RU2470171C2 - Топливный инжектор для впрыска топлива в камеру сгорания турбомашины - Google Patents

Топливный инжектор для впрыска топлива в камеру сгорания турбомашины Download PDF

Info

Publication number
RU2470171C2
RU2470171C2 RU2008131332/06A RU2008131332A RU2470171C2 RU 2470171 C2 RU2470171 C2 RU 2470171C2 RU 2008131332/06 A RU2008131332/06 A RU 2008131332/06A RU 2008131332 A RU2008131332 A RU 2008131332A RU 2470171 C2 RU2470171 C2 RU 2470171C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
channel
fuel
injector
combustion chamber
air
Prior art date
Application number
RU2008131332/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2008131332A (ru
Inventor
Мишель Пьер КАЗАЛЕН
Тома Оливье Мари НОЭЛЬ
Original Assignee
Снекма
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2008131332A publication Critical patent/RU2008131332A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2470171C2 publication Critical patent/RU2470171C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C2900/00—Special features of, or arrangements for combustion apparatus using fluid fuels or solid fuels suspended in air; Combustion processes therefor
    • F23C2900/99005—Combustion techniques using plasma gas
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E20/00—Combustion technologies with mitigation potential
    • Y02E20/34—Indirect CO2mitigation, i.e. by acting on non CO2directly related matters of the process, e.g. pre-heating or heat recovery

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
  • Ignition Installations For Internal Combustion Engines (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)
  • Plasma Technology (AREA)

Abstract

Топливный инжектор для камеры сгорания турбомашины имеет носик инжектора для подсоединения к системе впрыска, закрепленной на концевой стенке камеры сгорания. Топливный инжектор содержит первый канал для прохождения потока предварительной воздушно-топливной смеси к камере сгорания, электрический изолятор, систему плазменного генератора, второй канал для прохождения потока топлива к камере сгорания и третий канал для прохождения потока топлива к камере сгорания. Первый канал открывается в центр носика инжектора через выходное отверстие для предварительной воздушно-топливной смеси. Электрический изолятор окружает выходное отверстие для предварительной воздушно-топливной смеси. Система плазменного генератора расположена по направлению потока от выходного отверстия для предварительной воздушно-топливной смеси для управления воспламенением и горением предварительной подготовленной воздушно-топливной смеси. Второй канал открывается снаружи электрической изоляции. Третий канал открывается снаружи второго канала. Изобретение обеспечивает устойчивое горение на всех частотах вращения двигателя независимо от обогащения воздушно-топливной смеси, повышает эффективность сгорания и уменьшает выброс угарного газа. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

В данном изобретении описан топливный инжектор для впрыска топлива в камеру сгорания турбомашины. Это изобретение подходит для любых типов наземных или авиационных турбомашин, особенно для самолетных турбореактивных двигателей.
Камера сгорания турбомашины, как правило, кольцевой формы, центрированная по оси Х, что соответствует оси вращения ротора турбомашины. Камера сгорания имеет две кольцевые стенки (или два кольцевых кожуха), расположенные соосно на оси Х, и концевую стенку камеры, расположенную между упомянутыми кожухами в зоне по направлению потока указанной камеры. Стенки упомянутой камеры отгораживают зону горения камеры.
Многие системы впрыска топлива крепятся к концевой стенке камеры (в отверстиях, предусмотренных для этой цели в концевой стенке камеры) и равномерно распределяются вокруг оси Х. К каждой системе впрыска подсоединяется топливный инжектор.
Система впрыска обычно состоит из центрального отверстия для свободного конца топливного инжектора и нескольких протоков для подвода воздуха, концентрично расположенных вокруг упомянутого центрального отверстия. Эти протоки подвода воздуха, как правило, служат для завихрения воздуха, т.е. они образованы кольцевыми протоками, имеющими ряд направляющих устройств, направленных внутрь для придания вращательного движения воздуху, проходящему через них. Воздух, проходящий через эти протоки подвода, поступает от диффузора турбомашины, расположенного в зоне, противоположной направлению потока от камеры сгорания. Этот воздух смешивается с топливом, подаваемым упомянутым инжектором, для образования воздушно-топливной смеси, сжигаемой в камере сгорания.
Инжектор является деталью, проходящей сквозь «модуль камеры сгорания» турбомашины от внешнего корпуса упомянутого модуля до концевой стенки камеры. Инжектор состоит из трубопровода(ов) подачи топлива (образующих топливный коллектор), который(е) служит(ат) для подачи топлива для впрыска в камеру. Топливо вытесняется из свободного конца, или «носика» инжектора.
Это изобретение имеет отношение к топливным инжекторам, а не к системам впрыска, к которым подсоединяется инжектор.
Обычно, в процессе проектирования и оптимизации камеры сгорания самолетных турбореактивных двигателей, стремятся достичь наилучшего соотношения ожидаемых технических характеристик (обычно: кпд топлива, диапазон устойчивости, пределы воспламеняемости и повторной воспламеняемости, ресурс участка горения, распределение температур на выходе из области горения), в зависимости от предназначения самолета, с уменьшением загрязняющих выхлопов (оксидов азота NOx, угарного газа СО, углеводородов, копоти).
Известное решение задачи по уменьшению загрязняющих выхлопов, в особенности включающих в себя оксиды азота (типа NOx), должно обеспечивать пламя горения в зоне обогащенной или бедной воздушно-топливной смеси. Например, бедная воздушно-топливная смесь для горения может быть получена путем увеличения интенсивности подачи воздуха в камеру сгорания (главным образом, подачи воздуха через концевую стенку камеры).
Опыт показывает, что это решение, основанное на использовании более бедной смеси, эффективно для уменьшения выхлопов оксидов азота NOx. Однако, при попытках доведения этого решения до его потенциального максимума для уменьшения выброса загрязнений (для зоны горения неизменной формы и, таким образом, постоянного распределения воздуха), оно имеет следующий недостаток: нарушается устойчивость пламени горения (т.е. увеличивается возможность погасания пламени), особенно при низкой частоте вращения турбореактивных двигателей, при которой не может быть получен режим малого газа двигателя; полнота сгорания на промежуточных рабочих режимах уменьшается; когда самолет находится на земле, затруднено воспламенение; а также затруднено повторное воспламенение, когда самолет находится на высоте.
Целью данного изобретения является преодоление вышеупомянутых недостатков.
Для достижения этой цели данное изобретение предлагает топливный инжектор для впрыска топлива в камеру сгорания турбомашины, представляющий собой носик инжектора для подсоединения к системе впрыска, прикрепленной к концевой стенке упомянутой камеры. Носик инжектора включает в себя:
- первый канал для прохождения потока воздушно-топливной смеси к камере сгорания открывается в центр носика инжектора через отверстие для предварительной воздушно-топливной смеси;
- электрический изолятор, окружающий упомянутое выходное отверстие для предварительной воздушно-топливной смеси;
- систему плазменного генератора, расположенную по направлению потока от упомянутого выходного отверстия для предварительной воздушно-топливной смеси для управления воспламенением и горением предварительной воздушно-топливной смеси; и
- второй канал для прохождения потока топлива к камере сгорания, который имеет выход снаружи упомянутого электрического изолятора.
Идея, на которой основано данное изобретение, заключается во введении в топливный инжектор дополнительного канала, создающего более или менее обогащенную предварительную воздушно-топливную смесь, и управлении воспламенением и горением упомянутой воздушно-топливной смеси посредством системы плазменного генератора.
Необходимо заметить, что при ссылке на воздушно-топливную смесь, поступающую в первый канал, предпочтительно, называть ее предварительной смесью для ясного различения этой «предварительной смеси» от воздушно-топливной смеси, сгорающей в камере сгорания, которая получается путем смешивания топлива, выходящего из второго канала, с воздухом, проходящим через протоки подачи системы впрыска. Также нужно отметить, что только малая часть общего количества впрыскиваемого топлива используется для создания «предварительной смеси».
Управление воспламенением и горением предварительной воздушно-топливной смеси посредством системы плазменного генератора обеспечивает устойчивое горение на всех частотах вращения двигателя независимо от обогащения воздушно-топливной смеси, что способствует повышению эффективности сгорания, в особенности, на промежуточной частоте вращения турбореактивных двигателей. Это позволяет уменьшить выброс угарного газа (СО) и несгоревших углеводородов.
Другим преимуществом данного изобретения является уменьшение возможности погасания пламени горения при всасывании воды или льда.
В конечном счете, объединение функции воспламенения в инжекторе дает возможность исключить систему свеч зажигания, используемую в обычных системах впрыска и располагающуюся по направлению потока от инжектора, таким образом, исключая также проблемы, связанные с установкой такой системы свеч зажигания (особенно проблем герметизации, расширения и аэродинамической волны, образующейся позади таких систем, которые нарушают движение потока).
Функция электрического изолятора заключается в создании внутри инжектора двух зон разных электрических потенциалов, большая часть инжектора изготовлена из металла, т.е. материалов, проводящих электрический ток. Появляется возможность создания электрического разряда для генерирования плазмы между этими двумя зонами.
В варианте осуществления система плазменного генератора включает в себя: первый электрод, закрепленный на упомянутом электрическом изоляторе, не соприкасающийся с остальной частью инжектора электрического провода, расположенного внутри упомянутого изолятора и подсоединенного к первому электроду; и второй электрод, имеющий контакт с той частью инжектора, которая выполнена из токопроводящего материала.
В возможной конфигурации электрический провод подает высокое напряжение на первый электрод, а та часть инжектора, которая имеет контакт со вторым электродом, служит в качестве заземления. Могут быть рассмотрены также другие конфигурации.
В варианте осуществления упомянутый второй канал представляет собой отверстие для выхода топлива, который является кольцевым по форме. В частности, это отверстие может быть прорезью впрыска, или оно может быть выполнено из нескольких отверстий для впрыска, расположенных по кругу.
В варианте осуществления изобретения предусмотрен проток между первым и вторым каналами, чтобы топливо из второго канала использовалось для создания предварительной воздушно-топливной смеси первого канала. Таким образом, нет топливного контура, специально предназначенного для обеспечения предварительной воздушно-топливной смеси, что упрощает конструкцию носика инжектора и уменьшает его размеры.
Это изобретение и его преимущества можно лучше понять при прочтении следующего подробного описания, сделанного в качестве не ограничивающей иллюстрации. Описание ссылается на сопроводительные фигуры, в которых:
- на Фиг.1 показан осевой полуразрез модели камеры сгорания на оси вращения Х ротора турбореактивного двигателя;
- на Фиг.2 приведена модель инжектора данного изобретения в осевом разрезе по оси впрыска I предварительной воздушно-топливной смеси;
- на Фиг.3 показан инжектор Фиг.2, подсоединенный к модели системы впрыска;
- Фиг.4 представляет другую модель инжектора данного изобретения в осевом разрезе по оси впрыска I предварительной воздушно-топливной смеси; и
- на Фиг.5 показан инжектор Фиг.4, подсоединенный к другой модели системы впрыска.
Модель камеры сгорания 10, представленная на Фиг.1, показана в окружении компонентов внутри турбореактивного двигателя. Носик инжектора 32 включает в себя первый канал 34 для прохождения потока предварительной воздушно-топливной смеси 38 в камеру сгорания. Эта предварительная смесь впрыскивается вдоль оси впрыска I. Первый канал 34 открывается в центре носика инжектора через выпускное отверстие 36.
Вокруг первого канала 34 носик инжектора 32 включает в себя в следующем порядке:
- электрический изолятор 40, окружающий выходное отверстие 36 для предварительной воздушно-топливной смеси 38;
- система плазменного генератора 41, расположенная по направлению потока от упомянутого отверстия 36 для управления воспламенением и горением предварительной воздушно-топливной смеси 38; и
- второй канал 44 для прохождения потока топлива 46 к камере сгорания, выходящий наружу из упомянутого электрического изолятора через круговую выходную прорезь 48, центрированную по оси I.
Все вышеуказанные элементы скомбинированы в едином агрегате, называющемся единой «головкой», которая подсоединена к системе впрыска в одном месте.
Что касается инжектора 30, направления «против потока» и «по потоку» определяются относительно направления потока предварительной смеси 38 или топлива 46 (идущих от зоны, расположенной против направления потока, к зоне, расположенной по направлению потока). Более того, осевое направление соответствует направлению оси впрыска I предварительной смеси, и радиальное направление является направлением, перпендикулярным оси I. В конечном счете, если не указано обратное, прилагательные «внутренний» и «внешний» используются по отношению к радиальному направлению, так что внутренняя часть (т.е. радиально-внутренняя часть) элемента расположена ближе к оси I, чем внешняя часть (т.е. радиально-внешняя часть) того же элемента.
Первый канал 34, электрический изолятор 40 и второй канал 44 расположены, главным образом, симметрично по кругу относительно оси I. Канал 34 имеет форму трубы. Изолятор 40 и канал 44 имеют кольцевую форму, центрированную по оси I.
Первый канал 34 протянут вдоль оси I. Его начало располагается в зоне, противоположной направлению потока, он представляет собой отверстие для входа воздуха 39, через который входит воздух от диффузора 17. Этот воздух используется для образования предварительной воздушно-топливной смеси 38.
Электрический изолятор 40 является закрывающей деталью в форме трубы, центрированной с осью I, окружающей внешнюю стенку в форме трубы первого канала 34 и тянущейся вдоль упомянутого первого канала 34 от отверстия входа воздуха 39 до выходного отверстия 36 для предварительной смеси 38, так чтобы часть электрической изоляции 40а выдавалась в направлении по потоку за пределы выходного отверстия 36.
Система плазменного генератора 41 включает в себя не менее двух электродов и включает в себя электрод высокого напряжения 42а и электрод низкого напряжения 42b. Электрод высокого напряжения 42а закреплен на части 40а изолятора (на его внутренней части) и не соприкасается с остальной частью инжектора. Электрический провод 43, проходящий сквозь изолятор 40 и подсоединенный к генератору переменного тока 80, подает высокое напряжение на электрод 42а.
Электрод низкого напряжения 42b помещен в отверстие 49, проходящее сквозь изолятор 40, так чтобы электрод 42b непосредственно соприкасался с внутренней стенкой 44а второго канала 44. Стенка 44а выполнена из токопроводящего материала и служит в качестве заземления. Электроды 42а и 42b повернуты к оси I и диаметрально противоположны друг другу.
Генератор переменного тока 80, к которому подсоединен электрод высокого напряжения 42а, служит для выработки напряжения с параметрами, оптимизированными в зависимости от частоты вращения турбореактивного двигателя, вида химических веществ, выработка которых предполагается (радикалы, возбужденные частицы), необходимой степени распыления молекул топлива и заданной функции: воспламенение; повторное воспламенение на высоте; расширение диапазона устойчивой работы; активный контроль зоны горения. Этот генератор переменного тока 80, таким образом, предоставляет особые характеристики. В данной модели генератор переменного тока 80 служит для создания плазмы в виде полосы (т.е. с распространением фронта ионизации) и выдает импульс продолжительностью менее 50 наносекунд (нс) и переменную и управляемую разность потенциалов. Время нарастания, продолжительность импульса и частота повтора являются управляемыми, чтобы обеспечить возможность адаптации к скорости вращения.
Второй канал 44 находится между двумя стенками в форме трубы, внутренней стенкой 44а и внешней стенкой 44b, конец внешней стенки и/или внутренней стенки, располагающийся по направлению потока, представляющий собой внутренний контур, сужается и расширяется (т.е образует трубку Вентури). В описанной модели это внутренний контур внешней стенки 44b. Эта сужающаяся/расширяющаяся конфигурация служит для ускорения топлива перед его впрыскиванием в камеру. Это ускорение позволяет уменьшить или даже исключить образование спутной струи с направляющих аппаратов центробежной форсунки 45 (см. ниже) и способствует распылению топлива.
Центробежная форсунка 45 располагается внутри второго канала 44, в зоне, противоположной направлению потока от упомянутого сужающегося/расширяющегося внутреннего контура. Центробежная форсунка 45 состоит из ряда направляющих аппаратов, расположенных радиально между внутренней и внешней стенками в форме трубы 44а и 44b и равномерно распределенных вокруг внутренней стенки 44а. Центробежная форсунка 45 служит для придания вращательного движения топливу 46, которое проходит вдоль канала 44.
Во второй канал 44 топливо подается от первого трубопровода 50 (являющегося частью топливного коллектора). Трубопровод 50 открывается в зоне, расположенной в начале потока канала 44.
Кроме того, предусмотрен проток 52 между первым каналом 34 и вторым каналом 44, так что топливо 46 второго канала 44 используется для создания предварительной воздушно-топливной смеси 36 в первом канале 34. Точнее проток 52 проходит через внутреннюю стенку 44а второго канала 44, изолятор 40 и стенку в форме трубы 33 первого канала 34, чтобы открыться в зоне, противоположной направлению потока канала 34.
Носик инжектора 32 имеет третий канал 64 для прохода топлива 66 к камере сгорания, этот третий канал 64 открывается (радиально) снаружи второго канала 44. Третий канал 64 радиально смещен от второго канала, чтобы он не соединялся с системой впрыска 20 в том же месте, где первый и второй каналы образуют блок «головки».
В третий канал 64 топливо подается через второй трубопровод подачи 70. Третий канал 64 заканчивается в кольцевой камере 75, центрированной на оси I и имеющей отверстия 78, равномерно распределенные вокруг оси I, это позволяет впрыскивать топливо 66 в камеру сгорания 10.
Второй канал 44 позволяет впрыскивать первую порцию топлива 46 из центра системы впрыска 20. Третий канал 64 действует посредством кольцевой камеры 75 и отверстий 78 для впрыска второй порции топлива 66. Эта вторая порция топлива 66 обычно имеет кольцевую форму, большей частью центрированную по оси I, и окружает первую порцию топлива 46.
Порции топлива 44 и 46 смешиваются с потоками воздуха, проходящими через отверстия входа воздуха (воздушные центробежные форсунки) системы впрыска 20.
Таким образом, инжектор 30 имеет два топливных контура: «управляющий» контур, включающий в себя трубопровод подачи 50 и второй канал 44, в который поступает топливо 46; и «ответвляющийся» контур, в который поступает топливо 66.
Воспламенение и горение предварительной воздушно-топливной смеси 36 управляется системой плазменного генератора 41. Так как горение распространяется на порцию топлива 46, она также управляет воспламенением и горением предварительной воздушно-топливной смеси в «управляющем» контуре.
Количество топлива в «управляющем» и «ответвляющемся» контурах контролируется таким образом, чтобы ограничить выхлоп токсичных газов на всех рабочих режимах турбореактивного двигателя.
При запуске, перезапуске турбореактивного двигателя (т.е. во время воспламенения и на стадиях распространения пламени) и на стадии раскрутки и при малой частоте вращения (свойственной малому газу) работает только «управляющий» контур. При работе на полном газе топливо подается в оба контура - «управляющий» и «ответвляющийся», топливо распределяется так, чтобы получилась бедная смесь для горения, т.е. это производит меньше оксидов азота NOx или дыма в любом из двух контуров.
На Фиг.4 и 5 следует описание второй модели инжектора 130 данного изобретения. Элементы или части данного инжектора 130, которые аналогичны элементам и частям инжектора 30, Фиг.1-3, обозначаются теми же номерами плюс 100.
Инжектор 130 отличается от инжектора 30 тем, что третий канал расположен сразу снаружи второго канала 144. В этой модели стенка в форме трубы 144b, отделяющая внешнюю часть второго канала 144, также отделяет внутреннюю часть третьего канала 174. Третий канал 174 открывается непосредственно в камеру сгорания снаружи второго канала 144 через отверстие круглой формы 178, таким образом, давая возможность топливу 176 поступать в камеру. Первый, второй и третий каналы 134, 144 и 174, таким образом, объединяются в единый блок «головки», который подсоединяется к системе впрыска 120 в одном месте, т.е. внутри центрального отверстия системы 120.
Внутренний контур стенки в форме трубы 174b, который отделяет внешнюю часть третьего канала 174, расширяется в конце, расположенном по направлению потока упомянутой стенки. Центробежная форсунка 175 установлена внутри третьего канала 174, в направлении против потока от упомянутого расширяющегося контура.
Инжекторы 130, того типа, который показан на Фиг.4 и 5, предпочтительно, использовать совместно с так называемой системой «аэромеханического» впрыска 120, того типа, который показан на Фиг.5, тогда как инжекторы 130, того типа, который показан на Фиг.1 и 3, предпочтительно, использовать совместно с так называемой «многоточечной» системой впрыска 20, того типа, который показан на Фиг.3.

Claims (6)

1. Топливный инжектор (30) для камеры (10) сгорания турбомашины, при этом инжектор имеет носик (32) инжектора для подсоединения к системе впрыска, закрепленной на концевой стенке (16) упомянутой камеры сгорания, топливный инжектор, отличающийся тем, что содержит:
- первый канал (34) для прохождения потока предварительной воздушно-топливной смеси (38) к камере сгорания, при этом первый канал (34) открывается в центр носика инжектора через выходное отверстие (36) для предварительной воздушно-топливной смеси (38);
- электрический изолятор (40), окружающий упомянутое выходное отверстие (36) для предварительной воздушно-топливной смеси;
- система плазменного генератора (41), расположенная по направлению потока от упомянутого выходного отверстия (36) для предварительной воздушно-топливной смеси для управления воспламенением и горением предварительной подготовленной воздушно-топливной смеси (38); и
- второй канал (44) для прохождения потока топлива (46) к камере сгорания, при этом второй канал открывается снаружи упомянутой электрической изоляции (40); и
- третий канал (64, 174) для прохождения потока топлива (66, 176) к камере сгорания, этот третий канал (64, 174) открывается снаружи второго канала (44, 144).
2. Топливный инжектор по п.1, в котором предусмотрен проход (52) между первым каналом (34) и вторым каналом (44) таким образом, что топливо (46) из второго канала (44) используется для создания предварительной воздушно-топливной смеси (38) первого канала (34).
3. Топливный инжектор по п.1, в котором система плазменного генератора содержит, по меньшей мере, два электрода (42, 42b), при этом плазма образуется электрическим разрядом, создаваемым между двумя электродами.
4. Топливный инжектор по п.1, в котором система плазменного генератора содержит: первый электрод (42а), закрепленный на упомянутой электрической изоляции (40) без установления контакта с остальной частью инжектора; электрический провод (43), проходящий внутри упомянутой изоляции (40) и соединенный с первым электродом (42а); и второй электрод (42b) в контакте с частью инжектора, которая выполнена из электропроводящего материала.
5. Камера (10) сгорания турбомашины, снабженная множеством систем (20) впрыска, закрепленных на концевой стенке (16) камеры, и множеством топливных инжекторов (30, 130) по любому из пп.1-4, при этом топливные инжекторы (30, 130) подсоединены к системам (20) впрыска.
6. Турбомашина, содержащая камеру сгорания (10) по п.5.
RU2008131332/06A 2007-07-30 2008-07-29 Топливный инжектор для впрыска топлива в камеру сгорания турбомашины RU2470171C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0756795A FR2919672B1 (fr) 2007-07-30 2007-07-30 Injecteur de carburant dans une chambre de combustion de turbomachine
FR0756795 2007-07-30

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008131332A RU2008131332A (ru) 2010-02-10
RU2470171C2 true RU2470171C2 (ru) 2012-12-20

Family

ID=39327354

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008131332/06A RU2470171C2 (ru) 2007-07-30 2008-07-29 Топливный инжектор для впрыска топлива в камеру сгорания турбомашины

Country Status (6)

Country Link
US (1) US8015813B2 (ru)
EP (1) EP2026007B1 (ru)
JP (1) JP5188307B2 (ru)
CA (1) CA2638223C (ru)
FR (1) FR2919672B1 (ru)
RU (1) RU2470171C2 (ru)

Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102007025551A1 (de) * 2007-05-31 2008-12-11 Siemens Ag Verfahren und Vorrichtung zur Verbrennung von kohlenwasserstoffhaltigen Brennstoffen
US20090165436A1 (en) * 2007-12-28 2009-07-02 General Electric Company Premixed, preswirled plasma-assisted pilot
CN101949550B (zh) * 2010-09-30 2011-12-14 哈尔滨工业大学 基于射流等离子体活化的超声速稳定燃烧方法
US8534040B2 (en) * 2010-11-11 2013-09-17 General Electric Company Apparatus and method for igniting a combustor
US10317081B2 (en) * 2011-01-26 2019-06-11 United Technologies Corporation Fuel injector assembly
US20130104553A1 (en) * 2011-11-01 2013-05-02 General Electric Company Injection apparatus
KR101284290B1 (ko) * 2012-08-07 2013-07-08 한국기계연구원 연소장치
WO2014081334A1 (en) * 2012-11-21 2014-05-30 General Electric Company Anti-coking liquid fuel cartridge
EP3140595B1 (en) * 2014-05-08 2021-07-14 FGC Plasma Solutions LLC Method and apparatus for assisting with the combustion of fuel
EP3062019B1 (en) * 2015-02-27 2018-11-21 Ansaldo Energia Switzerland AG Method and device for flame stabilization in a burner system of a stationary combustion engine
FR3043173B1 (fr) * 2015-10-29 2017-12-22 Snecma Systeme d'injection aerodynamique pour turbomachine d'aeronef, a melange air/carburant ameliore
WO2018075854A1 (en) * 2016-10-21 2018-04-26 Fgc Plasma Solutions Apparatus and method for using plasma to assist with the combustion of fuel
DE102017217329A1 (de) 2017-09-28 2019-03-28 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Düse mit axial überstehendem Luftleitelement für eine Brennkammer eines Triebwerks
US10816210B2 (en) * 2017-09-28 2020-10-27 General Electric Company Premixed fuel nozzle
CN110542115A (zh) * 2018-05-28 2019-12-06 美的集团股份有限公司 助燃装置和燃烧器
US10914274B1 (en) 2019-09-11 2021-02-09 General Electric Company Fuel oxygen reduction unit with plasma reactor
FR3105985B1 (fr) 2020-01-03 2023-11-24 Safran Aircraft Engines Circuit multipoint d’injecteur amélioré
US11773776B2 (en) 2020-05-01 2023-10-03 General Electric Company Fuel oxygen reduction unit for prescribed operating conditions
CN113153539B (zh) * 2021-03-19 2023-05-12 中国人民解放军空军工程大学 一种单双路结合的三维旋转滑动弧等离子体激励器
US11795879B2 (en) * 2021-12-20 2023-10-24 General Electric Company Combustor with an igniter provided within at least one of a fuel injector or a compressed air passage
CN116557147B (zh) * 2023-07-10 2023-09-12 中国人民解放军空军工程大学 等离子体起爆装置、旋转爆震发动机及起爆方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU1836606C (ru) * 1989-01-12 1993-08-23 Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн Кольцева камера сгорани газотурбинного двигател
US5628180A (en) * 1993-05-26 1997-05-13 Simmonds Precision Engine Systems Ignition methods and apparatus for combustors
US5640841A (en) * 1995-05-08 1997-06-24 Crosby; Rulon Plasma torch ignition for low NOx combustion turbine combustor with monitoring means and plasma generation control means
EP1225392A2 (en) * 2001-01-18 2002-07-24 General Electric Company Combustor mixer having plasma generating nozzle
RU2000132717A (ru) * 1998-05-22 2002-12-10 Прэтт Энд Уитни Кэнэдэ Корп. (Ca) Топливный инжектор для камеры сгорания газотурбинного двигателя
EP1512913A1 (fr) * 2003-09-02 2005-03-09 Snecma Moteurs Système d'injection air/carburant ayant des moyens de génération de plasmas froids

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3037552A (en) * 1959-02-27 1962-06-05 Nord Aviation Prefilling system for the fuel-feed circuit of a ram-jet unit
US3029029A (en) * 1959-05-26 1962-04-10 Parker Hannifin Corp Dual-orifice return flow nozzle
US3110294A (en) * 1960-01-04 1963-11-12 Alwac International Inc Methods and apparatus for mixing fluids
GB985739A (en) * 1963-11-11 1965-03-10 Rolls Royce Fuel injector for a gas turbine engine
US5417054A (en) * 1992-05-19 1995-05-23 Fuel Systems Textron, Inc. Fuel purging fuel injector
US5467926A (en) * 1994-02-10 1995-11-21 Solar Turbines Incorporated Injector having low tip temperature
DE19536604A1 (de) * 1994-10-04 1996-04-11 Simmonds Precision Engine Syst Zündvorrichtung und Zündverfahren unter Verwendung elektrostatischer Düse und katalytischen Zünders
US5689949A (en) * 1995-06-05 1997-11-25 Simmonds Precision Engine Systems, Inc. Ignition methods and apparatus using microwave energy
JP3619626B2 (ja) * 1996-11-29 2005-02-09 株式会社東芝 ガスタービン燃焼器の運転方法
JP2001041454A (ja) * 1999-07-27 2001-02-13 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 非発兼用燃料噴射ノズル
IT1313547B1 (it) * 1999-09-23 2002-07-24 Nuovo Pignone Spa Camera di premiscelamento per turbine a gas
US6381964B1 (en) * 2000-09-29 2002-05-07 General Electric Company Multiple annular combustion chamber swirler having atomizing pilot
US6405523B1 (en) * 2000-09-29 2002-06-18 General Electric Company Method and apparatus for decreasing combustor emissions
GB0025765D0 (en) * 2000-10-20 2000-12-06 Aero & Ind Technology Ltd Fuel injector
US6418726B1 (en) * 2001-05-31 2002-07-16 General Electric Company Method and apparatus for controlling combustor emissions
US6865889B2 (en) * 2002-02-01 2005-03-15 General Electric Company Method and apparatus to decrease combustor emissions
US6718770B2 (en) * 2002-06-04 2004-04-13 General Electric Company Fuel injector laminated fuel strip
US6935117B2 (en) * 2003-10-23 2005-08-30 United Technologies Corporation Turbine engine fuel injector
US7093421B2 (en) * 2004-02-10 2006-08-22 General Electric Company Spark igniter for gas turbine engine
JP4653985B2 (ja) * 2004-09-02 2011-03-16 株式会社日立製作所 燃焼器とガスタービン燃焼器、及び空気を燃焼器に供給する方法
US7878000B2 (en) * 2005-12-20 2011-02-01 General Electric Company Pilot fuel injector for mixer assembly of a high pressure gas turbine engine
US8001761B2 (en) * 2006-05-23 2011-08-23 General Electric Company Method and apparatus for actively controlling fuel flow to a mixer assembly of a gas turbine engine combustor
CN100557317C (zh) * 2007-11-29 2009-11-04 北京航空航天大学 一种航空发动机贫油预混预蒸发低污染燃烧室
CN101275750B (zh) * 2008-04-25 2010-12-08 北京航空航天大学 一种径向旋流器拐弯区直接喷射预混预蒸发低污染燃烧室

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU1836606C (ru) * 1989-01-12 1993-08-23 Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн Кольцева камера сгорани газотурбинного двигател
US5628180A (en) * 1993-05-26 1997-05-13 Simmonds Precision Engine Systems Ignition methods and apparatus for combustors
US5640841A (en) * 1995-05-08 1997-06-24 Crosby; Rulon Plasma torch ignition for low NOx combustion turbine combustor with monitoring means and plasma generation control means
RU2000132717A (ru) * 1998-05-22 2002-12-10 Прэтт Энд Уитни Кэнэдэ Корп. (Ca) Топливный инжектор для камеры сгорания газотурбинного двигателя
EP1225392A2 (en) * 2001-01-18 2002-07-24 General Electric Company Combustor mixer having plasma generating nozzle
EP1512913A1 (fr) * 2003-09-02 2005-03-09 Snecma Moteurs Système d'injection air/carburant ayant des moyens de génération de plasmas froids

Also Published As

Publication number Publication date
US20090071158A1 (en) 2009-03-19
CA2638223A1 (fr) 2009-01-30
FR2919672A1 (fr) 2009-02-06
US8015813B2 (en) 2011-09-13
JP5188307B2 (ja) 2013-04-24
EP2026007A1 (fr) 2009-02-18
RU2008131332A (ru) 2010-02-10
CA2638223C (fr) 2016-01-26
EP2026007B1 (fr) 2016-03-16
JP2009030609A (ja) 2009-02-12
FR2919672B1 (fr) 2014-02-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2470171C2 (ru) Топливный инжектор для впрыска топлива в камеру сгорания турбомашины
US6453660B1 (en) Combustor mixer having plasma generating nozzle
JP4406126B2 (ja) トラップ渦空洞を有するガスタービンエンジン燃焼器における濃−急冷−希薄（ｒｑｌ）概念のための装置と方法
JP4632392B2 (ja) 噴霧パイロットを有する多重環状燃焼チャンバスワーラ
JP4771624B2 (ja) 多重環状スワーラ
RU2287742C2 (ru) Система впрыска топливовоздушной смеси, оснащенная средствами генерирования холодных плазм
US8387393B2 (en) Flashback resistant fuel injection system
JP2003522929A (ja) ガスタービン用のバーナ中の装置
JP2010249504A (ja) デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置
JPH08240129A (ja) ガスタービンエンジン用燃焼器
JP2012251742A (ja) 燃料噴射装置
JP2002022171A (ja) 旋回安定化ミキサで燃焼器排出物を減らす方法と装置
JPS5826498B2 (ja) ガスタ−ビンエンジン用燃焼装置
JP4086767B2 (ja) 燃焼器のエミッションを低減する方法及び装置
JP2001254946A (ja) ガスタービン燃焼器
RU2439435C1 (ru) Топливовоздушный модуль фронтового устройства камеры сгорания гтд
JPH11264543A (ja) 燃焼装置のための燃料／空気混合装置
JPH06213450A (ja) 燃料噴射ノズル
KR100679596B1 (ko) 연소기,연소기구조체,및연료및공기혼합튜브
US8413446B2 (en) Fuel injector arrangement having porous premixing chamber
RU2349840C1 (ru) Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя
JP3878980B2 (ja) 燃焼装置用の燃料噴射装置
JP2013217635A (ja) 拡散燃焼器燃料ノズル
RU2770093C1 (ru) Топливовоздушный модуль фронтового устройства малоэмиссионной камеры сгорания газотурбинного двигателя
JP3346034B2 (ja) ガスタービン用燃焼装置

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner