RU2439435C1 - Gte combustion chamber front device fuel-air module - Google Patents
Gte combustion chamber front device fuel-air module Download PDFInfo
- Publication number
- RU2439435C1 RU2439435C1 RU2010126541/06A RU2010126541A RU2439435C1 RU 2439435 C1 RU2439435 C1 RU 2439435C1 RU 2010126541/06 A RU2010126541/06 A RU 2010126541/06A RU 2010126541 A RU2010126541 A RU 2010126541A RU 2439435 C1 RU2439435 C1 RU 2439435C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air
- channel
- fuel
- swirl
- annular
- Prior art date
Links
Landscapes
- Pressure-Spray And Ultrasonic-Wave- Spray Burners (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к устройствам для подготовки топливовоздушной смеси перед ее сжиганием в различных камерах сгорания газотурбинных двигателей (ГТД).The invention relates to a device for preparing a fuel-air mixture before burning it in various combustion chambers of gas turbine engines (GTE).
Одной из важнейших задач при разработке камер сгорания является снижение уровня эмиссии веществ, загрязняющих атмосферу. Основное внимание уделяется снижению в продуктах сгорания оксидов азота (NOх), монооксида углерода (СО), несгоревших углеводородов (UHC) и снижению дымления (сажеобразования). Эмиссия этих веществ характерна для любой тепловой машины, работающей на природном топливе. При создании низкоэмисионных камер сгорания основной проблемой является достижение эффективного предварительного смешения топлива с воздухом и организация подачи в камеру топливовоздушных смесей (ТВС) с достижением устойчивого горения.One of the most important tasks in the development of combustion chambers is to reduce the level of emissions of pollutants in the atmosphere. The main attention is paid to the reduction of nitrogen oxides (NO x ), carbon monoxide (CO), unburned hydrocarbons (UHC) in combustion products and smoke reduction (soot formation). The emission of these substances is characteristic of any heat engine running on fossil fuels. When creating low-emission combustion chambers, the main problem is the achievement of effective preliminary mixing of fuel with air and the organization of the supply of fuel-air mixtures (FAs) into the chamber with the achievement of sustainable combustion.
В камерах сгорания авиационных двигателей организуют две зоны горения: вспомогательную (пилотную) и основную. В первой зоне сжигают богатую ТВС, во второй - бедную. Зоны могут располагаться относительно друг друга последовательно или параллельно.Two combustion zones are organized in the combustion chambers of aircraft engines: auxiliary (pilot) and primary. Rich fuel assemblies are burned in the first zone, and poor in the second. Zones can be located relative to each other in series or in parallel.
Первая зона обеспечивает стабилизацию пламени и поджигание своими высокотемпературными продуктами сгорания ТВС во второй зоне, в которой сжигается основная часть топлива. Предварительно большая часть основного топлива смешивается во второй зоне с воздухом, образуя бедную по составу ТВС. В результате в зоне реакции понижается температура продуктов сгорания и происходит снижение выбросов оксидов азота в граммах на каждый килограмм топлива, поданного в камеру.The first zone provides stabilization of the flame and ignition of the fuel assemblies by fuel assemblies in the second zone, in which the bulk of the fuel is burned. Previously, most of the main fuel is mixed in the second zone with air, forming a fuel assembly that is poor in composition. As a result, the temperature of the combustion products decreases in the reaction zone and the emission of nitrogen oxides in grams per kilogram of fuel supplied to the chamber decreases.
Ощутимые результаты по снижению эмиссии оксидов азота достигаются при сжигании в основной зоне горения от 50 до 75% всего топлива.Tangible results in reducing emissions of nitrogen oxides are achieved by burning from 50 to 75% of the total fuel in the main combustion zone.
Горение топлива в пилотной зоне происходит по диффузионному механизму. Это существенно увеличивает эмиссию оксидов азота. Однако избавится от пилотной зоны в камерах сгорания авиационных ГТД без ущерба для устойчивого воспламенения и обеспечения высокой полноты сгорания топлива не удается.The combustion of fuel in the pilot zone occurs by a diffusion mechanism. This significantly increases the emission of nitrogen oxides. However, it is not possible to get rid of the pilot zone in the combustion chambers of aircraft gas turbine engines without compromising sustained ignition and ensuring high completeness of fuel combustion.
Для обеспечения снижения уровня эмиссии загрязняющих веществ в продуктах сгорания основной проблемой является достижение эффективного предварительного смешения топлива с воздухом перед сжиганием в камере сгорания. Горение бедной однородной мелкодисперсионной ТВС (с размером капель 20 и менее микрон) по своим характеристикам приближается к горению гомогенной смеси. Поэтому для жидкого топлива необходимо его мелкодисперсное распыливание.To ensure a reduction in the level of emission of pollutants in the combustion products, the main problem is to achieve effective preliminary mixing of fuel with air before burning in the combustion chamber. The combustion of a poor homogeneous finely dispersed fuel assembly (with a droplet size of 20 microns or less) in its characteristics approaches the combustion of a homogeneous mixture. Therefore, liquid fuel requires its finely dispersed atomization.
Известна разработанная фирмой СНЕКМА МОТОРС (FR) система многорежимной подачи ТВС в камеру сгорания ГТД (Патент РФ №2303199 С2, F23R 3/28, 05.03.2003). Система содержит топливоподающие средства, расположенные между первыми и вторыми средствами подачи воздуха во внутренней кольцевой полости Вентури, которая образована ближней осевой и дальней радиальной по направлению потока стенками. Топливоподающие средства содержат первый контур, снабженный, по меньшей мере, одним отверстием впрыска топлива, и несколько вторых топливоподающих контуров. Вторые топливоподающие контуры независимы от первых контуров и оснащены каждый, по меньшей мере, одним отверстием впрыска топлива для обеспечения возможности реализации нескольких независимых режимов подачи ТВС в соответствии с определенными режимами работы двигателя. Отверстие впрыска топлива первого контура выполнено в ближней стенке устройства Вентури в направлении, перпендикулярном направлению воздушного потока. Отверстия впрыска топлива вторых топливоподающих контуров выполнены в дальней стенке устройства Вентури в направлении, перпендикулярном направлению воздушного потока. Изобретение позволяет обеспечить подвод ТВС в разные зоны камеры сгорания, несколько снизить вредные выбросы в продуктах сгорания топлива, уменьшить риск коксования и устранить обратные токи топлива. Однако впрыск жидкого топлива в диффузорный канал с закрученным воздушным потоком, способным оторваться от внутренней стенки, приводит к стабилизации пламени в зоне отрыва и может привести к прогару стенки. Кроме того, появление пламени внутри канала препятствует процессу смешения топлива с воздухом и приводит к повышенному выбросу окислов азота.A well-known system developed by SNECMA MOTORS (FR) is a multi-mode fuel assembly system for supplying fuel assemblies to a gas turbine engine (RF Patent No. 2303199 C2, F23R 3/28, 03/05/2003). The system contains fuel-supplying means located between the first and second means of supplying air in the inner annular Venturi cavity, which is formed by the near axial and far radial walls in the direction of flow. Fuel supply means comprise a first circuit provided with at least one fuel injection hole and several second fuel supply circuits. The second fuel supply circuits are independent of the first circuits and are equipped with at least one fuel injection hole to enable the implementation of several independent fuel supply modes in accordance with certain engine operating modes. The primary fuel injection hole is provided in the proximal wall of the venturi device in a direction perpendicular to the direction of air flow. The fuel injection holes of the second fuel supply circuits are made in the far wall of the Venturi device in the direction perpendicular to the direction of the air flow. The invention allows for the supply of fuel assemblies to different zones of the combustion chamber, to slightly reduce harmful emissions in the fuel combustion products, to reduce the risk of coking, and to eliminate reverse currents of fuel. However, the injection of liquid fuel into the diffuser channel with a swirling air flow capable of breaking away from the inner wall leads to stabilization of the flame in the separation zone and can lead to burnout of the wall. In addition, the appearance of a flame inside the channel impedes the process of mixing fuel with air and leads to an increased emission of nitrogen oxides.
Известно устройство для подготовки и подачи ТВС в камеру сгорания (Полезная, модель РФ №38218, 7 F23R, 27.05.2004). Устройство содержит коаксиально размещенные в корпусе центральную топливную форсунку с топливоподводящим устройством, воздушный канал, сужающийся на выходе, и завихритель в нем, а также наружный топливовоздушный канал с топливопитающим устройством на его входе и внешний завихритель.A device is known for preparing and supplying fuel assemblies to a combustion chamber (Utility, RF model No. 38218, 7 F23R, May 27, 2004). The device comprises a central fuel nozzle coaxially placed in the housing with a fuel supply device, an air channel tapering at the outlet, and a swirl therein, as well as an external air-fuel channel with a fuel supply device at its inlet and an external swirl.
Устройство снабжено дополнительным топливо-воздушным каналом, стенки которого являются продолжением стенок форсунки и имеют острые кромки на выходе. На входе в дополнительный канал установлен завихритель, при этом под острым углом к стенкам воздушного канала установлена разделительная обечайка. Топливопитающее устройство представляет собой распылитель топлива с равнорасположенными отверстиями и соединено с воздушным и наружным каналами отверстиями. На выходе наружного топливовоздушного канала расположен треугольный стабилизатор пламени, соединенный своей вершиной с разделительной обечайкой и повернутый внутрь топливовоздушного канала. Такое устройство позволяет обеспечить более равномерное распределение топлива по углу в сравнении с распределением, создаваемым центральной форсункой особенно на режимах малой тяги, значительно улучшить смешение топлива с воздухом и сформировать две зоны горения: осевую пилотную и наружную основную, расположенную вокруг пилотной зоны. В такой конструкции облегчается воспламенение топлива и розжиг камеры сгорания. Однако данное устройство не обеспечивает надежной работы камеры сгорания на теплонапряженных режимах работы. Прогорает треугольный стабилизатор пламени, выдвинутый далеко в зону горения, и стенка наружного канала, через которую впрыскивается основная часть топлива из-за большой кривизны наружного канала и появления зоны обратного тока продуктов сгорания около места подачи топлива.The device is equipped with an additional fuel-air channel, the walls of which are a continuation of the walls of the nozzle and have sharp edges at the exit. At the entrance to the additional channel, a swirler is installed, while at a sharp angle to the walls of the air channel, a separation shell is installed. The fuel supply device is a fuel atomizer with equally spaced openings and connected to the air and external channels of the openings. At the exit of the external air-fuel channel, a triangular flame stabilizer is located, connected with its apex to the dividing shell and turned inside the fuel-air channel. Such a device allows for a more uniform distribution of fuel over the angle in comparison with the distribution created by the central nozzle, especially at low thrust modes, to significantly improve the mixing of fuel with air and to form two combustion zones: the axial pilot and the outer main one, located around the pilot zone. In this design, ignition of the fuel and ignition of the combustion chamber are facilitated. However, this device does not provide reliable operation of the combustion chamber in heat-stressed operating modes. The triangular flame stabilizer, extended far into the combustion zone, and the wall of the outer channel, through which the bulk of the fuel is injected due to the large curvature of the outer channel and the appearance of the reverse flow zone of the combustion products near the fuel supply area, burns out.
Наиболее близким аналогом по назначению и конструкции, что и заявляемое техническое решение, является устройство для подготовки и подачи топливовоздушной смеси в камеру сгорания (Патент РФ №2386082, F23R 3/28, 22.09.2008). Устройство содержит систему подачи жидкого топлива, состоящую из вспомогательного и основного контуров, и сопряженных с нею воздушных каналов. Вспомогательный контур включает аксиальную форсунку с магистралью подвода топлива. Размещенные коаксиально относительно форсунки, связанный с ней через стенку воздушный внутренний сужающийся канал с острой кромкой на выходе и тангенциальным завихрителем на входе, расположенный над воздушным внутренним каналом воздушный средний канал, ограниченный наружной стенкой, состоящий из сужающегося и расширяющегося участков, с лопаточным завихрителем на входе перед сужающимся участком и кольцевым стабилизатором пламени V-образной формы на выходе. Основной контур включает расположенный коаксиально над воздушным средним каналом воздушный наружный радиально-осевой канал L-образной формы, ограниченный передней и задней торцевыми стенками в виде дисков и изнутри наружной стенкой воздушного среднего канала, которая скреплена с передним диском. На входе в наружный канал между дисками установлен завихритель воздуха с лопатками и каналами между ними. Снаружи на переднем диске закреплен кольцевой коллектор основного контура системы подачи жидкого топлива с магистралью подвода топлива и равнорасположенными по окружности осевыми струйными форсунками, которые обращены в сторону воздушного наружного канала. Вокруг струйных форсунок в переднем диске выполнен воздушный кольцевой коллектор, сообщающийся сквозными отверстиями, соосными каждой форсунке, с воздушным наружным каналом. Воздушный коллектор также соединен с полостью воздушного среднего канала сквозными отверстиями в наружной стенке канала. Аксиальная форсунка вспомогательного контура жидкого топлива выполнена полой по оси и имеет кольцевой коллектор с радиальными наклонными отверстиями в ее стенке. Форсунка сопряжена с воздушным внутренним каналом, выход которого расположен в зоне сужающегося участка воздушного среднего канала. Внутри воздушного наружного канала в месте стыка переднего диска с наружной стенкой воздушного среднего канала закреплен конический экран с острой кромкой на выходе. Наружная стенка воздушного среднего канала под экраном имеет ряд равнорасположенных по окружности сквозных отверстий. Сопла форсунок основного контура системы подачи жидкого топлива размещены напротив наружной поверхности экрана, завихритель воздушного наружного канала является началом этого канала, причем межлопаточные каналы делят воздушный наружный канал на входе на равные части, а основной контур системы подачи газообразного топлива включает кольцевой коллектор, дополнительно закрепленный на переднем диске воздушного наружного канала, который снабжен магистралью подачи газообразного топлива и соосно равнорасположенными по окружности газораздаточными трубками с сопловыми отверстиями, где каждая трубка размещена в начале отдельного межлопаточного канала по его оси. В зоне горения, расположенной в следе за устройством, формируются две зоны горения: центральная пилотная с зоной обратных токов, которая образуется при распаде воздушных струй, закрученных во внутреннем и среднем каналах, и периферийная основная, в которой сгорает ТВС, вытекающая из наружного канала. В пилотной зоне осуществляется горение богатой ТВС, в периферийной - бедной ТВС. Снижение выбросов оксидов азота (NOх) достигается тем, что реакция горения в периферийной зоне происходит в уже хорошо перемешанной бедной ТВС. Чем больше такой смеси образуется в периферийной зоне до начала реакции горения, тем эффективнее уменьшается эмиссия (NOх). Однако эффективному смешению в данном устройстве препятствует конический экран, расположенный в наружном воздушном канале. На его поверхность, обращенную к струйным форсункам, осаждаются капли уже распыленного топлива. Вторичное распыливание образовавшейся на экране топливной пленки происходит с задней кромки экрана. В течение всего времени от момента соприкосновения капель топлива с экраном до его вторичного распыливания значительная часть топлива не участвует в процессе смешения ТВС. Кроме того, наклонный экран не препятствует образованию зон отрыва потока в переднем углу L-образного канала, где передний диск стыкуется с наружной стенкой воздушного среднего канала. Более того, несмотря на воздух, подводимый под наклонный экран через ряд равнорасположенных по окружности отверстий, экран превращается в дополнительный V-образный стабилизатор, за которым формируется протяженная зона обратных токов. В эту зону попадает часть топлива, распыленного с задней кромки наклонного экрана, и появляется возможность дополнительного пламени внутри наружного L-образного канала. Часть топлива, забрасываемого на внутреннюю стенку канала, также на некоторое время выводится из процесса смешения с воздухом. Вторичное распыливание этого топлива происходит с задней кромки кольцевого V-образного стабилизатора пламени, расположенного в начале стенки, отделяющей наружный L-образной воздушный канал от среднего. Кроме того, поток воздуха, формируемый средним каналом на конфузорном его участке, обжимает выходящую из него ТВС, предотвращая ее распад с образованием осевой зоны обратных токов, необходимой для стабилизации пламени, а затем на расширяющемся участке сопла распадается с образованием неустойчивой плохо снабжаемой топливом кольцевой тороидальной зоны обратных токов, геометрические и режимные параметры которой зависят от параметров закрутки потоков и соотношения расходов воздуха, вытекающего из внутреннего и среднего каналов. V-образный стабилизатор пламени, расположенный в конце сопла, несколько исправляет положение, поскольку фиксированная в следе за ним зона обратных токов объединяется с кольцевой зоной обратных токов, придавая тем самым ей некоторую стабильность. Однако сделать стабилизатор пламени и зону стабилизации за ним нужного, относительно большого, размера в данной конструкции устройства из-за ограниченного поперечного размера камеры сгорания затруднительно.The closest analogue to the purpose and design, as the claimed technical solution, is a device for preparing and supplying the air-fuel mixture into the combustion chamber (RF Patent No. 2386082, F23R 3/28, 09/22/2008). The device comprises a liquid fuel supply system consisting of auxiliary and main circuits, and associated air channels. The auxiliary circuit includes an axial nozzle with a fuel supply line. Placed coaxially relative to the nozzle, the air inner tapering channel connected to it through the wall with a sharp edge at the outlet and the tangential swirl at the inlet, the air middle channel located above the air inner channel bounded by the outer wall, consisting of a tapering and expanding sections, with a blade swirler at the inlet in front of the tapering section and the ring stabilizer of a V-shaped flame at the exit. The main circuit includes an L-shaped external outer radial-axial channel coaxially located above the air middle channel, bounded by front and rear end walls in the form of disks and from the inside by the outer wall of the air middle channel, which is bonded to the front disk. At the entrance to the outer channel between the disks, an air swirl is installed with blades and channels between them. Outside, on the front disk, an annular collector of the main circuit of the liquid fuel supply system with a fuel supply line and axial jet nozzles equally spaced around the circumference, which are turned towards the outer air channel, is fixed. Around the jet nozzles in the front disk an air annular manifold is made, communicating through holes, coaxial to each nozzle, with an air external channel. The air manifold is also connected to the cavity of the air middle channel through holes in the outer wall of the channel. The axial nozzle of the auxiliary liquid fuel circuit is hollow along the axis and has an annular collector with radial inclined holes in its wall. The nozzle is associated with an internal air channel, the outlet of which is located in the area of the tapering section of the air middle channel. A conical screen with a sharp edge at the exit is fixed inside the outer air channel at the junction of the front disk with the outer wall of the air middle channel. The outer wall of the air middle channel below the screen has a series of through holes equally spaced around the circumference. The nozzles of the nozzles of the main circuit of the liquid fuel supply system are located opposite the outer surface of the screen, the swirl of the air external channel is the beginning of this channel, the interscapular channels divide the external air channel at the inlet into equal parts, and the main circuit of the gaseous fuel supply system includes an annular collector, additionally fixed to the front disk of the air external channel, which is equipped with a gaseous fuel supply line and coaxially equally spaced around the circumference of the gas datochnymi tubes with nozzle openings, wherein each tube is placed at the beginning of a separate interblade channel along its axis. In the combustion zone, located in the wake of the device, two combustion zones are formed: the central pilot zone with the reverse current zone, which is formed during the decay of air jets swirling in the internal and middle channels, and the peripheral main one, in which the fuel assemblies burn out from the external channel. Rich fuel assemblies are burned in the pilot zone, and poor fuel assemblies in the peripheral zone. Reducing emissions of nitrogen oxides (NO x ) is achieved by the fact that the combustion reaction in the peripheral zone occurs in an already well mixed poor fuel assembly. The more such a mixture is formed in the peripheral zone before the start of the combustion reaction, the more efficiently the emission (NO x ) decreases. However, an effective mixing in this device is prevented by a conical screen located in the outer air channel. Drops of already atomized fuel are deposited on its surface facing the jet nozzles. Secondary atomization of the fuel film formed on the screen occurs from the trailing edge of the screen. During the entire time from the moment of contact of the droplets of fuel with the screen to its secondary atomization, a significant part of the fuel does not participate in the process of mixing fuel assemblies. In addition, the inclined screen does not prevent the formation of flow separation zones in the front corner of the L-shaped channel, where the front disk is joined with the outer wall of the air middle channel. Moreover, despite the air supplied under the inclined screen through a series of holes equally spaced around the circumference, the screen turns into an additional V-shaped stabilizer, behind which an extended zone of reverse currents is formed. Part of the fuel sprayed from the trailing edge of the inclined screen enters this zone, and the possibility of an additional flame inside the outer L-shaped channel. Part of the fuel thrown onto the inner wall of the channel is also removed for some time from the process of mixing with air. Secondary atomization of this fuel takes place from the trailing edge of the annular V-shaped flame stabilizer located at the beginning of the wall separating the outer L-shaped air channel from the middle. In addition, the air flow generated by the middle channel in its confuser section compresses the fuel assembly leaving it, preventing its decomposition with the formation of an axial zone of reverse currents necessary to stabilize the flame, and then decomposes in the expanding section of the nozzle to form an unstable annular toroidal ring zones of reverse currents, the geometric and operational parameters of which depend on the parameters of swirling flows and the ratio of the flow of air flowing from the inner and middle channels. The V-shaped flame stabilizer, located at the end of the nozzle, somewhat corrects the situation, since the zone of reverse currents fixed in the wake behind it is combined with the annular zone of reverse currents, thereby giving it some stability. However, it is difficult to make a flame stabilizer and a stabilization zone behind it of the desired, relatively large size in this device design due to the limited transverse size of the combustion chamber.
Указанные недостатки конструкции снижают эффективность и надежность данного устройства для снижения эмиссии (NOх), особенно при высоких температурах и давлениях воздуха на входе в камеру сгорания (ТК>800 К, РК>20 бар).These design flaws reduce the efficiency and reliability of this device to reduce emissions (NO x ), especially at high temperatures and air pressures at the inlet to the combustion chamber (T K > 800 K, P K > 20 bar).
В основу изобретения положено решение задачи существенного снижения эмиссии вредных веществ (NOх, CO, UHC, сажи) в продуктах сгорания топлива путем подготовки к сжиганию в основном контуре системы подачи топлива бедной, мелкодисперсной, предварительно перемешанной и частично испаренной ТВС без ущерба для топливной экономичности двигателя и сокращения ресурса работы его горячих частей.The basis of the invention is the solution of the problem of significantly reducing the emission of harmful substances (NO x , CO, UHC, soot) in the fuel combustion products by preparing for the burning in the main circuit of the fuel supply system of poor, finely dispersed, pre-mixed and partially evaporated fuel assemblies without compromising fuel economy engine and reducing the life of its hot parts.
Поставленная задача решается тем, что топливовоздушный модуль (ТВМ) фронтового устройства камеры сгорания ГТД содержит систему подготовки и подачи жидкого топлива, состоящую из пилотного и основного контуров и сопряженных с ними воздушных каналов. Пилотный контур включает центральную форсунку с магистралью подвода топлива, коаксиально размещенный относительно форсунки воздушный ограниченный наружной стенкой внутренний канал с завихрителем на входе. Основной контур включает расположенный над воздушным внутренним каналом воздушный наружный радиально-осевой канал L-образной формы. Канал L-образной формы ограничен передней и задней торцевыми стенками с радиальным лопаточным завихрителем на входе и объединенным с передней торцевой стенкой кольцевым экраном с острой кромкой. Острая кромка экрана обращена в сторону камеры сгорания. Перед экраном установлен кольцевой коллектор основного контура подачи топлива с магистралью подвода топлива на входе и системой распыливания топлива на выходе.The problem is solved in that the air-fuel module (TBM) of the front-end device of the gas turbine combustion chamber contains a system for preparing and supplying liquid fuel, consisting of a pilot and a main circuit and associated air channels. The pilot circuit includes a central nozzle with a fuel supply line, an air channel bounded by an outer wall, an inner channel with a swirl at the inlet, coaxially placed relative to the nozzle. The main circuit includes an L-shaped outer outer radial-axial channel located above the air inner channel. The L-shaped channel is bounded by the front and rear end walls with a radial blade swirl at the inlet and an annular screen with a sharp edge combined with the front end wall. The sharp edge of the screen faces the combustion chamber. An annular manifold of the main fuel supply circuit with a fuel supply line at the inlet and a fuel atomization system at the outlet is installed in front of the screen.
Новым в изобретении является то, что внутренний канал на выходе имеет форму диффузора с торцом наружной стенки - кольцевым стабилизатором пламени. Между экраном и наружной стенкой воздушного внутреннего канала коаксиально расположены воздушный средний кольцевой канал с лопаточным завихрителем на входе и над ним канал системы распыливания топлива со шнеком. Выходы распылителя топлива и воздушного среднего канала последовательно направлены в сторону внутренней поверхности экрана. Участок перехода воздушного наружного канала из радиального в осевой выполнен плавным. За острой кромкой экрана средний и наружный воздушные каналы объединены в общий наружный канал.New in the invention is that the inner channel at the exit has the form of a diffuser with the end of the outer wall - an annular flame stabilizer. Between the screen and the outer wall of the air inner channel, there is a coaxial air middle annular channel with a blade vortex at the inlet and above it the channel of the fuel atomization system with the screw. The outputs of the fuel atomizer and the air middle channel are sequentially directed towards the inner surface of the screen. The transition section of the air external channel from radial to axial is made smooth. Beyond the sharp edge of the screen, the middle and outer air channels are combined into a common outer channel.
При таком устройстве ТВМ фронтового устройства камеры сгорания ГТД:With such a TVM device of a front-end device of a gas turbine combustion chamber:
- выполнение внутреннего канала на выходе в форме диффузора с торцом наружной стенки - кольцевым стабилизатором пламени - обеспечивает формироваие устойчивой рециркуляционной зоны стабилизации пламени и дополнительной зоны поджигания ТВС за стабилизатором пламени;- the execution of the internal channel at the exit in the form of a diffuser with the end of the outer wall — an annular flame stabilizer — ensures the formation of a stable recirculation zone of flame stabilization and an additional zone of fuel assembly ignition behind the flame stabilizer;
- расположение между экраном и наружной стенкой воздушного внутреннего канала коаксиально воздушного среднего кольцевого канала с лопаточным завихрителем на входе и над ним канала системы распыливания топлива основного контура, имеющего шнек, позволяет интенсифицировать процессы распыливания и смешения топлива с воздухом;- the location between the screen and the outer wall of the air inner channel of a coaxial air middle annular channel with a scapular swirler at the inlet and above the channel of the fuel atomization system of the main circuit having a screw allows you to intensify the processes of atomization and mixing of fuel with air;
- направление в сторону внутренней поверхности экрана последовательно выходов канала системы распыливания топлива и воздушного среднего канала позволяет улучшить растекание топливной пленки на экране, сделать пленку топлива более тонкой и, следовательно, получить более мелкие капли топлива;- the direction towards the inner surface of the screen sequentially outputs the channel of the fuel atomization system and the air middle channel to improve the spreading of the fuel film on the screen, to make the fuel film thinner and, therefore, to obtain smaller drops of fuel;
- выполнение плавным участка перехода воздушного наружного канала из радиального в осевой препятствует образованию отрывных зон, в которых может стабилизироваться пламя;- the implementation of a smooth section of the transition of the air external channel from radial to axial prevents the formation of separation zones in which the flame can stabilize;
- объединение за острой кромкой экрана закрученных потоков воздуха среднего и наружного каналов в общий наружный канал позволяет не только улучшить распыливание топливной пленки, но и распределить топливо по всему потоку воздуха.- combining behind the sharp edge of the screen swirling air flows of the middle and outer channels into a common outer channel allows not only to improve the atomization of the fuel film, but also to distribute the fuel throughout the air stream.
Развитие совокупности существенных признаков изобретения для частных случаев дано в дополнительных пунктах:The development of the set of essential features of the invention for special cases is given in additional paragraphs:
- лопатки завихрителей воздушного среднего канала и винтовые канавки шнека системы распыливания топлива основного контура направлены в одну сторону, что позволяет существенно ускорить и улучшить образование топливной пленки, сделать пленку более тонкой и, следовательно, получить более мелкие капли топлива;- the blades of the swirls of the air middle channel and the helical grooves of the auger of the main circuit fuel atomization system are directed in one direction, which allows one to significantly accelerate and improve the formation of the fuel film, make the film thinner and, therefore, obtain smaller drops of fuel;
- лопатки завихрителей воздушного среднего канала и винтовые канавки шнека системы распыливания топлива основного контура направлены в разные стороны, что интенсифицирует процесс смешения капель топлива с воздухом за счет увеличения относительной скорости контакта воздушной и жидкой сред;- the blades of the swirls of the air middle channel and the helical grooves of the auger of the main circuit fuel atomization system are directed in different directions, which intensifies the process of mixing fuel droplets with air by increasing the relative contact speed of air and liquid media;
- лопатки завихрителя воздушного среднего канала и завихрителя воздушного наружного радиально-осевого канала направлены в разные стороны вращения часовой стрелки, что интенсифицирует процесс смешения капель топлива с воздухом за счет усиления пульсаций воздуха в слоях смешения двух соприкасающихся воздушных потоков;- the blades of the swirl of the air middle channel and the swirl of the air external radial-axial channel are directed in opposite directions of clockwise rotation, which intensifies the process of mixing fuel droplets with air due to the amplification of air pulsations in the mixing layers of two contacting air flows;
- направление завихрителя воздушного среднего канала и завихрителя воздушного наружного радиально-осевого канала направлены в одну сторону вращения часовой стрелки, что обеспечивает более однородное смешение топлива с воздухом;- the direction of the swirl of the air middle channel and the swirl of the air external radial-axial channel are directed in one direction of clockwise rotation, which provides a more uniform mixture of fuel with air;
- кольцевой коллектор основного контура подачи топлива в обе стороны от места подвода топлива до диаметрально противоположного места может быть выполнен с одинаково уменьшающимися площадями поперечного сечения, что обеспечивает предотвращение перегрева и коксования топлива в каналах;- the annular manifold of the main fuel supply circuit in both directions from the fuel supply point to the diametrically opposite place can be made with equally decreasing cross-sectional areas, which prevents overheating and coking of the fuel in the channels;
- наружная стенка воздушного внутреннего канала может иметь воздушный канал охлаждения ее внутренней и торцевой поверхностей с выходом в наружный канал в месте, примыкающем к стабилизатору, что обеспечивает работоспособность устройства;- the outer wall of the air inner channel may have an air channel for cooling its inner and end surfaces with access to the outer channel in a place adjacent to the stabilizer, which ensures the operability of the device;
- за острой кромкой экрана воздушный общий наружный канал может быть выполнен диффузорным, что улучшает процесс смещения топлива с воздухом за счет увеличения степени турбулентности.- behind the sharp edge of the screen, the air common external channel can be made diffuser, which improves the process of displacement of fuel with air by increasing the degree of turbulence.
Процесс предварительного смешения жидкого топлива с воздухом существенно зависит от мелкости распыливания топлива, испарения капель, степени и направления закрутки взаимодействующих потоков воздуха, а также расходов воздуха по каналам.The process of preliminary mixing of liquid fuel with air substantially depends on the fineness of fuel atomization, evaporation of droplets, degree and direction of swirling of the interacting air flows, as well as air flow through the channels.
Так как при создании камер сгорания приходится решать не только экологические проблемы, но и задачи обеспечения запуска камеры сгорания и устойчивости ее работы в широком диапазоне параметров, фронтовые устройства с ТВМ для разных камер сгорания будут отличаться распределением топлива между центральной и кольцевой форсунками, расходами и параметрами закрутки воздуха по каналам ТВМ.Since when creating combustion chambers it is necessary to solve not only environmental problems, but also the tasks of ensuring the launch of the combustion chamber and the stability of its operation in a wide range of parameters, front-end devices with fuel assemblies for different combustion chambers will differ in the distribution of fuel between the central and annular nozzles, costs and parameters air swirling through the TVM channels.
В связи с этим для решения всего комплекса проблем в одном случае окажется более благоприятной закрутка двух взаимодействующих потоков топливо-воздух или воздух-воздух в одном направлении, в другом - в разных направлениях.In this regard, in order to solve the whole range of problems, in one case it will be more favorable to swirl two interacting fuel-air or air-air flows in one direction, in the other - in different directions.
При вращении двух потоков воздуха в одном направлении крупные капли топлива отбрасываются наружу, мелкие к центру, а при вращении потоков воздуха в разных направлениях - улучшается мелкость распыливания пленки топлива с поверхности экрана, возрастает интенсивность турбулентного смешения в свободном слое взаимодействия двух потоков, но капли топлива остаются в слое, не распределяясь на все сечение канала. Испарение топлива в высокотемпературном воздухе, сжатом в компрессоре двигателя, вносит в процесс смешения свои особенности. Испаренное топливо будет хуже перемешиваться с окружающими его потоками воздуха, закрученными в одном направлении, и лучше с потоками, закрученными в разных направлениях.When two air streams rotate in one direction, large droplets of fuel are thrown outward, small towards the center, and when the air streams rotate in different directions, the fineness of atomization of the fuel film from the screen surface improves, the intensity of turbulent mixing in the free layer of interaction of two streams increases, but the fuel droplets remain in the layer, not distributed over the entire cross section of the channel. Evaporation of fuel in high-temperature air compressed in the engine compressor introduces its own characteristics into the mixing process. Evaporated fuel will mix worse with the surrounding air streams swirling in one direction, and better with streams swirling in different directions.
В зависимости от заданного диапазона режимных параметров и технических требований на характеристики двигателя ТВМ будут отличаться проходной площадью топливных и воздушных каналов, углом установки лопаток завихрителей и даже их типом.Depending on the specified range of operating parameters and technical requirements for the characteristics of the TVM engine, they will differ in the passage area of the fuel and air channels, the angle of installation of the blades of the swirls, and even their type.
Таким образом, решена поставленная в изобретении задача. Существенно снижена эмиссия вредных веществ (NOх, CO, UHC, сажи) в продуктах сгорания топлива путем подготовки к сжиганию в основном контуре системы подачи топлива бедной мелкодисперсной предварительно перемешанной и частично испаренной ТВС без ущерба для топливной экономичности двигателя и сокращения ресурса работы его горячих частей.Thus, the task of the invention is solved. Emission of harmful substances (NO x , CO, UHC, soot) in fuel combustion products has been significantly reduced by preparing to burn in the main circuit of the fuel supply system of a poorly finely mixed pre-mixed and partially evaporated fuel assemblies without compromising the fuel economy of the engine and reducing the service life of its hot parts .
Настоящее изобретение поясняется последующим подробным описанием конструкции ТВМ и его работы со ссылкой на иллюстрацию, представленную на чертеже.The present invention is illustrated by the following detailed description of the design of the TBM and its operation with reference to the illustration presented in the drawing.
ТВМ фронтового устройства камеры сгорания ГТД содержит систему подготовки и подачи жидкого топлива, состоящую из пилотного и основного контуров и сопряженных с ними воздушных каналов. Пилотный контур включает центральную форсунку 1 с магистралью 2 подвода топлива. Относительно форсунки 1 коаксиально размещен воздушный, ограниченный наружной стенкой 3, внутренний канал 4 с завихрителем 5. Основной контур включает расположенный над воздушным внутренним каналом 4 воздушный наружный радиально-осевой канал 6 L-образной формы. Канал 6 ограничен передней 7 и задней 8 торцевыми стенками с радиальным лопаточным завихрителем 9 на входе и объединенным с передней торцевой стенкой 7 кольцевым экраном 10 с острой кромкой 11. Острая кромка 11 обращена в сторону камеры сгорания 12. Перед экраном 10 установлен кольцевой коллектор 13 основного контура подачи топлива с магистралью 14 подвода топлива на входе и каналом 15 системы распыливания топлива на выходе. Внутренний канал 4 на выходе имеет форму диффузора 16 с торцом 17 наружной стенки - кольцевым стабилизатором пламени. Завихритель 5 установлен во внутреннем канале 4 на входе в диффузор 16. Между экраном 10 и наружной стенкой 3 воздушного внутреннего канала 4 коаксиально расположены воздушный средний кольцевой канал 18 с лопаточным завихрителем 19 на входе и над ним кольцевой канал 15 системы распыливания топлива основного контура. Канал 15 системы распыливания топлива имеет шнек 20 с винтовыми канавками. Выходы 21 системы распыливания топлива и 22 воздушного среднего канала 18 последовательно направлены в сторону внутренней поверхности экрана 10. Участок 23 перехода воздушного наружного канала 6 из радиального в осевой выполнен плавным. За острой кромкой 11 экрана 10 средний 18 и наружный 6 воздушные каналы объединены в общий наружный канал 24. Лопатки завихритеяя 19 воздушного среднего канала 18 и винтовые канавки шнека 20 системы распыливания топлива основного контура могут быть направлены в одну или разные стороны. Лопатки завихрителя 19 воздушного среднего канала 18 и завихрителя 9 воздушного наружного радиально-осевого канала 6 также могут быть направлены в одну или разные стороны вращения часовой стрелки. Кольцевой коллектор 13 основного контура подачи топлива в обе стороны от места подвода топлива до диаметрально противоположного места выполнен с одинаково уменьшающимися площадями поперечного сечения. Наружная стенка 3 воздушного внутреннего канала 4 имеет воздушный канал 25 охлаждения ее внутренней и торцевой поверхностей с выходом через отверстия 26 в объединенный наружный канал 24 в месте, примыкающем к стабилизатору 17. За острой кромкой 11 экрана 10 воздушный общий наружный канал 24 выполнен диффузорным. Подвод воздуха к коаксиальным воздушным внутреннему 4 и среднему 18 каналам модуля выполнен единым.The TBM of the front-end device of a gas turbine combustion chamber contains a system for preparing and supplying liquid fuel, consisting of a pilot and a main circuit and associated air channels. The pilot circuit includes a central nozzle 1 with a fuel supply line 2. Relative to the nozzle 1, an air channel 4 with a swirler 5 is coaxially placed, limited by the outer wall 3, and the main circuit includes an L-shaped air external radial-axial channel 6 located above the air internal channel 4. Channel 6 is limited by the front 7 and rear 8 end walls with a radial blade swirl 9 at the inlet and an annular screen 10 with a sharp edge 11 connected to the front end wall 7. The sharp edge 11 faces the combustion chamber 12. An annular collector 13 is installed in front of the screen 10 a fuel supply circuit with a fuel supply line 14 at the inlet and a channel 15 of the fuel atomization system at the outlet. The inner channel 4 at the exit has the form of a diffuser 16 with the end face 17 of the outer wall — an annular flame stabilizer. The swirler 5 is installed in the inner channel 4 at the inlet of the diffuser 16. Between the screen 10 and the outer wall 3 of the air inner channel 4, the air middle ring channel 18 is coaxially located with the blade swirl 19 at the inlet and above it the annular channel 15 of the main circuit fuel atomization system. The channel 15 of the fuel atomization system has a screw 20 with helical grooves. The outputs 21 of the fuel atomization system and 22 of the air middle channel 18 are sequentially directed towards the inner surface of the screen 10. Section 23 of the transition of the air external channel 6 from radial to axial is made smooth. Beyond the sharp edge 11 of the screen 10, the middle 18 and the outer 6 air channels are combined into a common outer channel 24. The vanes swirling 19 of the air middle channel 18 and the screw grooves of the screw 20 of the main circuit fuel atomization system can be directed in one or different directions. The blades of the swirl 19 of the air middle channel 18 and the swirl 9 of the air external radial-axial channel 6 can also be directed in one or different directions of clockwise rotation. The annular collector 13 of the main fuel supply circuit in both directions from the fuel supply point to the diametrically opposite place is made with equally decreasing cross-sectional areas. The outer wall 3 of the air inner channel 4 has an air channel 25 for cooling its inner and end surfaces with an outlet through openings 26 into the combined outer channel 24 at a place adjacent to the stabilizer 17. Behind the sharp edge 11 of the screen 10, the air common outer channel 24 is made diffuser. The air supply to the coaxial air internal 4 and middle 18 channels of the module is made uniform.
ТВМ фронтового устройства камеры сгорания ГТД работает следующим образом. При работе используют пневматические способы обработки жидкого топлива в пилотном и основном контурах, которые обеспечивают предварительное перемешивание и последующее распыливание топлива воздухом с обеспечением малых размеров жидких капель. Здесь также достигают дополнительный выигрыш в энергетике насосов за счет относительно низких потребных давлений подачи топлива.TBM front-end device of a combustion chamber of a gas turbine engine operates as follows. During operation, pneumatic methods for processing liquid fuel in the pilot and main circuits are used, which provide preliminary mixing and subsequent atomization of the fuel with air to ensure small sizes of liquid droplets. Here, an additional gain in pump power is also achieved due to the relatively low required fuel supply pressures.
В начальный момент времени (на запуске двигателя) через ТВМ подают небольшой, но достаточный для пуска камеры сгорания, поток воздуха. Воздух из компрессора направляют в камеру сгорания 12 несколькими потоками: через внутренний канал 4, коаксиальные каналу 4 средний канал 18 и канал 25 охлаждения, а также радиально-осевой канал 6. Один поток воздуха подают через завихритель 5 внутреннего канала 4 в диффузор 16, а далее закрученный поток направляют в камеру сгорания 12. Другой поток направляют в камеру сгорания через завихритель 19 среднего воздушного канала 18 основного контура. Третий поток воздуха направляют в камеру сгорания 12 через канал 25 охлаждения и отверстия 26 наружной стенки 3 воздушного канала 4 и воздушный наружный канал 24. В воздушном наружном канале 6 основного контура воздушный поток на входе закручивают в завихрителе 9, далее закрученный радиальный поток плавно поворачивают на участке 23 в осевое направление на вход в камеру сгорания 12. Закрученные в завихрителях 9 и 19 потоки воздуха смешивают друг с другом и топливной пеленой из канала 15 на острой кромке 11 кольцевого экрана 10 перед направлением ТВС в камеру сгорания.At the initial moment of time (at engine start), a small, but sufficient for starting the combustion chamber, air flow is supplied through the TVM. Air from the compressor is directed into the combustion chamber 12 in several streams: through the inner channel 4, coaxial to the channel 4, the middle channel 18 and the cooling channel 25, as well as the radial-axial channel 6. One air stream is fed through the swirler 5 of the internal channel 4 into the diffuser 16, and then the swirling flow is sent to the combustion chamber 12. Another flow is directed to the combustion chamber through the swirl 19 of the middle air channel 18 of the main circuit. The third air stream is directed into the combustion chamber 12 through the cooling channel 25 and the openings 26 of the outer wall 3 of the air channel 4 and the air external channel 24. In the air external channel 6 of the main circuit, the air flow at the inlet is twisted in a swirler 9, then the twisted radial flow is smoothly rotated by section 23 in the axial direction to the entrance to the combustion chamber 12. The air flows swirled in swirls 9 and 19 are mixed with each other and with the fuel sheet from the channel 15 on the sharp edge 11 of the annular screen 10 before the fuel assembly is directed to amer of combustion.
При включении пилотного контура топливо через магистраль 2 и центральную форсунку 1 подают в закрученный воздушный поток диффузора 16 внутреннего канала 4, где оно первоначально распыливается в виде жидкой пелены. Пелену топлива в диффузоре 16 интенсивно испаряют и дробят закрученным потоком воздуха из завихрителя 5. В процессе дробления и внедрения капель топлива в закрученный поток воздуха на выходе диффузора 16 образуют частично перемешанную и испаренную богатую ТВС (α=0,3-0,9), которую с внешней стороны модуля обратными токами продуктов сгорания направляют на кольцевой стабилизатор 17 пламени. ТВС поджигают воспламенителем (не показано) и сжигают. Кольцевой стабилизатор 17 поддерживает устойчивое горение ТВС пилотного контура в центральной зоне расширяющегося участка диффузора 16. Это позволяет обеспечить надежное воспламенение топлива в камере, высокую полноту сгорания топлива и достигнуть требуемые нормы ИКАО на эмиссию СО и несгоревших углеводородов UHC.When the pilot circuit is switched on, fuel is fed through the line 2 and the central nozzle 1 into the swirling air flow of the diffuser 16 of the internal channel 4, where it is initially sprayed in the form of a liquid sheet. The shroud of fuel in the diffuser 16 is intensively evaporated and crushed by a swirling air stream from the swirl 5. In the process of crushing and introducing droplets of fuel into the swirling air stream at the outlet of the diffuser 16 a partially mixed and vaporized rich fuel assembly is formed (α = 0.3-0.9), which from the outside of the module by the reverse currents of the combustion products is directed to the annular flame stabilizer 17. FAs are ignited by an igniter (not shown) and burned. The ring stabilizer 17 maintains stable combustion of the fuel assemblies of the pilot circuit in the central zone of the expanding section of the diffuser 16. This allows reliable ignition of the fuel in the chamber, high completeness of fuel combustion and the required ICAO standards for the emission of CO and unburned UHC hydrocarbons.
Для перехода на режимы полной мощности, при работающем пилотном контуре, включают основной контур подачи топлива. Через магистраль 14 подвода основного топлива и кольцевой коллектор 13 топливо, закрученное винтовыми канавками шнека 20 в канале 15, через выход 21 подают на внутреннюю поверхность экрана 10, где оно растекается в виде жидкой пелены. Топливную пелену сливают с острой кромки 11 экрана 10, испаряют и дробят с двух сторон закрученными воздушными потоками, истекающими из наружного 6 и среднего 18 кольцевых каналов. В процессе дробления и внедрения капель топлива в закрученные потоки воздуха на входе в камеру сгорания 12 образуют частично перемешанную и испаренную бедную ТВС (α=1,8-2,4), которую поджигают обратными токами продуктов сгорания топлива пилотного контура и сжигают. Кольцевой стабилизатор пламени 17 обеспечивает устойчивое непрерывное горение ТВС как при подаче топлива пилотного контура, так и при совместной подаче топлива пилотного и основного контуров в камеру сгорания 12. ТВС, текущая в периферийных слоях общего потока, начинает гореть последней, смешение топлива с воздухом здесь происходит наиболее полно. Чем больше топлива содержится в таких периферийных слоях, тем ниже оказываются выбросы оксидов азота. Предварительная поэтапная подготовка однородной ТВС жидкого топлива основного контура в воздушных каналах 18 и 24 обеспечивает высокую эффективность горения (низкие выбросы СО и NOХ). Соотношение расходов топлива пилотного и основного контуров является предметом экспериментальных исследований. Для опытной проверки подготовлен ТВМ, в котором топливо в центральной форсунке 1 пилотного контура, канале 15 системы распыливания топлива основного контура и воздушный поток в среднем канале 18 закручены в одном направлении вращения часовой стрелки, а потоки во внутреннем 4 и наружном 6 воздушных каналах относительно воздушного среднего канала 18 закручены в противоположном направлении часовой стрелки.To switch to full power modes, with the pilot circuit operating, the main fuel supply circuit is switched on. Through the main fuel supply line 14 and the annular collector 13, the fuel twisted by the screw grooves of the screw 20 in the channel 15 is fed through the outlet 21 to the inner surface of the screen 10, where it spreads in the form of a liquid shroud. The fuel sheet is drained from the sharp edge 11 of the screen 10, evaporated and crushed from both sides by swirling air flows flowing from the outer 6 and middle 18 ring channels. In the process of crushing and introducing droplets of fuel into the swirling air flows at the inlet to the combustion chamber 12 form a partially mixed and vaporized lean fuel assembly (α = 1.8-2.4), which is ignited by the reverse currents of the combustion products of the pilot circuit fuel and burned. The ring flame stabilizer 17 provides stable continuous combustion of fuel assemblies both when supplying fuel to the pilot circuit and when fuel is supplied from the pilot and main circuits to the combustion chamber 12. The fuel assemblies flowing in the peripheral layers of the general flow begin to burn last, fuel and air are mixed here most fully. The more fuel contained in such peripheral layers, the lower the emissions of nitrogen oxides. Preliminary stage-by-stage preparation of a homogeneous fuel assembly of liquid fuel of the main circuit in the air channels 18 and 24 provides high combustion efficiency (low emissions of CO and NO X ). The ratio of the fuel consumption of the pilot and the main circuit is the subject of experimental studies. For pilot testing, a fuel assembly has been prepared in which the fuel in the central nozzle 1 of the pilot circuit, channel 15 of the main circuit fuel atomization system, and the air flow in the middle channel 18 are twisted in one clockwise direction, and the flows in the inner 4 and outer 6 air channels relative to the air the middle channel 18 are twisted in the opposite direction clockwise.
Claims (8)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010126541/06A RU2439435C1 (en) | 2010-06-30 | 2010-06-30 | Gte combustion chamber front device fuel-air module |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010126541/06A RU2439435C1 (en) | 2010-06-30 | 2010-06-30 | Gte combustion chamber front device fuel-air module |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2439435C1 true RU2439435C1 (en) | 2012-01-10 |
Family
ID=45784157
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010126541/06A RU2439435C1 (en) | 2010-06-30 | 2010-06-30 | Gte combustion chamber front device fuel-air module |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2439435C1 (en) |
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105579779A (en) * | 2013-10-01 | 2016-05-11 | 斯奈克玛 | Fuel injector for a turbomachine |
| RU173171U1 (en) * | 2017-04-10 | 2017-08-15 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" | Modular Vortex Burner |
| US9803552B2 (en) | 2015-10-30 | 2017-10-31 | General Electric Company | Turbine engine fuel injection system and methods of assembling the same |
| RU2667820C1 (en) * | 2017-09-22 | 2018-09-24 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Front device of combustion chamber of gas-turbine engine |
| US10288291B2 (en) | 2014-08-15 | 2019-05-14 | General Electric Company | Air-shielded fuel injection assembly to facilitate reduced NOx emissions in a combustor system |
| RU2699111C1 (en) * | 2018-05-25 | 2019-09-03 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Темп" им. Ф. Короткова" | Fuel injector of gte |
| RU2713240C1 (en) * | 2018-10-03 | 2020-02-04 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Air-fuel two-zone burner of combustion chamber of gas turbine engine |
| RU2757248C1 (en) * | 2020-12-07 | 2021-10-12 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Front device of the annular combustion chamber of a gas turbine installation and the method for its operation |
| RU2770093C1 (en) * | 2021-09-03 | 2022-04-14 | Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Fuel-air module of the front-end device of a low-emission combustion chamber of a gas turbine engine |
| RU212719U1 (en) * | 2021-12-13 | 2022-08-03 | Публичное акционерное общество "Калужский двигатель" (ПАО КАДВИ) | Double-circuit gas nozzle for gas turbine engines |
-
2010
- 2010-06-30 RU RU2010126541/06A patent/RU2439435C1/en active
Cited By (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105579779A (en) * | 2013-10-01 | 2016-05-11 | 斯奈克玛 | Fuel injector for a turbomachine |
| CN105579779B (en) * | 2013-10-01 | 2018-11-30 | 斯奈克玛 | Fuel injector for turbine engine |
| US10288291B2 (en) | 2014-08-15 | 2019-05-14 | General Electric Company | Air-shielded fuel injection assembly to facilitate reduced NOx emissions in a combustor system |
| US9803552B2 (en) | 2015-10-30 | 2017-10-31 | General Electric Company | Turbine engine fuel injection system and methods of assembling the same |
| RU173171U1 (en) * | 2017-04-10 | 2017-08-15 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" | Modular Vortex Burner |
| RU2667820C1 (en) * | 2017-09-22 | 2018-09-24 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Front device of combustion chamber of gas-turbine engine |
| RU2699111C1 (en) * | 2018-05-25 | 2019-09-03 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Темп" им. Ф. Короткова" | Fuel injector of gte |
| RU2713240C1 (en) * | 2018-10-03 | 2020-02-04 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Air-fuel two-zone burner of combustion chamber of gas turbine engine |
| RU2817776C2 (en) * | 2020-06-19 | 2024-04-22 | Ман Энерджи Солюшнз Се | Gas turbine unit with combustion chamber air bypass |
| RU2757248C1 (en) * | 2020-12-07 | 2021-10-12 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Front device of the annular combustion chamber of a gas turbine installation and the method for its operation |
| RU2770093C1 (en) * | 2021-09-03 | 2022-04-14 | Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Fuel-air module of the front-end device of a low-emission combustion chamber of a gas turbine engine |
| RU212719U1 (en) * | 2021-12-13 | 2022-08-03 | Публичное акционерное общество "Калужский двигатель" (ПАО КАДВИ) | Double-circuit gas nozzle for gas turbine engines |
| RU222212U1 (en) * | 2023-06-13 | 2023-12-15 | Никита Владимирович Мартелов | FUEL INJECTOR WITH CENTRAL BODY AND SWIRTER |
| RU2825500C1 (en) * | 2024-03-13 | 2024-08-26 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" | Combustion chamber fuel-air burner |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2439435C1 (en) | Gte combustion chamber front device fuel-air module | |
| JP4162429B2 (en) | Method of operating gas turbine engine, combustor and mixer assembly | |
| JP4162430B2 (en) | Method of operating gas turbine engine, combustor and mixer assembly | |
| US6363726B1 (en) | Mixer having multiple swirlers | |
| JP4340770B2 (en) | Method and apparatus for reducing combustor emissions | |
| US9562690B2 (en) | Swirler, fuel and air assembly and combustor | |
| RU2243449C2 (en) | Combustion chamber with splitter of compressed air stream | |
| US6272840B1 (en) | Piloted airblast lean direct fuel injector | |
| US6550251B1 (en) | Venturiless swirl cup | |
| EP0500256B1 (en) | Air fuel mixer for gas turbine combustor | |
| JP5985191B2 (en) | Gas turbine engine mixer assembly | |
| US4271674A (en) | Premix combustor assembly | |
| CN102200291B (en) | Pneumatic primary level graded low-pollution combustion chamber | |
| CN101799174B (en) | Main combustible stage tangential oil supply premix and pre-evaporation combustion chamber | |
| CN102889617B (en) | Premixing and pre-evaporation combustor for main combustion stage using radial film formation | |
| RU2439430C1 (en) | Gte combustion chamber injector module | |
| JP2002195563A (en) | Method and device for reducing burner emission | |
| JP4086767B2 (en) | Method and apparatus for reducing combustor emissions | |
| JPH08240129A (en) | Combustion apparatus for gas-turbine engine | |
| JP2002106845A (en) | Multiple injection port combustor | |
| WO2020259918A1 (en) | Combustor for a gas turbine | |
| RU98538U1 (en) | CONTINUOUS COMBUSTION CAMERA | |
| RU2770093C1 (en) | Fuel-air module of the front-end device of a low-emission combustion chamber of a gas turbine engine | |
| RU170359U1 (en) | Injector module of a low-emission combustion chamber of a gas turbine engine | |
| RU2386082C1 (en) | Device for preparing air-and-fuel mixture to be supplied to combustion chamber |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20210804 |