RU2309329C2 - Вспенивающая аэродинамическая система инжектирования топливовоздушной смеси в камеру сгорания турбомашины, камера сгорания турбомашины и турбомашина - Google Patents
Вспенивающая аэродинамическая система инжектирования топливовоздушной смеси в камеру сгорания турбомашины, камера сгорания турбомашины и турбомашина Download PDFInfo
- Publication number
- RU2309329C2 RU2309329C2 RU2005129655/06A RU2005129655A RU2309329C2 RU 2309329 C2 RU2309329 C2 RU 2309329C2 RU 2005129655/06 A RU2005129655/06 A RU 2005129655/06A RU 2005129655 A RU2005129655 A RU 2005129655A RU 2309329 C2 RU2309329 C2 RU 2309329C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- air
- tubular structure
- gas
- turbomachine
- Prior art date
Links
- 239000000446 fuel Substances 0.000 title claims abstract description 128
- 238000002347 injection Methods 0.000 title claims abstract description 47
- 239000007924 injection Substances 0.000 title claims abstract description 47
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 29
- 239000000203 mixture Substances 0.000 title claims abstract description 23
- 238000005187 foaming Methods 0.000 claims abstract description 9
- 238000009826 distribution Methods 0.000 claims description 7
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 6
- 230000006835 compression Effects 0.000 claims description 3
- 238000007906 compression Methods 0.000 claims description 3
- 241000124033 Salix Species 0.000 claims 1
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 abstract description 10
- 230000008020 evaporation Effects 0.000 abstract description 10
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 4
- 238000005507 spraying Methods 0.000 abstract description 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 3
- 238000005457 optimization Methods 0.000 abstract 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 40
- MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N nitrogen oxide Inorganic materials O=[N] MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 7
- 238000000889 atomisation Methods 0.000 description 6
- 238000002156 mixing Methods 0.000 description 6
- 238000010790 dilution Methods 0.000 description 4
- 239000012895 dilution Substances 0.000 description 4
- 230000002123 temporal effect Effects 0.000 description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 2
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 2
- UGFAIRIUMAVXCW-UHFFFAOYSA-N Carbon monoxide Chemical compound [O+]#[C-] UGFAIRIUMAVXCW-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000000443 aerosol Substances 0.000 description 1
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910002091 carbon monoxide Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000003344 environmental pollutant Substances 0.000 description 1
- 229930195733 hydrocarbon Natural products 0.000 description 1
- 150000002430 hydrocarbons Chemical class 0.000 description 1
- 239000011261 inert gas Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 description 1
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 description 1
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 1
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000036961 partial effect Effects 0.000 description 1
- 231100000719 pollutant Toxicity 0.000 description 1
- 238000010008 shearing Methods 0.000 description 1
- 239000004071 soot Substances 0.000 description 1
- 230000036962 time dependent Effects 0.000 description 1
- 238000009827 uniform distribution Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23D—BURNERS
- F23D11/00—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space
- F23D11/10—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space the spraying being induced by a gaseous medium, e.g. water vapour
- F23D11/16—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space the spraying being induced by a gaseous medium, e.g. water vapour in which an emulsion of water and fuel is sprayed
Abstract
Изобретение относится к системам инжектирования топливовоздушной смеси в камеру сгорания. Предложена аэродинамическая система (2) инжектирования топливовоздушной смеси в камеру сгорания турбомашины, содержащая трубчатую структуру (4) с осью XX′, открытую на нижнем по потоку конце (4b) для подачи топливовоздушной смеси, по меньшей мере, один канал (6) подачи воздуха, который открыт в структуру (4) для подачи в нее воздуха под давлением РA, кольцевой топливный проход (8), сформированный в структуре (4) вокруг ее оси XX′, соединенный с, по меньшей мере, одним каналом (10) подачи топлива, в котором течет топливо под давлением РC, и открытый на нижнем по потоку конце (8b) в структуру (4), и средство для нагнетания газа в, по меньшей мере, один канал (10) подачи топлива, при этом газ находится под давлением PG, которое превышает давление РА и больше или равно давлению РС для вспенивания топлива, подаваемого в структуру. Изобретение обеспечивает оптимизацию времени, затрачиваемого на распыление топлива и его испарение. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Настоящее изобретение относится в основном к системам инжектирования топливовоздушной смеси в камеру сгорания турбомашины. Более конкретно, настоящее изобретение относится к системам инжектирования аэродинамического типа, оснащенным средством для вспенивания топлива перед его смешиванием с воздухом.
Обычный процесс проектирования и оптимизации камеры сгорания турбомашины в основном направлен на согласование эксплуатационных характеристик камеры сгорания (эффективность сгорания, стабильность, зажигание и повторное зажигание, срок службы зоны горения и т.д.) как функции предназначения самолета, на котором установлена турбомашина, с минимизацией выброса загрязняющих веществ (окислов азота, моноксида углерода, несгоревших углеводородов и т.д.). Для этого, в частности, можно воздействовать на характер и эксплуатационные характеристики системы инжектирования для инжектирования топливовоздушной смеси в камеру сгорания, на распределение разбавляющего воздуха внутри камеры и на динамику смешивания воздуха и топлива внутри камеры.
Обычно, камера сгорания турбомашины, такая как, например, описанная в патенте RU 2215241, содержит систему инжектирования для инжектирования топливовоздушной смеси в жаровую трубу, систему охлаждения и систему разбавления. Сгорание происходит главным образом в первой части жаровой трубы (именуемой «первичная зона»), где сгорание стабилизируется посредством зон рециркуляции топливовоздушной смеси, создаваемых потоком воздуха, исходящего от системы инжектирования. Во второй части смешивающей трубы (именуемой «зона разбавления») химическая активность менее интенсивна и поток разбавляется посредством разбавляющих отверстий. Пример аэродинамической системы инжектирования раскрыт в патенте RU 2161719.
В первичной зоне жаровой трубы возникают различные физические явления: инжектирование топлива и его распыление на мелкие капли, испарение капель, смешивание паров топлива с воздухом, и химические реакции окисления топлива кислородом воздуха.
Эти физические явления зависят от времени. Так, время распыления представляет собой время, необходимое воздуху для дробления слоя топлива и образования топливовоздушной аэрозоли. Оно зависит главным образом от характеристик и технологии применяемой системы инжектирования и от аэродинамики вблизи слоя топлива. Время испарения также зависит от используемой системы инжектирования. Это является функцией непосредственно размеров капель, полученных в результате дробления слоя топлива; причем чем меньше капли, тем меньше время испарения. Время смешивания соответствует времени, необходимому для смешивания паров топлива, полученных в результате испарения капель, с воздухом. Оно зависит главным образом от уровня турбулентности в зоне сгорания и, таким образом, от динамики потока в первичной зоне. Химическое время представляет собой время, необходимое для развития химических реакций. Оно зависит от давлений и температур на входе в зону сгорания и от характера применяемого топлива.
Таким образом, применяемая система инжектирования играет основную роль в процессе проектирования камеры сгорания, в частности, при оптимизации времени, затрачиваемого на распыление топлива и его испарение.
Существуют два основных типа систем инжектирования: «аэромеханические» системы, где топливо распыляется в результате большой разности давлений между топливом и воздухом, и «аэродинамические» системы, в которых топливо распыляется путем срезания между двумя слоями воздуха. Настоящее изобретение более конкретно относится к системам аэродинамического типа.
Известные аэродинамические системы инжектирования обладают многочисленными недостатками. В частности, при низких скоростях турбомашины распыление топлива ухудшается, тем самым уменьшая стабильность горения и приводя к возникновению риска прекращения горения в зона сгорания, одновременно увеличивая количество вредных выбросов окиси азота.
Главной целью настоящего изобретения, таким образом, является устранение этих недостатков с помощью предлагаемой аэродинамической системы инжектирования, которая позволяет сократить временные характеристики распыления и испарения топлива на всех рабочих скоростях турбомашины.
Для этого согласно настоящему изобретению создана аэродинамическая система инжектирования топливовоздушной смеси в камеру сгорания турбомашины, содержащая: трубчатую структуру с осью XX′, открытую на нижнем по потоку конце для подачи топливовоздушной смеси; по меньшей мере, один канал. подачи воздуха, соединенный со ступенью компрессора турбомашины и открытый в трубчатую структуру с возможностью подачи воздуха под давлением РА в трубчатую структуру; кольцевой топливный проход, образованный в трубчатой структуре вокруг оси XX′, соединенный с, по меньшей мере, одним каналом подачи топлива, в котором топливо течет под давлением РС и который открыт своим нижним по потоку концом в трубчатую структуру, образуя в ней расширение; и характеризующаяся тем, что она дополнительно содержит средство для инжектирования газа в, по меньшей мере, один канал подачи топлива, при этом газ находится под давлением PG, которое выше давления РА и выше или равно давлению РС, так, чтобы создавать вспенивание топлива, подаваемого в трубчатую структуру.
При инжектировании газа в топливопровод при давлении, которое превышает или равно давлению топлива, происходит смешивание жидкости и газа при давлении РС перед тем, как топливо будет подано в основную структуру, где оно рассеивается. Во время расширения этой смеси с давления РС до внутреннего давления в основной структуре резкое расширение газовой фазы приводит к дроблению слоя топлива: это называется вспениванием. В результате временные характеристики распыления и испарения топлива на выходе из системы инжектирования можно существенно уменьшить.
Такое сокращение времени позволяет на малых рабочих скоростях турбомашины повысить эффективность сгорания и повысить способность зоны горения предотвращать затухание, а при работе на высоких скоростях турбомашины это позволяет ограничить образование загрязняющих выбросов окиси азота и сажи.
Предпочтительно, система содержит, по меньшей мере, один канал инжектирования газа, открытый в канал (каналы) подачи топлива и соединенный с газовым подающим каналом.
Предпочтительно, канал инжектирования газа открыт по существу перпендикулярно в канал (каналы) подачи топлива.
Предпочтительно, система дополнительно содержит кольцевую газораспределительную полость, выполненную в трубчатой структуре вокруг топливного прохода, которая соединена с газовым подающим каналом и которая открыта в канал инжектирования газа.
Предпочтительно, система дополнительно содержит кольцевую топливораспределительную полость, выполненную в трубчатой структуре, соединенную с топливопроводом и открытую в канал подачи топлива.
Предпочтительно, канал (каналы) подачи топлива наклонен (наклонены) тангенциально относительно кольцевого топливного прохода.
Предпочтительно, канал (каналы) подачи топлива открыт (открыты) в трубчатую структуру на ее верхнем по потоку конце, при этом воздуху придается вращение.
Предпочтительно, система дополнительно содержит наружный завихритель воздуха, размещенный вокруг трубчатой структуры, радиально смещенный относительно топливного прохода и предназначенный для инжектирования воздуха на выходное отверстие трубчатой структуры в направлении, по существу осевом, с одновременным приданием ему вращения.
Предпочтительно, наружный завихритель соединен со ступенью компрессора турбомашины.
Предпочтительно, система дополнительно содержит сопло, образующее расходящийся участок, установленный ниже по потоку относительно трубчатой структуры.
Предпочтительно, канал подачи воздуха размещен вокруг трубчатой структуры и открыт в осевом направлении в топливный проход на его верхнем по потоку конце.
Предпочтительно, кольцевой топливный проход имеет сужающийся участок в направлении потока топлива для ускорения потока топлива в трубчатой структуре.
Предпочтительно, газом является воздух.
Предпочтительно, воздух, образующий газ, отбирается из ступени компрессора турбомашины перед сжатием.
Предпочтительно, система дополнительно содержит устройство для управления расходом газа, нагнетаемого в канал подачи топлива.
Согласно другому объекту настоящего изобретения создана камера сгорания турбомашины, содержащая описанную выше аэродинамическую систему инжектирования топливовоздушной смеси.
Согласно еще одному объекту настоящего изобретения создана турбомашина, содержащая камеру сгорания, оснащенную описанной выше аэродинамической системой инжектирования топливовоздушной смеси.
Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения приведены в нижеследующем описании со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых показан вариант, не имеющие ограничивающего характера.
Фиг.1 - осевое сечение системы инжектирования согласно варианту воплощения настоящего изобретения.
Фиг.2 - сечение с частичным разрезом по линии ii-ii с фиг.1.
Фиг.3 - осевое сечение системы инжектирования согласно другому варианту воплощения настоящего изобретения.
Как показано на фиг.1 и 3, аэродинамическая система 2 (2′) инжектирования согласно настоящему изобретению в основном имеет форму трубчатой структуры 4 с осью XX′, которая открыта на своем нижнем по потоку конце 4b для подачи топливовоздушной смеси.
Система 2 (2′) инжектирования содержит, по меньшей мере, один канал 6 (6′) подачи воздуха, соединенный со ступенью компрессора турбомашины (не показана) и открытый в трубчатую структуру 4. Таким образом воздух подается в трубчатую структуру 4 через канал (каналы) 6 (6′) под давлением РА, например, от 0,5 до 50 бар.
Система 2 (2′) инжектирования также содержит кольцевой топливный проход 8, который образован в трубчатой структуре 4 вокруг его оси XX′. Нижний по потоку конец 8b топливного прохода 8 открыт в трубчатую структуру 4 и образует в нем резкое расширение.
Топливный проход 8, центр которого расположен на оси XX′ трубчатой структуры 4, соединен с, по меньшей мере, одним каналом 10 подачи топлива, по которому течет топливо под давлением РС. Проход 8 позволяет топливу входить в трубчатую структуру 4 в направлении оси XX′. К примеру, давление РС топлива, движущегося по каналу 10 подачи топлива, составляет от 4 до 80 бар.
Как показано на фиг.2, кольцевой топливный проход 8 может соединяться, например, с двадцатью каналами 10 подачи топлива, которые равномерно распределены по всей окружности трубчатой структуры 4 так, чтобы добиться равномерного распределения топлива в проходе 8.
Каналы 10 подачи топлива предпочтительно наклонены тангенциально относительно кольцевого топливного прохода 8, например, на угол 45° (фиг.2). В результате, топливо при вводе в проход 8 закручивается.
Согласно настоящему изобретению система 2 (2′) инжектирования дополнительно содержит, по меньшей мере, один канал 12 инжектирования газа, который открыт в каналы 10 подачи топлива и соединен с газовым подающим каналом 14.
Как показано на фиг.2, канал 12 инжектирования газа может быть предназначен для каждого канала 10 подачи топлива. В варианте воплощения (фиг.2) система 2 инжектирования, таким образом, имеет двадцать каналов 12 инжектирования газа, распределенных по периферии трубчатой структуры 4. Альтернативно, можно также создать меньшее количество каналов инжектирования газа, чем каналов подачи топлива.
Также согласно настоящему изобретению газ подается в канал (каналы) подачи топлива под давлением PG, которое больше давления РA воздуха, подаваемого в трубчатую структуру 4 через канал(ы) 6 (6′) подачи воздуха, и которое больше или приблизительно равно давлению PC топлива, текущего по каналу (каналам) 10 подачи топлива.
Нагнетание газа в канал (каналы) 10 подачи топлива при давлении PG, превышающем давление РA и большем или равном давлению РC, служит для создания смеси жидкости и газа под давлением РC перед тем, как эта смесь будет введена в трубчатую структуру 4.
Более конкретно, вспенивание топлива происходит, когда удовлетворены следующие условия: давление газа составляет давление РG, которое по существу равно давлению РC топлива (или немного превышает его), и смешивание газа с топливом происходит в пространстве, которое по существу ограничено (конкретно, смешивание происходит в зоне схождения между каналами 12 инжектирования газа и каналами 10 подачи топлива).
Вспенивание топлива характеризуется наличием пузырьков газа в слое топлива, которое течет по топливному проходу 8. Расширение газовых пузырьков во время входа смеси в трубчатую структуру 4, таким образом, облегчает последующее ее распыление. Поэтому, временная характеристика распыления и испарения топлива сокращается.
Газом предпочтительно является инертный газ, не оказывающий прямого влияния на сгорание топливовоздушной смеси. Например, газом является воздух, отбираемый из ступени компрессора турбомашины и дополнительно подвергаемый сжатию для получения давления PG, которое превышает давление РA воздуха, подаваемого в канал (каналы) 6 (6′) подачи воздуха.
Согласно преимущественному отличительному признаку настоящего изобретения канал (каналы) 12 инжектирования газа открыт по существу перпендикулярно в канал (каналы) 10 подачи топлива. Это конкретное расположение служит для стимулирования вспенивания топлива.
В трубчатой структуре 4 вокруг топливного прохода 8 может быть образована кольцевая газовая полость 16. Такая газовая полость 16 имеет центр, расположенный на оси XX′ трубчатой структуры 4 так, чтобы располагаться соосно с топливным проходом 8. Она соединена с газовым подающим каналом 14 и открывается в канал (каналы) 12 инжектирования газа. Эта газовая полость 16, таким образом, действует как газораспределительная полость.
Аналогичным образом в трубчатой структуре 4 может быть выполнена кольцевая трубчатая полость 18. Как показано на чертежах, эта топливная полость 18 также имеет центр на оси XX′ трубчатой структуры 4, чтобы располагаться соосно с топливным проходом 8 и газовой полостью 16. Она соединена с каналом 20 подачи топлива и открывается в канал (каналы) 10 подачи топлива. Эта полость 18 работает как топливораспределительная полость.
Согласно другому преимущественному отличительному признаку настоящего изобретения система 2 (2′) инжектирования дополнительно содержит устройство 22 для регулирования расхода газа, инжектируемого в канал 10 подачи топлива. Такое устройство 22, таким образом, служит для управления расходом газа, необходимого для инжектирования для получения вспенивания топлива. Например, расходом газа можно управлять как функцией расхода и давления РC топлива.
Ниже следует описание конкретных признаков варианта настоящего изобретения, показанного на фиг.1 и 2.
В этом варианте воплощения система 2 инжектирования может иметь два ряда каналов 6 подачи воздуха, которые разнесены друг от друга в осевом направлении и которые равномерно распределены по всей периферии трубчатой структуры 4. Эти каналы 6 могут открываться в верхний по потоку конец 4а трубчатой структуры 4.
Воздух, подаваемый через канал (каналы) 6 под давлением РA, таким образом, проходит в трубчатой структуре 4 в направлении вдоль оси XX′ к нижнему по потоку концу 4b структуры, испытывая эффект вращения внутри трубчатой структуры 4.
Кроме того, система 2 инжектирования предпочтительно содержит завихритель 24 воздуха, который размещен вокруг трубчатой структуры 4 и радиально смещен относительно топливного прохода 8. Этот наружный завихритель 24 служит для инжектирования воздуха на выходе из трубчатой структуры 4 в направлении, которое по существу является осевым, а также для получения эффекта вращения. Таким образом, вспенивающееся топливо, вводимое в трубчатую структуру 4 через топливный проход 8, распыляется под воздействием срезания между воздухом, выходящим из канала 6 скоростной подачи воздуха, и воздухом от наружного завихрителя 24.
Воздух для наружного завихрителя 24 предпочтительно отбирается из ступени компрессора турбомашины, например из той же ступени, из которой отбирается воздух, подаваемый в трубчатую структуру 4 через канал (каналы) 6 подачи воздуха. Кроме того, в этом варианте воплощения настоящего изобретения ниже по потоку от трубчатой структуры 4 может быть установлено сопло 26, образующее расходящийся участок.
Ниже следует описание конкретных признаков варианта воплощения системы 2′ инжектирования согласно настоящему изобретению, показанного на фиг.3.
В этом варианте воплощения система 2′ инжектирования имеет единственный канал 6′ подачи воздуха. Этот канал выполнен кольцевым, размещен вокруг трубчатой структуры 4 и открыт в осевом направлении в топливный проход 8 на его верхнем по потоку конце 8а. Воздух нагнетается через канал 6′ под давлением РA и течет в топливный проход 8 перед попаданием в трубчатую структуру 4 через расширение в ней.
Кроме того, топливный проход 8 предпочтительно имеет сужение 8с в направлении потока топлива для ускорения потока топлива в трубчатой структуре 4.
Claims (17)
1. Аэродинамическая система инжектирования топливовоздушной смеси в камеру сгорания турбомашины, содержащая трубчатую структуру с осью XX′, открытую на нижнем по потоку конце для подачи топливовоздушной смеси, по меньшей мере, один канал подачи воздуха, соединенный со ступенью компрессора турбомашины и открытый в трубчатую структуру с возможностью подачи воздуха под давлением РА в трубчатую структуру, и кольцевой топливный проход, образованный в трубчатой структуре вокруг оси XX′, соединенный с, по меньшей мере, одним каналом подачи топлива, в котором топливо течет под давлением РС и который открыт своим нижним по потоку концом в трубчатую структуру, образуя в ней расширение, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит средство для инжектирования газа в, по меньшей мере, один канал подачи топлива, при этом газ находится под давлением PG, которое выше давления PA и выше или равно давлению РC, так, чтобы создавать вспенивание топлива, подаваемого в трубчатую структуру.
2. Система по п.1, отличающаяся тем, что она содержит, по меньшей мере, один канал инжектирования газа, открытый в канал (каналы) подачи топлива и соединенный с газовым подающим каналом.
3. Система по п.2, отличающаяся тем, что канал инжектирования газа открыт по существу перпендикулярно в канал (каналы) подачи топлива.
4. Система по п.2, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит кольцевую газораспределительную полость, выполненную в трубчатой структуре вокруг топливного прохода, которая соединена с газовым подающим каналом и которая открыта в канал инжектирования газа.
5. Система по п.1, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит кольцевую топливораспределительную полость, выполненную в трубчатой структуре, соединенную с топливопроводом и открытую в канал подачи топлива.
6. Система п.1, отличающаяся тем, что канал (каналы) подачи топлива наклонен (наклонены) тангенциально относительно кольцевого топливного прохода.
7. Система по п.1, отличающаяся тем, что канал (каналы) подачи топлива открыт (открыты) в трубчатую структуру на ее верхнем по потоку конце, при этом воздуху придается вращение.
8. Система по п.7, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит наружный завихритель воздуха, размещенный вокруг трубчатой структуры, радиально смещенный относительно топливного прохода и предназначенный для инжектирования воздуха на выходное отверстие трубчатой структуры в направлении, по существу, осевом с одновременным приданием ему вращения.
9. Система по п.7, отличающаяся тем, что наружный завихритель соединен со ступенью компрессора турбомашины.
10. Система по п.7, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит сопло, образующее расходящийся участок, установленный ниже по потоку относительно трубчатой структуры.
11. Система по п.1, отличающаяся тем, что канал подачи воздуха размещен вокруг трубчатой структуры и открыт в осевом направлении в топливный проход на его верхнем по потоку конце.
12. Система по п.11, отличающаяся тем, что кольцевой топливный проход имеет сужающийся участок в направлении потока топлива для ускорения потока топлива в трубчатой структуре.
13. Система по п.1, отличающаяся тем, что газом является воздух.
14. Система по п.13, отличающаяся тем, что воздух, образующий газ, отбирается из ступени компрессора турбомашины перед сжатием.
15. Система по п.1, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит устройство для управления расходом газа, нагнетаемого в канал подачи топлива.
16. Камера сгорания турбомашины, содержащая аэродинамическую систему инжектирования топливовоздушной смеси по любому из пп.1-15.
17. Турбомашина, содержащая камеру сгорания, оснащенную аэродинамической системой инжектирования топливовоздушной смеси по любому из пп.1-15.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0410052A FR2875585B1 (fr) | 2004-09-23 | 2004-09-23 | Systeme aerodynamique a effervescence d'injection air/carburant dans une chambre de combustion de turbomachine |
| FR0410052 | 2004-09-23 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2005129655A RU2005129655A (ru) | 2007-03-27 |
| RU2309329C2 true RU2309329C2 (ru) | 2007-10-27 |
Family
ID=34949669
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005129655/06A RU2309329C2 (ru) | 2004-09-23 | 2005-09-22 | Вспенивающая аэродинамическая система инжектирования топливовоздушной смеси в камеру сгорания турбомашины, камера сгорания турбомашины и турбомашина |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7506496B2 (ru) |
| EP (1) | EP1640661B1 (ru) |
| JP (1) | JP4695952B2 (ru) |
| CN (1) | CN100545433C (ru) |
| DE (1) | DE602005001742T2 (ru) |
| FR (1) | FR2875585B1 (ru) |
| RU (1) | RU2309329C2 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2511992C2 (ru) * | 2012-06-27 | 2014-04-10 | Николай Борисович Болотин | Форсуночный блок камеры сгорания гтд |
Families Citing this family (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8266911B2 (en) * | 2005-11-14 | 2012-09-18 | General Electric Company | Premixing device for low emission combustion process |
| WO2008147558A1 (en) * | 2007-05-25 | 2008-12-04 | Corning Incorporated | Apparatus for handling a glass sheet |
| US7874157B2 (en) * | 2008-06-05 | 2011-01-25 | General Electric Company | Coanda pilot nozzle for low emission combustors |
| US8240150B2 (en) * | 2008-08-08 | 2012-08-14 | General Electric Company | Lean direct injection diffusion tip and related method |
| US8359870B2 (en) * | 2009-05-12 | 2013-01-29 | General Electric Company | Automatic fuel nozzle flame-holding quench |
| US9777637B2 (en) * | 2012-03-08 | 2017-10-03 | General Electric Company | Gas turbine fuel flow measurement using inert gas |
| US11326775B2 (en) | 2013-02-28 | 2022-05-10 | Raytheon Technologies Corporation | Variable swirl fuel nozzle |
| FR3003013B1 (fr) * | 2013-03-05 | 2016-07-29 | Snecma | Dispositif de dosage compact pour injecteur a deux circuits de carburant, de preference pour turbomachine d'aeronef |
| EP2971684B1 (en) * | 2013-03-14 | 2018-07-18 | United Technologies Corporation | Hollow-wall heat shield for fuel injector component |
| EP2789915A1 (en) | 2013-04-10 | 2014-10-15 | Alstom Technology Ltd | Method for operating a combustion chamber and combustion chamber |
| FR3031798B1 (fr) | 2015-01-20 | 2018-08-10 | Safran Aircraft Engines | Systeme d'injection de carburant pour turbomachine d'aeronef, comprenant un canal de traversee d'air a section variable |
| US9927126B2 (en) | 2015-06-10 | 2018-03-27 | General Electric Company | Prefilming air blast (PAB) pilot for low emissions combustors |
| US10184665B2 (en) | 2015-06-10 | 2019-01-22 | General Electric Company | Prefilming air blast (PAB) pilot having annular splitter surrounding a pilot fuel injector |
| FR3043173B1 (fr) | 2015-10-29 | 2017-12-22 | Snecma | Systeme d'injection aerodynamique pour turbomachine d'aeronef, a melange air/carburant ameliore |
| ES2645299B1 (es) * | 2016-06-03 | 2018-09-12 | Bsh Electrodomésticos España, S.A. | Quemador de gas y aparato de cocción doméstico |
| US10520195B2 (en) | 2017-06-09 | 2019-12-31 | General Electric Company | Effervescent atomizing structure and method of operation for rotating detonation propulsion system |
| FR3105985B1 (fr) * | 2020-01-03 | 2023-11-24 | Safran Aircraft Engines | Circuit multipoint d’injecteur amélioré |
| FR3139378A1 (fr) * | 2022-09-05 | 2024-03-08 | Safran | Dispositif et procede d’injection de melange hydrogene-air pour bruleur de turbomachine |
Family Cites Families (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1421399A (en) * | 1972-11-13 | 1976-01-14 | Snecma | Fuel injectors |
| FR2235274B1 (ru) * | 1973-06-28 | 1976-09-17 | Snecma | |
| GB1537671A (en) * | 1975-04-25 | 1979-01-04 | Rolls Royce | Fuel injectors for gas turbine engines |
| US4189914A (en) * | 1978-06-19 | 1980-02-26 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Supercritical fuel injection system |
| US4443180A (en) * | 1981-05-11 | 1984-04-17 | Honeywell Inc. | Variable firing rate oil burner using aeration throttling |
| IL71167A0 (en) * | 1983-03-10 | 1984-06-29 | Fuel Tech Inc | Catalyst system for delivering catalytic material to a selected portion of a combustion chamber |
| GB2169695B (en) * | 1984-12-20 | 1989-06-28 | Gen Electric | Gas turbine engine |
| FR2662377B1 (fr) * | 1990-05-23 | 1994-06-03 | Total France | Procede et dispositif de pulverisation de liquide, ainsi que leurs applications. |
| US5170727A (en) * | 1991-03-29 | 1992-12-15 | Union Carbide Chemicals & Plastics Technology Corporation | Supercritical fluids as diluents in combustion of liquid fuels and waste materials |
| DE19653059A1 (de) * | 1996-12-19 | 1998-06-25 | Asea Brown Boveri | Verfahren zum Betrieb eines Brenners |
| JP2002508242A (ja) * | 1997-12-17 | 2002-03-19 | ユニバーシィダッド デ セビリヤ | 燃料噴射ノズルおよびその使用方法 |
| 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 |
| EP1319896A3 (en) * | 2001-12-14 | 2004-05-12 | R. Jan Mowill | Gas turbine engine fuel/air premixers with variable geometry exit and method for controlling exit velocities |
| JP3584289B2 (ja) * | 2002-01-21 | 2004-11-04 | 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 | 液体微粒化ノズル |
-
2004
- 2004-09-23 FR FR0410052A patent/FR2875585B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2005
- 2005-09-09 DE DE602005001742T patent/DE602005001742T2/de active Active
- 2005-09-09 EP EP05291869A patent/EP1640661B1/fr active Active
- 2005-09-21 US US11/230,640 patent/US7506496B2/en active Active
- 2005-09-22 JP JP2005275038A patent/JP4695952B2/ja active Active
- 2005-09-22 RU RU2005129655/06A patent/RU2309329C2/ru active
- 2005-09-23 CN CNB2005101069062A patent/CN100545433C/zh active Active
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2511992C2 (ru) * | 2012-06-27 | 2014-04-10 | Николай Борисович Болотин | Форсуночный блок камеры сгорания гтд |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2005129655A (ru) | 2007-03-27 |
| DE602005001742D1 (de) | 2007-09-06 |
| JP2006090327A (ja) | 2006-04-06 |
| FR2875585A1 (fr) | 2006-03-24 |
| FR2875585B1 (fr) | 2006-12-08 |
| EP1640661A2 (fr) | 2006-03-29 |
| US7506496B2 (en) | 2009-03-24 |
| DE602005001742T2 (de) | 2008-04-30 |
| EP1640661A3 (fr) | 2006-04-19 |
| JP4695952B2 (ja) | 2011-06-08 |
| CN100545433C (zh) | 2009-09-30 |
| EP1640661B1 (fr) | 2007-07-25 |
| US20060059914A1 (en) | 2006-03-23 |
| CN1769654A (zh) | 2006-05-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2309329C2 (ru) | Вспенивающая аэродинамическая система инжектирования топливовоздушной смеси в камеру сгорания турбомашины, камера сгорания турбомашины и турбомашина | |
| RU2382942C2 (ru) | Вспенивающая форсунка для аэромеханической системы инжектирования топливовоздушной смеси в камеру сгорания турбомашины, аэромеханическая система инжектирования, камера сгорания турбомашины и турбомашина | |
| JP3782822B2 (ja) | 燃料噴射装置及び該燃料噴射装置の運転方法 | |
| CN100554785C (zh) | 用于对燃气轮机中的空气和气体进行混合的燃烧管及方法 | |
| US7762073B2 (en) | Pilot mixer for mixer assembly of a gas turbine engine combustor having a primary fuel injector and a plurality of secondary fuel injection ports | |
| US5836163A (en) | Liquid pilot fuel injection method and apparatus for a gas turbine engine dual fuel injector | |
| US5218824A (en) | Low emission combustion nozzle for use with a gas turbine engine | |
| US7065972B2 (en) | Fuel-air mixing apparatus for reducing gas turbine combustor exhaust emissions | |
| US8001761B2 (en) | Method and apparatus for actively controlling fuel flow to a mixer assembly of a gas turbine engine combustor | |
| US7891190B2 (en) | Combustion chamber of a turbomachine | |
| US5826423A (en) | Dual fuel injection method and apparatus with multiple air blast liquid fuel atomizers | |
| US20100263382A1 (en) | Dual orifice pilot fuel injector | |
| KR102543858B1 (ko) | 환형 유동로 아키텍쳐를 갖는 시스템 및 방법 | |
| CN101158479A (zh) | 用于天然气旋流稳定喷嘴的液体燃料增强和方法 | |
| US5303554A (en) | Low NOx injector with central air swirling and angled fuel inlets | |
| GB2458022A (en) | Air-Blast Fuel Injection Nozzle With Diverging Exit Region | |
| US20190003713A1 (en) | Air-shielded fuel injection assembly to facilitate reduced nox emissions in a combustor system | |
| JP2004525335A (ja) | 燃焼室用の、液体燃料を空気流れ中に噴射する装置および方法 | |
| US20120291439A1 (en) | Lean direct fuel injector | |
| US8919132B2 (en) | Method of operating a gas turbine engine | |
| US10036552B2 (en) | Injection system for a combustion chamber of a turbine engine, comprising an annular wall having a convergent inner cross-section | |
| US10914237B2 (en) | Airblast injector for a gas turbine engine | |
| JPH06229553A (ja) | ガスタービンエンジン | |
| GB2451517A (en) | Pilot mixer for mixer assembly of a gas turbine engine combustor having a primary fuel injector and a plurality of secondary fuel injection ports | |
| CN114258473A (zh) | 包括辅助喷射系统的燃烧室，以及燃料供应方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |