1 (fr) * | 2007-01-23 | 2009-10-02 | Snecma Sa | Systeme d'injection de carburant a double injecteur. |
DE102007050276A1 (de) * | 2007-10-18 | 2009-04-23 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Magervormischbrenner für ein Gasturbinentriebwerk |
US8528334B2 (en) * | 2008-01-16 | 2013-09-10 | Solar Turbines Inc. | Flow conditioner for fuel injector for combustor and method for low-NOx combustor |
FR2932251B1 (fr) * | 2008-06-10 | 2011-09-16 | Snecma | Chambre de combustion de moteur a turbine a gaz comportant des deflecteurs en cmc |
US20100089022A1 (en) * | 2008-10-14 | 2010-04-15 | General Electric Company | Method and apparatus of fuel nozzle diluent introduction |
US8567199B2 (en) * | 2008-10-14 | 2013-10-29 | General Electric Company | Method and apparatus of introducing diluent flow into a combustor |
US20100089020A1 (en) * | 2008-10-14 | 2010-04-15 | General Electric Company | Metering of diluent flow in combustor |
US9121609B2 (en) | 2008-10-14 | 2015-09-01 | General Electric Company | Method and apparatus for introducing diluent flow into a combustor |
US20100263382A1 (en) * | 2009-04-16 | 2010-10-21 | Alfred Albert Mancini | Dual orifice pilot fuel injector |
JP4838888B2 (ja) * | 2009-05-27 | 2011-12-14 | 川崎重工業株式会社 | ガスタービン燃焼器 |
DE102009032277A1 (de) * | 2009-07-08 | 2011-01-20 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Brennkammerkopf einer Gasturbine |
DE102009033592A1 (de) * | 2009-07-17 | 2011-01-20 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinenbrennkammer mit Starterfilm zur Kühlung der Brennkammerwand |
DE102009046066A1 (de) | 2009-10-28 | 2011-05-12 | Man Diesel & Turbo Se | Brenner für eine Turbine und damit ausgerüstete Gasturbine |
GB201107090D0 (en) * | 2011-04-28 | 2011-06-08 | Rolls Royce Plc | A head part of an annular combustion chamber |
CN102809156A (zh) * | 2011-05-31 | 2012-12-05 | 中国科学院工程热物理研究所 | 设有文丘里管式预混合段的双旋流燃烧器 |
FR2980554B1 (fr) * | 2011-09-27 | 2013-09-27 | Snecma | Chambre annulaire de combustion d'une turbomachine |
US10378775B2 (en) | 2012-03-23 | 2019-08-13 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor heat shield |
JP5924618B2 (ja) * | 2012-06-07 | 2016-05-25 | 川崎重工業株式会社 | 燃料噴射装置 |
CN103175219B (zh) * | 2013-03-21 | 2014-12-17 | 哈尔滨工程大学 | 一种用于化学回热循环燃烧室头部的文氏管装置 |
FR3022985B1 (fr) * | 2014-06-25 | 2019-06-21 | Safran Aircraft Engines | Systeme d'injection pour chambre de combustion de turbomachine configure pour une injection directe de deux nappes de carburant coaxiales |
GB2543803B (en) * | 2015-10-29 | 2019-10-30 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber assembly |
DE102016212649A1 (de) * | 2016-07-12 | 2018-01-18 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Brennerdichtung einer Gasturbine und Verfahren zu deren Herstellung |
FR3056642B1 (fr) | 2016-09-29 | 2018-12-07 | Safran Helicopter Engines | Dispositif d'alimentation en carburant d'une chambre de combustion de turbomachine ameliorant l'homogeneite de l'alimentation des dispositifs d'injection du carburant |
US10330204B2 (en) | 2017-11-10 | 2019-06-25 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Burner seal of a gas turbine and method for manufacturing the same |
FR3082284B1 (fr) * | 2018-06-07 | 2020-12-11 | Safran Aircraft Engines | Chambre de combustion pour une turbomachine |
CN108412643B (zh) * | 2018-06-08 | 2024-02-13 | 哈尔滨工业大学 | 汽化机构 |
CN109237516B (zh) * | 2018-08-29 | 2020-07-17 | 成立航空技术有限公司 | 双旋流雾化装置的文氏管流道的设计方法 |
FR3103540B1 (fr) * | 2019-11-26 | 2022-01-28 | Safran Aircraft Engines | Système d'injection de carburant d'une turbomachine, chambre de combustion comprenant un tel système et turbomachine associée |
US11378275B2 (en) * | 2019-12-06 | 2022-07-05 | Raytheon Technologies Corporation | High shear swirler with recessed fuel filmer for a gas turbine engine |
US11280495B2 (en) * | 2020-03-04 | 2022-03-22 | General Electric Company | Gas turbine combustor fuel injector flow device including vanes |
JP2022150960A (ja) * | 2021-03-26 | 2022-10-07 | 本田技研工業株式会社 | ガスタービン用燃料ノズル装置 |
CN115711176A (zh) * | 2021-08-23 | 2023-02-24 | 通用电气公司 | 具有集成喇叭形旋流器的圆顶 |
CN116136308A (zh) | 2021-11-16 | 2023-05-19 | 通用电气公司 | 具有压降吹扫通道的旋流器套圈板 |
US11906165B2 (en) | 2021-12-21 | 2024-02-20 | General Electric Company | Gas turbine nozzle having an inner air swirler passage and plural exterior fuel passages |
CN115560359A (zh) * | 2022-09-26 | 2023-01-03 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 涡流器组件及燃气轮机燃烧室 |
Family Cites Families (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3703259A (en) * | 1971-05-03 | 1972-11-21 | Gen Electric | Air blast fuel atomizer |
US3946552A (en) * | 1973-09-10 | 1976-03-30 | General Electric Company | Fuel injection apparatus |
US4105163A (en) * | 1976-10-27 | 1978-08-08 | General Electric Company | Fuel nozzle for gas turbines |
US4653278A (en) * | 1985-08-23 | 1987-03-31 | General Electric Company | Gas turbine engine carburetor |
US4854127A (en) * | 1988-01-14 | 1989-08-08 | General Electric Company | Bimodal swirler injector for a gas turbine combustor |
FR2665729B1 (fr) * | 1990-08-08 | 1994-09-23 | Snecma | Dispositif d'injection de carburant pour une chambre de combustion de turbomachine. |
GB9023004D0 (en) * | 1990-10-23 | 1990-12-05 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine combustion chamber and a method of operating a gas turbine engine combustion chamber |
DE69431969T2 (de) * | 1993-07-30 | 2003-10-30 | United Technologies Corp | Wirbelmischvorrichtung für eine Brennkammer |
US5623827A (en) * | 1995-01-26 | 1997-04-29 | General Electric Company | Regenerative cooled dome assembly for a gas turbine engine combustor |
-
1996
- 1996-09-26 FR FR9611702A patent/FR2753779B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
1997
- 1997-08-04 CA CA002207834A patent/CA2207834C/fr not_active Expired - Fee Related
- 1997-09-25 DE DE69722877T patent/DE69722877T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1997-09-25 WO PCT/FR1997/001677 patent/WO1998013650A1/fr unknown
- 1997-09-25 EP EP97402226A patent/EP0833107B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 1997-09-25 RU RU98111827A patent/RU2145402C1/ru not_active IP Right Cessation
- 1997-09-26 US US08/939,084 patent/US6035645A/en not_active Expired - Lifetime
- 1997-09-26 JP JP26152697A patent/JP3735189B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2446357C2 (ru) * | 2006-06-29 | 2012-03-27 | Снекма | Устройство для впрыска смеси воздуха и горючего, камера сгорания и газотурбинный двигатель, снабженные таким устройством |
RU2443943C2 (ru) * | 2006-09-05 | 2012-02-27 | Дженерал Электрик Компани | Инжекционный узел камеры сгорания |
RU2461779C2 (ru) * | 2006-12-13 | 2012-09-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Улучшенные горелки для газотурбинного двигателя |
US8375721B2 (en) | 2006-12-13 | 2013-02-19 | Siemens Aktiengesellschaft | Burners for a gas turbine engine |
RU2470228C2 (ru) * | 2007-05-18 | 2012-12-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Распределитель топлива |
US9016601B2 (en) | 2007-05-18 | 2015-04-28 | Siemens Aktiengesellschaft | Fuel distributor |
RU2468295C2 (ru) * | 2008-05-23 | 2012-11-27 | Кавасаки Дзюкогио Кабусики Кайся | Устройство сгорания и способ управления устройством сгорания |
US8555650B2 (en) | 2008-05-23 | 2013-10-15 | Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha | Combustion device for annular injection of a premixed gas and method for controlling the combustion device |
RU204676U1 (ru) * | 2020-12-10 | 2021-06-04 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Кольцеобразный конический элемент воздушного завихрителя камеры сгорания |
RU218480U1 (ru) * | 2023-03-06 | 2023-05-29 | Открытое акционерное общество "Авиамоторный научно-технический комплекс "СОЮЗ" | Турбовальный двигатель |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE69722877T2 (de) | 2004-05-19 |
WO1998013650A1 (fr) | 1998-04-02 |
JP3735189B2 (ja) | 2006-01-18 |
FR2753779B1 (fr) | 1998-10-16 |
CA2207834C (fr) | 2005-11-22 |
FR2753779A1 (fr) | 1998-03-27 |
EP0833107B1 (fr) | 2003-06-18 |
JPH10185193A (ja) | 1998-07-14 |
EP0833107A1 (fr) | 1998-04-01 |
US6035645A (en) | 2000-03-14 |
CA2207834A1 (fr) | 1998-03-26 |
DE69722877D1 (de) | 2003-07-24 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2145402C1 (ru) | Система аэродинамического впрыскивания смеси топлива с воздухом | |
US3866413A (en) | Air blast fuel atomizer | |
EP1106919B1 (en) | Methods and apparatus for decreasing combustor emissions | |
US7926282B2 (en) | Pure air blast fuel injector | |
US9239167B2 (en) | Lean burn injectors having multiple pilot circuits | |
US6363726B1 (en) | Mixer having multiple swirlers | |
US7610759B2 (en) | Combustor and combustion method for combustor | |
US6986255B2 (en) | Piloted airblast lean direct fuel injector with modified air splitter | |
US7251940B2 (en) | Air assist fuel injector for a combustor | |
US6708498B2 (en) | Venturiless swirl cup | |
CN101799174B (zh) | 主燃级切向供油的预混预蒸发燃烧室 | |
CN102200291B (zh) | 一种采用气动主级分级的低污染燃烧室 | |
US20020011064A1 (en) | Fuel injector with bifurcated recirculation zone | |
JP2002195563A (ja) | 燃焼器エミッションを減少させるための方法及び装置 | |
JP2001527201A (ja) | 燃料噴射器 | |
CN101709884A (zh) | 一种预混预蒸发燃烧室 | |
CN102889617B (zh) | 一种采用径向成膜主燃级的预混预蒸发燃烧室 | |
CN101949551A (zh) | 一种预混预蒸发燃烧室 | |
US5267442A (en) | Fuel nozzle with eccentric primary circuit orifice | |
JP3673009B2 (ja) | ガスタービン燃焼器 | |
US6047551A (en) | Multi-nozzle combustor | |
US5473882A (en) | Combustion apparatus for a gas turbine having separate combustion and vaporization zones | |
JP2005147459A (ja) | ガスタービン燃焼器及びガスタービン燃焼器の燃料供給方法 | |
US5090894A (en) | Enhanced air/fuel mixing for automotive stirling engine turbulator-type combustors | |
CN117329546A (zh) | 一种中心分级燃油喷射燃烧室头部及一种燃气涡轮发动机 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160926 |