RU2280814C1 - Ring combustion chamber for gas-turbine engine - Google Patents

Ring combustion chamber for gas-turbine engine Download PDF

Info

Publication number
RU2280814C1
RU2280814C1 RU2004137975/06A RU2004137975A RU2280814C1 RU 2280814 C1 RU2280814 C1 RU 2280814C1 RU 2004137975/06 A RU2004137975/06 A RU 2004137975/06A RU 2004137975 A RU2004137975 A RU 2004137975A RU 2280814 C1 RU2280814 C1 RU 2280814C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
shell
cylindrical section
combustion chamber
nozzle
air
Prior art date
Application number
RU2004137975/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2004137975A (en
Inventor
Петр Глебович Иванов (RU)
Петр Глебович Иванов
Original Assignee
Акционерное общество открытого типа Авиамоторный научно-технический комплекс "Союз"
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 Акционерное общество открытого типа Авиамоторный научно-технический комплекс "Союз" filed Critical Акционерное общество открытого типа Авиамоторный научно-технический комплекс "Союз"
Priority to RU2004137975/06A priority Critical patent/RU2280814C1/en
Publication of RU2004137975A publication Critical patent/RU2004137975A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2280814C1 publication Critical patent/RU2280814C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Testing Of Engines (AREA)
  • Spray-Type Burners (AREA)
  • Pressure-Spray And Ultrasonic-Wave- Spray Burners (AREA)
  • Nozzles For Spraying Of Liquid Fuel (AREA)

Abstract

FIELD: gas-turbine engine engineering.
SUBSTANCE: ring combustion chamber comprises fire tube and vortex burners arranged over periphery of its face and made of fuel-air scroll and air swirlers with outlet conical branch pipe having cylindrical section. The shell is secured to the face coaxially to each branch pipe defining a ring space. The outer side of the end cylindrical section or inner side of the shell located above it is provided with longitudinal ribs distributed uniformly over periphery and defining insulated passages. The through openings connected with the ring space are made in the face of the fire tube under the shell.
EFFECT: enhanced reliability and expanded functional capabilities.
2 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационных газотурбинных двигателей, преимущественно к кольцевым камерам сгорания.The invention relates to the field of aircraft gas turbine engines, mainly to annular combustion chambers.

Известна кольцевая камера сгорания, содержащая жаровую трубу и расположенные по окружности ее стенки горелки (см. Патент РФ №2164323, МПК 7 F 23 R 3/46, 20.03.1999 г.). В известном техническом решении в горелочном устройстве имеется сочетание центробежной форсунки с воздушным осевым завихрителем и выходом из горелочного устройства каналом с раструбом, что не обеспечивает необходимую длину выгорания топливовоздушной смеси в указанных размерах длины жаровой трубы. При этом факел распыла топливовоздушной смеси будет направлен на внутренние поверхности стенок жаровой трубы, что в свою очередь приведет к взаимодействию горячей стенки с топливовоздушной смесью и вызовет газовую коррозию и микрофакельное горение, а полнота сгорания топлива буде меньше 0,98.Known annular combustion chamber containing a flame tube and located around the circumference of its wall of the burner (see RF Patent No. 2164323, IPC 7 F 23 R 3/46, 03/20/1999). In the known technical solution in the burner device, there is a combination of a centrifugal nozzle with an air axial swirl and an outlet from the burner channel with a bell, which does not provide the required burnup length of the air-fuel mixture in the indicated lengths of the flame tube. In this case, the spray of the air-fuel mixture will be directed to the inner surfaces of the walls of the flame tube, which in turn will lead to the interaction of the hot wall with the air-fuel mixture and cause gas corrosion and microflame burning, and the completeness of combustion of the fuel will be less than 0.98.

Известна также кольцевая камера сгорания, в которой также есть сочетание центробежной форсунки с осевым завихрителем (см. Патент РФ №2039323, МПК 7 F 23 R 3/42, 04.03.1993 г.). В известной камере выход из горелочного устройства выполнен в виде обратного конуса, т.е. образует центробежную камеру закрутки воздуха, пересекаемую факелом распыла топлива центробежной форсунки. Такая схема распыла топлива дает большую полноту преобразования в гомогенную смесь и, соответственно, полноту сгорания. Однако подобное устройство имеет веерный факел распыла на выходе, где угол раскрутки более 120°. Происходит попадание смеси на керамические вставки, где не допустим перепад температуры, так как вызывает выкрашивание фрагментов, а в случае использования металлических стенок - их газовую коррозию и микрофакельное горение.An annular combustion chamber is also known, in which there is also a combination of a centrifugal nozzle with an axial swirler (see RF Patent No. 2039323, IPC 7 F 23 R 3/42, 03/04/1993). In the known chamber, the exit from the burner device is made in the form of an inverse cone, i.e. forms a centrifugal air swirl chamber, crossed by a centrifugal nozzle fuel spray torch. Such a fuel atomization scheme gives greater completeness of conversion to a homogeneous mixture and, accordingly, completeness of combustion. However, such a device has a fan-shaped spray torch at the exit, where the spin angle is more than 120 °. The mixture gets onto ceramic inserts, where the temperature difference is not permissible, since it causes fraying of the fragments, and in the case of using metal walls, their gas corrosion and microflame burning.

Задачей изобретения является повышение надежности и расширение диапазона устойчивой работы путем уменьшения конуса распыла смеси топлива с воздухом на выходе из горелки и организации зоны обратных токов.The objective of the invention is to increase reliability and expand the range of stable operation by reducing the cone of spraying a mixture of fuel with air at the outlet of the burner and the organization of the zone of reverse currents.

Технический результат достигается тем, что кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя содержит жаровую трубу и равномерно расположенные по окружности ее торцевой стенки вихревые горелки, состоящие из топливовоздушного улиточного и воздушного завихрителей, с выходным коническим патрубком, имеющим концевой цилиндрический участок, при этом снаружи коаксиально каждому патрубку к торцевой стенке жаровой трубы прикреплена обечайка, образующая с ним кольцевую полость, причем на наружной поверхности концевого цилиндрического участка или на внутренней поверхности обечайки, расположенной над ним, равномерно по окружности выполнены продольные ребра, образующие изолированные каналы, а в торцевой стенке жаровой трубы под обечайкой выполнены сквозные отверстия, сообщенные с кольцевой полостью. Кроме того, количество ребер равно, по меньшей мере, трем или кратно ему, толщина каждого ребра имеет размер от 1,2 до 1,6 мм, а высота от 0,6 до 0,8 мм, при этом суммарная площадь сквозных отверстий на входе в каналы в 1,2...1,4 раза больше суммарной площади каналов. Внутренний диаметр концевого цилиндрического участка выполняют равным от 1,8 до 1,85 внутреннего диаметра сопла завихрителей, при этом длину обечайки от торца сопла завихрителей выполняют равной его внутреннему диаметру сопла, а расстояние от торца сопла до торца концевого цилиндрического участка патрубка выполняют равным 0,65 от внутреннего диаметра сопла завихрителей.The technical result is achieved by the fact that the annular combustion chamber of a gas turbine engine contains a flame tube and vortex burners evenly spaced around the circumference of its end wall, consisting of a fuel-air snail and air swirls, with an outlet conical pipe having an end cylindrical section, with each pipe coaxially outside A shell is attached to the end wall of the flame tube, forming an annular cavity with it, moreover, on the outer surface of the end cylindrical part TCA or on the inner surface of the sleeve positioned over it, uniformly circumferentially formed longitudinal ribs forming the channels isolated, and in the end wall of the flame tube underneath the shell through holes communicated with the annular cavity. In addition, the number of ribs is at least three or a multiple of it, the thickness of each ribs has a size of 1.2 to 1.6 mm and a height of 0.6 to 0.8 mm, while the total area of the through holes is the entrance to the channels is 1.2 ... 1.4 times the total area of the channels. The inner diameter of the end cylindrical section is equal to from 1.8 to 1.85 of the inner diameter of the swirl nozzle, while the length of the shell from the end of the swirl nozzle is equal to its inner diameter, and the distance from the end of the nozzle to the end of the end cylindrical section of the pipe is 0. 65 of the inner diameter of the swirl nozzle.

Сущность изобретения поясняется чертежами.The invention is illustrated by drawings.

На фиг.1 представлен продольный разрез головной части камеры сгорания.Figure 1 shows a longitudinal section of the head of the combustion chamber.

На фиг.2 представлено сечение А-А на фиг.1.Figure 2 presents a section aa in figure 1.

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит жаровую трубу 1 и равномерно расположенные по окружности ее торцевой стенки 2 вихревые горелки 3, состоящие из топливовоздушного улиточного 4 и воздушного 5 завихрителей, с выходным коническим патрубком 6, имеющим концевой цилиндрический участок 7. Снаружи коаксиально каждому патрубку 6 к торцевой стенке 2 жаровой трубы прикреплена обечайка 8, образующая с ним кольцевую полость 9. На внутренней поверхности обечайки 8 равномерно по окружности выполнены ребра 10, образующие изолированные каналы 11. В торцевой стенке 2 жаровой трубы под обечайкой 8 выполнены сквозные отверстия 12, сообщенные с кольцевой полостью 9. Количество ребер 10 равно, по меньшей мере, трем или кратно ему. Толщина каждого ребра 10 имеет размер от 1,2 до 1,6 мм, а высота - от 0,6 до 0,8 мм, при этом суммарная площадь сквозных отверстий 12 в 1,2...1,4 раза больше суммарной площади каналов 11. Внутренний диаметр концевого цилиндрического участка 7 выполнен равным 1,8...1,85 внутреннего диаметра сопла 13 завихрителей. Длину обечайки 8 от торца сопла 13 завихрителей выполняют равной его внутреннему диаметру, а расстояние от торца сопла 13 до торца цилиндрического участка 7 патрубка 6 выполняют равным 0,65 от внутреннего диаметра сопла 13 завихрителей. Камера сгорания имеет также на входе топливную форсунку 14, которая устанавливается во втулку с радиальным перемещением 15.The combustion chamber of a gas turbine engine contains a flame tube 1 and vortex burners 3 evenly spaced around the circumference of its end wall 2, consisting of a fuel-air snail 4 and air swirl 5, with an outlet conical pipe 6 having an end cylindrical section 7. Outside, each pipe 6 is coaxial to the end a shell 8 is attached to the wall 2 of the flame tube, forming an annular cavity 9 with it. On the inner surface of the shell 8, ribs 10 are formed uniformly around the circumference, forming an isolated channel 11. In the end wall of the flame tube 2 under the sidewall 8 is provided with through holes 12 communicated with the annular cavity 9. The number of ribs 10 is at least three or a multiple of it. The thickness of each rib 10 has a size from 1.2 to 1.6 mm, and the height is from 0.6 to 0.8 mm, while the total area of the through holes 12 is 1.2 ... 1.4 times the total area channels 11. The inner diameter of the end cylindrical section 7 is made equal to 1.8 ... 1.85 of the inner diameter of the nozzle 13 of the swirls. The length of the shell 8 from the end of the nozzle 13 of the swirls is equal to its inner diameter, and the distance from the end of the nozzle 13 to the end of the cylindrical section 7 of the pipe 6 is equal to 0.65 of the inner diameter of the nozzle 13 of the swirls. The combustion chamber also has a fuel injector 14 at the inlet, which is installed in the sleeve with a radial movement 15.

При работе камеры сгорания воздух, входящий в камеру сгорания, поступает на вход в вихревые горелки и идет на образование зоны обратных токов. Часть воздуха через отверстия 12 направляется в полость 9, откуда воздух поступает в изолированные друг от друга каналы 11, минуя выходные участки 7, образуя воздушную завесу и участвуя в распылении остатков топлива. Воздух, входящий через каналы 11, выполняет охлаждение обечайки 8 и концевого участка 7, а также способствует уменьшению закрутки конуса распыла гомогенной смеси на выходе из горелки, создает уменьшенную зону обратных токов, отдаляя зону от стенок жаровой трубы.During operation of the combustion chamber, the air entering the combustion chamber enters the entrance to the vortex burners and goes to the formation of the reverse current zone. Part of the air through the holes 12 is directed into the cavity 9, from where the air enters the channels 11 isolated from each other, bypassing the outlet sections 7, forming an air curtain and participating in the spraying of the remaining fuel. The air entering through the channels 11 cools the shell 8 and the end section 7, and also helps to reduce the swirling of the spray cone of the homogeneous mixture at the outlet of the burner, creates a reduced reverse current zone, moving the zone away from the walls of the flame tube.

Продольные ребра 10 выполняются на внутренней поверхности обечайки 8 методом наплавления в развертке заготовки, при этом замыкающий шов должен быть зачищен заподлицо. Количество ребер 10 следует выбирать минимальным или кратным 3 (на фиг.2 показано выполнение с количеством ребер, равным 3). Ребра 10 служат для обеспечения стабилизации высоты каналов 11 и ввиду того, что обечайка 8 имеет более высокую температуру, чем концевой цилиндрический участок, ребра 10 жестко не связаны с концевым цилиндрическим участком 7.Longitudinal ribs 10 are performed on the inner surface of the shell 8 by deposition in the scan of the workpiece, while the closing seam must be flush cleaned. The number of ribs 10 should be selected as a minimum or a multiple of 3 (figure 2 shows the implementation with the number of ribs equal to 3). The ribs 10 serve to stabilize the height of the channels 11 and since the shell 8 has a higher temperature than the end cylindrical section, the ribs 10 are not rigidly connected to the end cylindrical section 7.

Топливная комбинированная форсунка 14 устанавливается в "плавающую" втулку 15, что обеспечивает термокомпенсацию горячей жаровой трубы 1 относительно "холодной" форсунки 14.Combined fuel nozzle 14 is installed in the "floating" sleeve 15, which provides thermal compensation of the hot flame tube 1 relative to the "cold" nozzle 14.

Ширина ребра 10 S=1,2...1,6 мм. Ребра 10 с шириной S менее 1,2 мм сложны в изготовлении и деформируются при сворачивании в кольцо обечайки 8. При ширине ребра S=1,6 мм сильно затеняет поток воздуха по каналу 11, в результате чего образуется след перегрева материала обечайки 8 на выходе из цилиндрического участка 7. Материалом для изготовления ребер является сплав ХН60ВТ (ВЖ-98). Применение других марок материалов нецелесообразно, т.к. большинство сплавов - «стареющие», т.е. склонны к растрескиванию, например сплав ХН50ВМТЮБ-ВИ (ВХ-4).Rib width 10 S = 1.2 ... 1.6 mm. The fins 10 with a width S of less than 1.2 mm are difficult to manufacture and deform when folded into the ring of the shell 8. With the width of the rib S = 1.6 mm, it greatly obscures the air flow through the channel 11, resulting in a trace of overheating of the material of the shell 8 at the outlet from a cylindrical section 7. The material for the manufacture of ribs is alloy KhN60VT (VZH-98). The use of other grades of materials is impractical because most alloys are “aging”, i.e. prone to cracking, for example, KhN50VMTYUB-VI (VX-4) alloy.

Высота каналов 11 выбирается в пределах 0,6...0,8 мм для обеспечения скорости воздуха в каналах 50-70 м/сек, при этом суммарная площадь отверстий 12 должна быть в 1,2...1,4 раза больше суммарной площади каналов 11. При уменьшении этого соотношения скорость воздуха в каналах 11 уменьшается, что в свою очередь приводит к снижению эффективности охлаждения обечаек и ухудшению образования топливовоздушной смеси. Увеличение соотношения более 1,4 приводит к резкому обеднению топливовоздушной смеси и к нерациональному использованию воздуха.The height of the channels 11 is selected in the range of 0.6 ... 0.8 mm to ensure air velocity in the channels 50-70 m / s, while the total area of the holes 12 should be 1.2 ... 1.4 times the total the area of the channels 11. With a decrease in this ratio, the air velocity in the channels 11 decreases, which in turn leads to a decrease in the cooling efficiency of the shells and a deterioration in the formation of the air-fuel mixture. An increase in the ratio of more than 1.4 leads to a sharp depletion of the air-fuel mixture and to the irrational use of air.

Размеры обечайки 8 и концевого цилиндрического участка 7 выбираются из следующих соотношений по базовому размеру сопла 13 Dc1:The dimensions of the shell 8 and the end cylindrical section 7 are selected from the following ratios according to the base size of the nozzle 13 D c1 :

- диаметр концевого цилиндрического участка 7 Dст=(1,8...1,85) Dc1, при Dст≤5:1,8 Dc1 уменьшаются размеры зоны обратных токов, что ухудшает процесс горения; при Dст>1,85 Dс1 резко увеличивается зона обратных токов, что приводит к прогару обечайки 8 и концевого цилиндрического участка 7 из-за втягивания горячих газов из зоны горения в вихревую камеру;- the diameter of the end cylindrical section 7 D article = (1.8 ... 1.85) D c1 , when D article ≤5: 1.8 D c1 the dimensions of the reverse current zone are reduced, which worsens the combustion process; at D article > 1.85 D s1 , the reverse current zone increases sharply, which leads to burnout of the shell 8 and the end cylindrical section 7 due to the retraction of hot gases from the combustion zone into the vortex chamber;

- длины обечайки 8 и концевого цилиндрического участка 7 выбираются из соотношения l1=Dc1 и l2=0,65 Dс1. При снижении этих соотношений фронт пламени приближается к стенке 2 и вызывает ее перегрев. Увеличение этих соотношений выше указанных приводит к тому, что обечайка 8 и цилиндрический концевой участок 7 сами отгорят и длины их придут к указанным соотношениям.- the lengths of the shell 8 and the end cylindrical section 7 are selected from the relation l 1 = D c1 and l 2 = 0.65 D s1 . With a decrease in these ratios, the flame front approaches wall 2 and causes it to overheat. The increase in these ratios above the above leads to the fact that the shell 8 and the cylindrical end section 7 themselves burn out and their lengths come to the specified ratios.

Такое выполнение камеры сгорания позволяет снизить температуру выходных участков обечайки и концевого цилиндрического участка, кроме того, значительно повысить надежность камеры сгорания, что, в свою очередь, приведет к расширению диапазона работы камеры и образованию компактной зоны горения и получению максимальной полноты сгорания с уменьшенными экологическими выбросами.This embodiment of the combustion chamber allows to reduce the temperature of the outlet sections of the shell and the end cylindrical section, in addition, significantly increase the reliability of the combustion chamber, which, in turn, will expand the range of the chamber and the formation of a compact combustion zone and obtain maximum combustion with reduced environmental emissions .

Claims (3)

1. Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая жаровую трубу и равномерно расположенные по окружности ее торцевой стенки вихревые горелки, состоящие из топливовоздушного улиточного и воздушного завихрителей, с выходным коническим патрубком, имеющим концевой цилиндрический участок, при этом снаружи коаксиально каждому патрубку к торцевой стенке жаровой трубы прикреплена обечайка, образующая с ним кольцевую полость, причем на наружной поверхности концевого цилиндрического участка или на внутренней поверхности обечайки, расположенной над ним, равномерно по окружности выполнены продольные ребра, образующие изолированные каналы, а в торцевой стенке жаровой трубы под обечайкой выполнены сквозные отверстия, сообщенные с кольцевой полостью.1. An annular combustion chamber of a gas turbine engine, comprising a flame tube and vortex burners evenly spaced around the circumference of its end wall, consisting of a fuel-air snail and air swirl, with an outlet conical pipe having an end cylindrical section, with each pipe externally coaxial to each end pipe to the end wall of the flame a pipe is attached to the shell, forming an annular cavity with it, moreover, on the outer surface of the end cylindrical section or on the inner surface of the shell the ribs located above it, longitudinal ribs are formed uniformly around the circumference, forming isolated channels, and through holes communicated with the annular cavity are made in the end wall of the flame tube under the shell. 2. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что количество ребер равно, по меньшей мере, трем или кратно ему, толщина каждого ребра имеет размер от 1,2 до 1,6 мм, а высота - от 0,6 до 0,8 мм, при этом суммарная площадь сквозных отверстий в 1,2-1,4 раза больше суммарной площади каналов.2. The combustion chamber according to claim 1, characterized in that the number of ribs is at least three or a multiple of it, the thickness of each rib has a size of from 1.2 to 1.6 mm, and a height of from 0.6 to 0 , 8 mm, while the total area of the through holes is 1.2-1.4 times larger than the total area of the channels. 3. Камера сгорания по п.1 или 2, отличающаяся тем, что внутренний диаметр концевого цилиндрического участка выполняют равным от 1,8 до 1,85 внутреннего диаметра сопла завихрителей, при этом длину обечайки от торца сопла завихрителей выполняют равной его внутреннему диаметру, а расстояние от торца сопла до торца концевого цилиндрического участка патрубка выполняют равным 0,65 от внутреннего диаметра сопла завихрителей.3. The combustion chamber according to claim 1 or 2, characterized in that the inner diameter of the end cylindrical section is equal to from 1.8 to 1.85 of the inner diameter of the swirl nozzle, while the length of the shell from the end of the swirl nozzle is equal to its inner diameter, and the distance from the end of the nozzle to the end of the end cylindrical section of the nozzle is equal to 0.65 from the inner diameter of the nozzle of the swirlers.
RU2004137975/06A 2004-12-27 2004-12-27 Ring combustion chamber for gas-turbine engine RU2280814C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2004137975/06A RU2280814C1 (en) 2004-12-27 2004-12-27 Ring combustion chamber for gas-turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2004137975/06A RU2280814C1 (en) 2004-12-27 2004-12-27 Ring combustion chamber for gas-turbine engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2004137975A RU2004137975A (en) 2006-06-10
RU2280814C1 true RU2280814C1 (en) 2006-07-27

Family

ID=36712272

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2004137975/06A RU2280814C1 (en) 2004-12-27 2004-12-27 Ring combustion chamber for gas-turbine engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2280814C1 (en)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2544400C1 (en) * 2011-04-18 2015-03-20 Ман Дизель Унд Турбо Се Combustion chamber housing and gas turbine featuring it
RU2583486C2 (en) * 2011-01-31 2016-05-10 Снекма Injector for turbomachine combustion chamber
RU2604146C2 (en) * 2012-01-05 2016-12-10 Дженерал Электрик Компани Combustion chamber (versions) and method of fuel distribution in combustion chamber
RU2676496C1 (en) * 2016-10-24 2018-12-29 Мицубиси Хитачи Пауэр Системс, Лтд. Gas turbine combustion chamber

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2932251B1 (en) * 2008-06-10 2011-09-16 Snecma COMBUSTION CHAMBER FOR A GAS TURBINE ENGINE COMPRISING CMC DEFLECTORS

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2583486C2 (en) * 2011-01-31 2016-05-10 Снекма Injector for turbomachine combustion chamber
RU2544400C1 (en) * 2011-04-18 2015-03-20 Ман Дизель Унд Турбо Се Combustion chamber housing and gas turbine featuring it
RU2604146C2 (en) * 2012-01-05 2016-12-10 Дженерал Электрик Компани Combustion chamber (versions) and method of fuel distribution in combustion chamber
RU2676496C1 (en) * 2016-10-24 2018-12-29 Мицубиси Хитачи Пауэр Системс, Лтд. Gas turbine combustion chamber
RU2676496C9 (en) * 2016-10-24 2019-07-23 Мицубиси Хитачи Пауэр Системс, Лтд. Gas turbine combustor

Also Published As

Publication number Publication date
RU2004137975A (en) 2006-06-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4610800B2 (en) Gas turbine combustor
EP0893650B1 (en) Multi-swirler carburetor
CN102175043B (en) Gas turbine engine combustor can with trapped vortex cavity
US5816049A (en) Dual fuel mixer for gas turbine combustor
US5613363A (en) Air fuel mixer for gas turbine combustor
US5251447A (en) Air fuel mixer for gas turbine combustor
US5590529A (en) Air fuel mixer for gas turbine combustor
CA2748883C (en) Cooled flameholder swirl cup
EP0728989B1 (en) Gas turbine engine combustor
JP2005337703A (en) Gas turbine engine combustor mixer
CA2260713A1 (en) Gas turbine combustor
US5142858A (en) Compact flameholder type combustor which is staged to reduce emissions
GB2293001A (en) Dual fuel mixer for gas turbine combustor
EP0488556B1 (en) Premixed secondary fuel nozzle with integral swirler
KR19990063275A (en) Swirler for combustion chamber of gas turbine engine and forming method thereof
US3886728A (en) Combustor prechamber
RU2280814C1 (en) Ring combustion chamber for gas-turbine engine
RU2352864C1 (en) Method and device for burning fuel
WO2006090466A1 (en) Fuel injection valve, combustor using the fuel injection valve, and fuel injection method for the fuel injection valve
GB2134243A (en) Combustion equipment for a gas turbine engine
JP2004162959A (en) Annular type spiral diffusion flame combustor
RU2660592C1 (en) Burner head of burner device
JPH08145361A (en) Fuel injection valve for gas turbine
US6193502B1 (en) Fuel combustion device and method
JP3816451B2 (en) Heating burner

Legal Events

Date Code Title Description
QB4A Licence on use of patent

Effective date: 20100726

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20100726

Effective date: 20120926

MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20161228

NF4A Reinstatement of patent

Effective date: 20190717

QB4A Licence on use of patent

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20200514

Effective date: 20200514