RU2414649C2 - Gas turbine engine combustion chamber - Google Patents
Gas turbine engine combustion chamber Download PDFInfo
- Publication number
- RU2414649C2 RU2414649C2 RU2009116298/06A RU2009116298A RU2414649C2 RU 2414649 C2 RU2414649 C2 RU 2414649C2 RU 2009116298/06 A RU2009116298/06 A RU 2009116298/06A RU 2009116298 A RU2009116298 A RU 2009116298A RU 2414649 C2 RU2414649 C2 RU 2414649C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- flame tube
- air
- combustion
- cavity
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к энергетике и может быть использовано в составе газотурбинных двигателей (ГТД) в газотурбинных установках, предназначенных для получения электрической и/или тепловой энергии.The invention relates to energy and can be used as part of gas turbine engines (GTE) in gas turbine units designed to produce electrical and / or thermal energy.
Известна камера сгорания ГТД, содержащая корпус, в котором установлена кольцевая жаровая труба, выполненная в виде двух кольцевых оболочек, соединенных между собой в передней по потоку части фронтовой стенкой, оснащенной теплоизолирующими экранами со стороны полости горения. На фронтовой стенке установлен горелочный модуль и в этой стенке выполнены отверстия для прохода охлаждающего воздуха. На каждом теплоизолирующем экране имеется канал для прохода охлаждающего воздуха, сообщенный с отверстиями фронтовой стенки.A gas turbine engine combustion chamber is known, comprising a housing in which an annular flame tube is installed, made in the form of two annular shells connected to each other in the upstream part by a front wall equipped with heat-insulating screens from the side of the combustion cavity. A burner module is installed on the front wall and holes are made in this wall for the passage of cooling air. On each heat-insulating screen there is a channel for the passage of cooling air, in communication with the openings of the front wall.
В процессе работы камеры сгорания воздушный поток высокого давления из полости корпуса поступает через отверстия фронтовой стенки в полость между фронтовой стенкой и теплоизолирующим экраном и, перемещаясь вдоль экрана, охлаждает его и, выходя в кольцевую щель к топливной горелке, формирует топливовоздушную смесь, которая сгорает в зоне горения жаровой трубы. Весьма важным является то, что вокруг топливовоздушных горелочных модулей образуется кольцевая воздушная струя, что обеспечивает примерно равную температуру горения по всему объему камеры, улучшая тем самым полноту сгорания топлива, и сокращает выброс вредных веществ в атмосферу (см. патент РФ №2334172, кл. F23R 3/26, 2008 г.).During the operation of the combustion chamber, the high-pressure air stream from the body cavity enters through the openings of the front wall into the cavity between the front wall and the heat-insulating screen and, moving along the screen, cools it and, leaving the annular gap to the fuel burner, forms a fuel-air mixture that burns in the combustion zone of the flame tube. It is very important that an annular air stream forms around the air-fuel burner modules, which ensures approximately equal combustion temperatures throughout the chamber volume, thereby improving the completeness of fuel combustion, and reduces the emission of harmful substances into the atmosphere (see RF patent No. 2334172, cl. F23R 3/26, 2008).
В результате анализа исполнения известной камеры сгорания ГТД необходимо отметить, что она обеспечивает уменьшение выброса вредных компонентов в атмосферу, жаровая труба охлаждается в процессе работы камеры сгорания. Однако наличие только одной зоны горения не позволяет обеспечить высокий коэффициент сжигания топлива, конструкция жаровой трубы весьма сложна, а образованные в ней каналы не позволяют обеспечить эффективное охлаждение.As a result of the analysis of the performance of the known GTE combustion chamber, it should be noted that it provides a reduction in the emission of harmful components into the atmosphere, the flame tube is cooled during the operation of the combustion chamber. However, the presence of only one combustion zone does not allow for a high coefficient of fuel combustion, the design of the flame tube is very complicated, and the channels formed in it do not allow for efficient cooling.
Известна камера сгорания ГТД, содержащая корпус, в котором установлена жаровая труба, коллектор для подачи топлива в зоны горения камеры, связанный с трубопроводами подачи топлива. Жаровая труба имеет две зоны горения - дежурную и основную, к которым подведены топливные форсунки и элементы поджига топлива (воспламенители). Жаровая труба выполнена из наружного и внутреннего кожухов, образованных из стыкуемых друг с другом колец. В основной и дежурной зонах горения размещены завихрителя топлива. На выходном торце жаровой трубы закреплены уплотнительные кольца, а к входному торцу жаровой трубы пристыкована плита, на которой установлены завихрители дежурной зоны и горелки. Завихрители основной зоны горения размещены на плавающих кольцах. Во внутреннем кожухе жаровой трубы имеются два ряда охлаждающих отверстий.A gas turbine engine combustion chamber is known, comprising a housing in which a flame tube is installed, a manifold for supplying fuel to the combustion zones of the chamber, associated with fuel supply pipelines. The flame tube has two combustion zones - the standby one and the main one, to which the fuel nozzles and fuel ignition elements (igniters) are connected. The flame tube is made of outer and inner casings formed from rings that are joined to each other. In the main and standby combustion zones, a fuel swirl is placed. O-rings are fixed at the output end of the flame tube, and a plate is attached to the input end of the flame pipe, on which the duty zone swirlers and burners are installed. The swirls of the main combustion zone are placed on floating rings. In the inner casing of the flame tube there are two rows of cooling holes.
В процессе работы газотурбинной установки топливо из топливного коллектора поступает через форсунки на завихрители, смешивается с воздухом, поступает в зону горения «А», где воспламеняется и обеспечивает стабильное горение зоны «Б». В зоне «А» сгорает примерно 10-20% топлива при максимальной температуре пламени. В зоне горения «Б» температура пламени примерно в 2 раза ниже, что обеспечивает значительное снижение содержания окислов азота. Горение толивовоздушной смеси заканчивается перед отверстиями для подачи охлаждающего воздуха. Воздух, подаваемый через эти отверстия, разбавляет продукты сгорания, снижая их температуру, и выравнивает ее по высоте сечения камеры сгорания и эта газовоздушная смесь подается на турбину двигателя газогенератора, (см. патент РФ на полезную модель №64324, кл. F23R 3/00, 2007 г.) - наиболее близкий аналог.During the operation of the gas turbine unit, fuel from the fuel manifold enters through swirl nozzles, mixes with air, enters the combustion zone “A”, where it ignites and ensures stable combustion of zone “B”. In zone "A", about 10-20% of the fuel burns at the maximum flame temperature. In the combustion zone "B", the flame temperature is about 2 times lower, which provides a significant reduction in the content of nitrogen oxides. The combustion of the air-to-air mixture ends in front of the cooling air supply openings. The air supplied through these openings dilutes the combustion products, lowering their temperature, and aligns it with the height of the cross section of the combustion chamber and this gas-air mixture is fed to the turbine of the gas generator engine (see RF patent for utility model No. 64324, class F23R 3/00 , 2007) - the closest analogue.
В результате анализа известного решения необходимо отметить, что известная камера сгорания, как и заявленная, имеет две зоны горения топливной смеси, что позволяет повысить коэффициент сжигания топлива и уменьшить выбросы вредных продуктов в атмосферу. Наличие завихрителя обеспечивает оптимальное заполнение зон горения. Жаровая труба в процессе работы камеры сгорания охлаждается воздушным потоком. Однако, учитывая, что две зоны горения (высокотемпературная и низкотемпературная) образованы в одной кольцевой жаровой трубе, они неизбежно соседствуют с друг с другом в окружном направлении и, тем самым, образуют зоны с нерасчетными концентрациями топлива, состава смеси и структуры потока, что ведет к повышению концентрации вредных выбросов и недожогу топлива. Введение потока воздуха в поток отработанных газов, подаваемых на турбину, не обеспечивает его равномерной температуры по всему сечению потока, что ведет к неравномерному нагреву лопаток турбины.As a result of the analysis of the known solution, it should be noted that the known combustion chamber, as claimed, has two zones of combustion of the fuel mixture, which allows to increase the coefficient of combustion of fuel and reduce emissions of harmful products into the atmosphere. The presence of a swirler ensures optimal filling of the combustion zones. The flame tube during the operation of the combustion chamber is cooled by air flow. However, taking into account that two combustion zones (high-temperature and low-temperature) are formed in the same annular flame tube, they inevitably coexist with each other in the circumferential direction and, thus, form zones with non-calculated fuel concentrations, mixture composition and flow structure, which leads to to increase the concentration of harmful emissions and underburning of fuel. The introduction of an air stream into the stream of exhaust gases supplied to the turbine does not ensure its uniform temperature over the entire cross section of the stream, which leads to uneven heating of the turbine blades.
Задачей настоящего изобретения является разработка выносной камеры сгорания ГТД, в которой процесс горения топливной смеси осуществляется с высоким коэффициентом сгорания и минимальными выбросами вредных веществ в атмосферу, а также обеспечивающей подачу в сопловой аппарат турбины газового потока оптимальной температуры.The objective of the present invention is to develop a remote combustion chamber of a gas turbine engine, in which the combustion process of the fuel mixture is carried out with a high combustion coefficient and minimal emissions of harmful substances into the atmosphere, as well as ensuring the optimal temperature gas flow into the nozzle apparatus of the turbine.
Поставленная задача обеспечивается тем, что в камере сгорания газотурбинного двигателя, содержащей корпус, в котором установлена жаровая труба с отверстиями для пропускания воздуха и с завихрителем на входе, форсунка для подачи топлива в зону горения, новым является то, что в корпусе камеры сгорания соосно первой установлена вторая жаровая труба, на входе которой установлен завихритель, причем камера сгорания оснащена насадками и форсунками для подачи топливовоздушной смеси в полость второй жаровой трубы. Во второй жаровой трубе выполнены отверстия для пропускания воздуха в ее полость, при этом камера сгорания снабжена газосборником, размещенным в корпусе, состыкованном с корпусом камеры сгорания. Полости камеры сгорания и корпуса газосборника изолированы друг от друга. Корпус газосборника оснащен патрубками для отвода воздуха, подаваемого из-за компрессора в теплообменник, а корпус камеры сгорания - патрубками для подвода воздуха от теплообменника в полость камеры сгорания, при этом газосборник может иметь тороидальную улиточную форму.The task is ensured by the fact that in the combustion chamber of a gas turbine engine containing a housing in which a flame tube is installed with openings for passing air and with a swirl at the inlet, the nozzle for supplying fuel to the combustion zone is new in that the combustion chamber is coaxially first a second flame tube is installed, at the input of which a swirl is installed, and the combustion chamber is equipped with nozzles and nozzles for supplying the air-fuel mixture into the cavity of the second flame tube. In the second flame tube, holes are made for passing air into its cavity, while the combustion chamber is equipped with a gas collector located in a housing docked with the housing of the combustion chamber. The cavities of the combustion chamber and the gas collector body are isolated from each other. The body of the gas collector is equipped with nozzles for venting air supplied from the compressor to the heat exchanger, and the body of the combustion chamber is equipped with nozzles for supplying air from the heat exchanger to the cavity of the combustion chamber, while the gas collector may have a toroidal snail shape.
Сущность изобретения поясняется графическими материалами, на которыхThe invention is illustrated graphic materials on which
на фиг1 - камера сгорания ГТД - осевой разрез,figure 1 - the combustion chamber of the gas turbine engine - axial section,
на фиг.2 - разрез А-А по фиг.1,figure 2 is a section aa in figure 1,
на фиг.3 - вид А по фиг.1.figure 3 - view a of figure 1.
Камера сгорания ГТД содержит корпус 1, в котором смонтирована первая жаровая труба 2. На входе жаровой трубы 2 размещен завихритель 3. На торце корпуса 1 установлена одна топливная форсунка 4. Форсунка 4 имеет штуцера подвода (позициями не обозначены) для подачи жидкого или газообразного топлива в зону горения «А», образованную в жаровой трубе 2. Для поджига топливной смеси, подаваемой в зону «А», служит элемент 5, установленный на корпусе 1. В качестве такого элемента может быть использована свеча.The gas turbine combustion chamber contains a housing 1, in which a first flame tube 2 is mounted. At the inlet of the flame tube 2, a swirler 3 is installed. One fuel nozzle 4 is installed at the end of the housing 1. The nozzle 4 has an inlet fitting (positions not indicated) for supplying liquid or gaseous fuel to the combustion zone "A" formed in the flame tube 2. To ignite the fuel mixture supplied to zone "A", there is an element 5 mounted on the housing 1. A candle can be used as such an element.
В корпусе 1 камеры сгорания установлена вторая жаровая труба 6, со стороны входного отверстия которой последовательно размещен двухрядный завихритель 7. Во второй жаровой трубе образована вторая зона горения - зона «Б». Подача топливной смеси в данную зону осуществляется через первый завихритель тремя струйными насадками 8 (жидкое топливо) и тремя форсунками 9 (газообразное топливо). Наиболее целесообразно жаровые трубы устанавливать в корпусе соосно друг другу.In the housing 1 of the combustion chamber, a second flame tube 6 is installed, from the inlet side of which a double-row swirler 7 is sequentially placed. In the second flame tube, a second combustion zone is formed - zone “B”. The fuel mixture is supplied to this zone through the first swirler with three jet nozzles 8 (liquid fuel) and three nozzles 9 (gaseous fuel). It is most advisable to install the flame tubes in the housing coaxially to each other.
Камера сгорания оснащена установленным в корпусе 10 газосборником 11. Корпус 10 сопряжен с корпусом 1 по стыку «П». Корпуса 1 и 10 теплоизолированы. Газосборник 11 крепится в корпусе 10 посредством пальцев 12.The combustion chamber is equipped with a
Полость между наружной поверхностью газосборника 11 и корпусом 10 (полость «В») имеет возможность соединения с теплообменником (не показан) через патрубки 13. Выход 14 газосборника соединен с входом в сопловой аппарат турбины (не показан).The cavity between the outer surface of the
В жаровой трубе 2 имеются щели 15 и отверстия 16, а в жаровой трубе 6 - щели 17. На жаровой трубе 6 со стороны завихрителя 7 выполнены отверстия 18, а на образующей у выхода - отверстия 19.In the flame tube 2 there are slots 15 and openings 16, and in the flame tube 6 there are slots 17. On the flame tube 6, holes 18 are made on the side of the swirl 7, and holes 19 are formed on the generator at the exit.
В корпусе 1 камеры сгорания выполнены отверстия 20 для подвода воздуха от патрубков 21. Подвод воздуха к патрубкам 21 осуществляется с выхода теплообменника.In the housing 1 of the combustion chamber, holes 20 are made for supplying air from the
Между корпусом 1 и наружными образующими жаровых труб образована полость «Г».A cavity “G” is formed between the housing 1 and the outer generators of the flame tubes.
Полости «В» и «Г» разделены перегородкой 22. На корпусе 10 имеется патрубок (не показан) для подвода в полость «В» воздуха из-за компрессора.The cavities "B" and "G" are separated by a partition 22. On the
Камера сгорания ГТД работает следующим образом.The combustion chamber of a gas turbine engine operates as follows.
В процессе работы камеры сгорания поток воздуха из теплообменника через входные патрубки 21 и отверстия 20 поступает в полость корпуса 1 камеры сгорания, откуда распределяется по зонам жаровых труб 2 и 6 и поступает в воздушные завихрители 3 и 7 для перемешивания топлива, подаваемого форсункой 4 (жидкое или газообразное топливо), насадками 8 (жидкое топливо) или форсунками 9 (газообразное топливо); через щели 15 и отверстия 16 жаровой трубы 2, щели 17, отверстия 18 и 19 жаровой трубы 6 для обеспечения высокой полноты сгорания топлива, формирования оптимальной эпюры температур и охлаждения жаровых труб.During operation of the combustion chamber, the air flow from the heat exchanger through the
Первичный поток воздуха, поступающий в полость «Г» и полость жаровой трубы 2, пропускается через завихритель 3 и смешивается с подаваемым форсункой 4 топливом. Топливовоздушная смесь при поступлении в зону «А» воспламеняется элементом 5 и в дальнейшем ее горение поддерживается возникшим факелом пламени. К зоне горения «А» подводится такое количество воздуха, чтобы местный коэффициент избытка воздуха был близок к единице, что обеспечивает интенсивный и устойчивый процесс диффузионного горения при температуре 1600-1800 градусов. Процесс горения в зоне «А» является диффузионным, так как перемешивание топлива с воздухом и горение смеси происходят в одном объеме.The primary air flow entering the cavity "G" and the cavity of the flame tube 2 is passed through a swirler 3 and mixed with the fuel injected by the nozzle 4. The air-fuel mixture, when it enters zone “A”, is ignited by element 5 and subsequently its combustion is supported by the arising flame. Such a quantity of air is supplied to the combustion zone “A” that the local coefficient of excess air is close to unity, which ensures an intensive and stable process of diffusion combustion at a temperature of 1600-1800 degrees. The combustion process in zone "A" is diffusive, since the mixing of fuel with air and combustion of the mixture occur in one volume.
В жаровую трубу 6 в зону горения «Б» воздушный поток поступает через отверстия 20 и 18, проходя через завихритель 7, воздух перемешивается с топливом, подаваемым насадками 8 и форсунками 9. Горение полученной бедной топливовоздушной смеси поддерживается поступающим из зоны «А» факелом пламени. К зоне горения «Б» подводится такое количество воздуха, чтобы местный коэффициент избытка воздуха был равен 1,3-1,5. Такое соотношение топливо - воздух обеспечивает температуру газов в зоне горения не выше 1500 градусов, что способствует лучшему смесеобразованию, обеспечивает увеличение скоростей химических реакций и делает процесс горения гомогенной смеси интенсивным, устойчивым, с минимальным образованием NOx, CO и CH в продуктах сгорания.Air stream enters the flame tube 6 into the combustion zone “B” through openings 20 and 18, passing through the swirler 7, the air is mixed with the fuel supplied by nozzles 8 and nozzles 9. The combustion of the resulting poor air-fuel mixture is supported by a flame torch from zone “A” . To the combustion zone "B" such an amount of air is supplied that the local coefficient of excess air is equal to 1.3-1.5. This fuel-air ratio ensures the temperature of gases in the combustion zone is not higher than 1500 degrees, which contributes to better mixture formation, provides an increase in the rates of chemical reactions and makes the combustion process of a homogeneous mixture intense, stable, with minimal formation of NO x , CO and CH in the combustion products.
Вторичный поток воздуха, вводимый в полость второй жаровой трубы через отверстия 18 и щели 17, снижает температуру газа и обеспечивает оптимальное поле температур на выходе из камеры сгорания в окружном и радиальном направлениях, а также интенсивное охлаждение стенок жаровой трубы и дожигание продуктов сгорания.The secondary air flow introduced into the cavity of the second flame tube through openings 18 and slots 17 reduces the gas temperature and provides an optimal temperature field at the outlet of the combustion chamber in the circumferential and radial directions, as well as intensive cooling of the walls of the flame tube and afterburning of combustion products.
Вышедший из второй жаровой трубы поток газа поступает в тороидальный улиточный газосборник 11, в котором движется в окружном направлении (по отношению к продольной оси камеры сгорания) и поступает на выход 14, а из него - на вход в сопловой аппарат турбины.The gas stream emerging from the second flame tube enters the toroidal
Благодаря наличию перегородки 22 разделяется рабочий объем вокруг жаровых труб и вокруг газосборника. Таким образом, низкотемпературный поток воздуха из-за компрессора обтекает вокруг газосборника, охлаждая его, а подогретый в теплообменнике воздух поступает в объем корпуса 1, улучшая процесс горения.Due to the presence of the baffle 22, the working volume is divided around the flame tubes and around the gas collector. Thus, the low-temperature air flow due to the compressor flows around the gas collector, cooling it, and the air heated in the heat exchanger enters the volume of the housing 1, improving the combustion process.
Конструкция данной камеры сгорания позволяет обеспечить охлаждение газосборника наряду с обеспечением легкого и надежного пуска камеры сгорания устойчивой работы и минимальных выбросов в атмосферу.The design of this combustion chamber allows for the cooling of the gas collector along with the provision of easy and reliable start-up of the combustion chamber of stable operation and minimal emissions into the atmosphere.
Использование двух жаровых труб для сжигания топливной смеси позволяет разделить высокотемпературную и низкотемпературную зоны горения, что упрощает процесс изготовления жаровых труб, а также обеспечивает практически полное сгорание топливной смеси и уменьшает выброс вредных компонентов в атмосферу.The use of two flame tubes for burning the fuel mixture allows you to separate the high-temperature and low-temperature combustion zones, which simplifies the process of manufacturing the flame tubes, and also provides almost complete combustion of the fuel mixture and reduces the emission of harmful components into the atmosphere.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009116298/06A RU2414649C2 (en) | 2009-04-30 | 2009-04-30 | Gas turbine engine combustion chamber |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009116298/06A RU2414649C2 (en) | 2009-04-30 | 2009-04-30 | Gas turbine engine combustion chamber |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2009116298A RU2009116298A (en) | 2010-11-10 |
| RU2414649C2 true RU2414649C2 (en) | 2011-03-20 |
Family
ID=44025650
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009116298/06A RU2414649C2 (en) | 2009-04-30 | 2009-04-30 | Gas turbine engine combustion chamber |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2414649C2 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2626047C2 (en) * | 2012-09-05 | 2017-07-21 | Сименс Акциенгезелльшафт | Method of operation a gas turbine engine including the system of air recirculation in the combustion chamber shell |
| RU2626892C2 (en) * | 2015-11-06 | 2017-08-02 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Южно-Уральский государственный университет (национальный исследовательский университет)" | Gas-turbine engine direct-flow combustion chamber |
-
2009
- 2009-04-30 RU RU2009116298/06A patent/RU2414649C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2626047C2 (en) * | 2012-09-05 | 2017-07-21 | Сименс Акциенгезелльшафт | Method of operation a gas turbine engine including the system of air recirculation in the combustion chamber shell |
| RU2626892C2 (en) * | 2015-11-06 | 2017-08-02 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Южно-Уральский государственный университет (национальный исследовательский университет)" | Gas-turbine engine direct-flow combustion chamber |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2009116298A (en) | 2010-11-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP3145123B2 (en) | Internal combustion gas generator | |
| US8322142B2 (en) | Trapped vortex combustion chamber | |
| RU2632073C2 (en) | Fuel injection unit and device, containing fuel injection unit | |
| US20080166672A1 (en) | Combustion Method and Apparatus | |
| CN101968220B (en) | Low nitrogen oxide burning process as well as burning device and application | |
| CA2574091A1 (en) | Stagnation point reverse flow combustor for a combustion system | |
| CN104541104A (en) | Sequential combustion with dilution gas mixer | |
| WO2008133695A1 (en) | Trapped vortex combustion chamber | |
| RU97479U1 (en) | LOW EMISSION COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE | |
| RU2306483C1 (en) | Method of burning liquid or gas fuel and air heater | |
| RU48619U1 (en) | BURNER | |
| RU2414649C2 (en) | Gas turbine engine combustion chamber | |
| RU2111416C1 (en) | Power-generating plant gas turbine combustion chamber | |
| US20150204540A1 (en) | Fuel injection system for use in a catalytic heater and reactor for operating catalytic combustion of liquid fuels | |
| RU135085U1 (en) | COMBUSTION CAMERA OF A GAS TURBINE ENGINE | |
| RU89671U1 (en) | BURNER DEVICE FOR COMBUSTION CHAMBER OF A GAS-TURBINE INSTALLATION | |
| RU105006U1 (en) | THE COMBUSTION CHAMBER | |
| RU2454605C1 (en) | Technological vortex ejection gas burner | |
| RU2197685C1 (en) | Burner | |
| RU161571U1 (en) | LOW EMISSION COMBUSTION CHAMBER WITH TWO STEPS OF FORMATION OF FUEL AND AIR MIXTURE | |
| CN219861424U (en) | Miniature hot-blast stove | |
| RU193651U1 (en) | RADIATION GAS BURNER | |
| UA98097C2 (en) | Multi-channel tubular type burner of a gas-turbine engine with injector gas supply | |
| RU127871U1 (en) | FIRE PIPE OF THE COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE | |
| RU2493491C1 (en) | Method to burn fuel in combustion chamber of gas turbine plant and device for its realisation |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20110501 |