RU2478880C2 - Камера сгорания газотурбинного двигателя со спиралеобразной циркуляцией воздуха - Google Patents
Камера сгорания газотурбинного двигателя со спиралеобразной циркуляцией воздуха Download PDFInfo
- Publication number
- RU2478880C2 RU2478880C2 RU2008124152/06A RU2008124152A RU2478880C2 RU 2478880 C2 RU2478880 C2 RU 2478880C2 RU 2008124152/06 A RU2008124152/06 A RU 2008124152/06A RU 2008124152 A RU2008124152 A RU 2008124152A RU 2478880 C2 RU2478880 C2 RU 2478880C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pilot
- combustion chamber
- wall
- turbine engine
- gas turbine
- Prior art date
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
- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
- F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
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)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Supercharger (AREA)
- Fuel-Injection Apparatus (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит внутреннюю кольцевую стенку с продольной осью (Х-Х), наружную кольцевую стенку, множество систем впрыска топлива. Наружная кольцевая стенка сцентрирована по продольной оси и охватывает внутреннюю стенку таким образом, чтобы ограничить совместное с ней кольцевое пространство, образующее жаровую трубу. Множество систем впрыска топлива содержат пилотные форсунки, чередующиеся в окружном направлении с форсунками полного газа. Камера сгорания дополнительно содержит, по меньшей мере, одно отверстие впуска воздуха, выходящее в жаровую трубу на ее переднем конце и по существу в продольном направлении. Наружная стенка содержит множество пилотных полостей, равномерно распределенных вокруг продольной оси. Каждая пилотная полость проходит в продольном направлении между двумя продольными концами наружной стенки и в радиальном направлении наружу этой стенки. Пилотные полости питаются воздухом, наружным по отношению к камере сгорания, в одном и том же по существу окружном направлении. Каждая пилотная форсунка выходит в радиальном направлении в пилотную полость. Каждая форсунка полного газа выходит в радиальном направлении между двумя смежными пилотными полостями. Изобретение направлено на повышение производительности газотурбинного двигателя, снижение веса и производственных затрат посредством создания камеры сгорания, которая питается воздухом, имеющим вращательное движение вокруг продольной оси. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 6 ил.
Description
Уровень техники
Настоящее изобретение относится к общей области камер сгорания авиационных или наземных газотурбинных двигателей.
Авиационный или наземный газотурбинный двигатель обычно имеет конструкцию, содержащую, в частности, кольцевую секцию сжатия, предназначенную для сжатия воздуха, проходящего через газотурбинный двигатель, кольцевую секцию сгорания, которая расположена на выходе секции сжатия и в которой воздух, поступающий из секции сжатия, смешивается с топливом для сгорания с ним, и кольцевую турбинную секцию, которая расположена на выходе секции сгорания и ротор которой приводится во вращение газами, поступающими из секции сгорания.
Секция сжатия представляет собой несколько ступеней подвижных колес, на каждом из которых установлены лопатки, находящиеся в кольцевом канале, через который проходит воздух в газотурбинном двигателе и сечение которого уменьшается от входа к выходу. Секция сгорания содержит камеру сгорания, выполненную в виде кольцевого канала, в котором сжатый воздух смешивается с топливом для сгорания с ним. Что касается турбинной секции, то она образована несколькими ступенями подвижных колес, каждое из которых содержит лопатки, расположенные в кольцевом канале, через который проходят газообразные продукты сгорания.
Циркуляция воздуха в этой конструкции обычно происходит следующим образом: сжатый воздух, поступающий из последней ступени секции сжатия, имеет естественное вращательное движение с наклоном порядка 35-45° по отношению к продольной оси газотурбинного двигателя, при этом наклон меняется в зависимости от режима работы газотурбинного двигателя (скорости вращения). При входе в секцию сгорания этот сжатый воздух выпрямляется по продольной оси газотурбинного двигателя (то есть наклон воздуха относительно продольной оси газотурбинного двигателя приводится к 0°) при помощи спрямляющего аппарата. Воздух в камере сгорания смешивается с топливом таким образом, чтобы обеспечить нормальное сгорание, и газы, получаемые в результате этого сгорания, продолжают общее движение вдоль продольной оси газотурбинного двигателя и доходят до турбинной секции. На уровне этой секции направляющий аппарат меняет направление газообразных продуктов сгорания на вращательное движение с наклоном, превышающим 70°, относительно продольной оси газотурбинного двигателя. Такой наклон необходим для создания угла атаки, необходимого для механической силы приведения во вращение подвижного колеса первой ступени турбинной секции.
Такое угловое распределение воздуха, проходящего через газотурбинный двигатель, характеризуется рядом недостатков. Действительно, воздух, естественным образом выходящий из последней ступени сжатия под углом, составляющим от 35° до 45°, последовательно выпрямляется (угол приводится к 0°) при входе в секцию сгорания, затем меняет направление и движется под углом более 70° при входе в турбинную секцию. Эти последовательные угловые изменения распределения воздуха в газотурбинном двигателе требуют больших внутренних аэродинамических усилий, создаваемых спрямляющим аппаратом секции сжатия и направляющим аппаратом турбинной секции, которые отрицательно сказываются на общей производительности газотурбинного двигателя.
Объект и сущность изобретения
Задачей настоящего изобретения является устранение вышеуказанных недостатков путем создания камеры сгорания газотурбинного двигателя, которая может питаться воздухом, имеющим вращательное движение относительно продольной оси газотурбинного двигателя.
В этой связи объектом изобретения является камера сгорания, содержащая:
- внутреннюю кольцевую стенку с продольной осью,
- наружную кольцевую стенку, сцентрированную по продольной оси и охватывающую внутреннюю стенку таким образом, чтобы ограничить совместно с ней кольцевое пространство, образующее жаровую трубу, и
- множество систем впрыска топлива, содержащих пилотные форсунки, чередующиеся в окружном направлении с форсунками полного газа,
отличающаяся тем, что дополнительно содержит, по меньшей мере, одно отверстие впуска воздуха, выходящее в жаровую трубу на ее переднем конце и по существу в продольном направлении;
тем, что наружная стенка содержит множество пилотных полостей, равномерно распределенных вокруг продольной оси, при этом каждая пилотная полость выполнена в продольном направлении между двумя продольными концами наружной стенки и в радиальном направлении наружу этой стенки, при этом пилотные полости питаются воздухом, наружным по отношению к камере сгорания, в одном и том же по существу окружном направлении; и
тем, что каждая пилотная форсунка выходит в радиальном направлении в пилотную полость, а каждая форсунка полного газа выходит в радиальном направлении между двумя смежными пилотными полостями.
Камера сгорания в соответствии с настоящим изобретением может питаться воздухом, имеющим движение вращения вокруг продольной оси газотурбинного двигателя. Естественный наклон воздуха на выходе секции сжатия газотурбинного двигателя может, следовательно, сохраняться при прохождении в камере сгорания. Таким образом, аэродинамическое усилие, необходимое для приведения во вращение первой ступени турбинной секции газотурбинного двигателя, существенно уменьшается. Это значительное уменьшение аэродинамических усилий приводит к повышению производительности газотурбинного двигателя. Кроме того, спрямляющий аппарат секции сжатия и направляющий аппарат турбинной секции можно упростить и даже исключить, что дает выигрыш в массе и снижение производственных затрат.
Кроме того, наличие пилотных полостей, топливо в которые подается только на режимах малого газа газотурбинного двигателя, способствует стабилизации пламени горения на всех рабочих режимах газотурбинного двигателя.
Согласно предпочтительному варианту конструкции, каждая пилотная полость закрыта на своем переднем конце и открыта на своем заднем конце.
Согласно другому предпочтительному варианту конструкции, каждая пилотная полость ограничена в окружном направлении двумя по существу радиальными перегородками, при этом одна из перегородок содержит множество отверстий нагнетания воздуха, открывающихся наружу камеры сгорания и выходящих в указанную пилотную полость. Предпочтительно другая перегородка каждой пилотной полости в поперечном разрезе имеет по существу криволинейное сечение.
Согласно еще одному предпочтительному варианту конструкции, форсунки полного газа смещены в осевом направлении назад относительно пилотных форсунок. Действительно, пламя, выходящее из пилотных форсунок, должно оставаться в жаровой трубе в течение определенного времени, которое больше времени, необходимого для пламени, выходящего из форсунок полного газа.
Камера сгорания может не содержать стенки, соединяющей в поперечном направлении передние продольные концы внутренней и наружной стенок. Отсутствие такой стенки (называемой дном камеры) позволяет максимально сохранить вращение воздуха, поступающего из секции сжатия газотурбинного двигателя.
Согласно другому предпочтительному варианту конструкции, системы впрыска топлива не содержат связанных с ними воздушных систем.
Камера сгорания может дополнительно содержать внутренний кольцевой обтекатель, установленный на внутренней стенке в ее переднем продолжении, и наружный кольцевой обтекатель, установленный на наружной стенке в ее переднем продолжении.
Также объектом изобретения является газотурбинный двигатель, содержащий камеру сгорания в том виде, как она определена в вышеприведенном описании.
Краткое описание чертежей
Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания не ограничительного примера выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг.1 - частичный вид в продольном разрезе авиационного газотурбинного двигателя, оборудованного камерой сгорания в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг.2 - вид в перспективе камеры сгорания, показанной на фиг.1.
Фиг.3 - вид спереди камеры сгорания, показанной на фиг.2.
Фиг.4 и 5 - вид в разрезе соответственно по IV и V фиг.4.
Фиг.6 - частичный вид спереди камеры сгорания согласно варианту выполнения изобретения.
Подробное описание вариантов выполнения
Газотурбинный двигатель, частично показанный на фиг.1, имеет продольную ось Х-Х. Вдоль этой оси он содержит, в частности, кольцевую секцию 100 сжатия, кольцевую секцию 200 сгорания, расположенную на выходе секции 100 сжатия в направлении воздушного потока, проходящего через газотурбинный двигатель, и кольцевую турбинную секцию 300, расположенную на выходе секции 200 сгорания. Воздух, нагнетаемый в газотурбинный двигатель, последовательно проходит, таким образом, через секцию 100 сжатия, затем через секцию 200 сгорания и, наконец, через турбинную секцию 300.
Секция 100 сжатия представляет собой несколько ступеней подвижных колес 102, каждое из которых содержит лопатки 104 (на фиг.1 показана только последняя ступень секции сжатия). Лопатки 104 этих ступеней расположены в кольцевом канале 106, через который проходит воздух в газотурбинном двигателе и сечение которого уменьшается от входа к выходу. Таким образом, по мере прохождения воздуха, нагнетаемого в газотурбинный двигатель через секцию сжатия, он все больше сжимается.
Секция 200 сгорания тоже выполнена в виде кольцевого канала, в котором сжатый воздух, поступающий из секции 100 сжатия, смешивается с топливом для сгорания с ним. Для этого секция сгорания содержит камеру 202 сгорания, внутри которой происходит горение смеси воздух/топливо (эта камера будет подробнее описана ниже).
Секция 200 сгорания содержит также картер газотурбинного двигателя, состоящий из наружного кольцевого кожуха 204, сцентрированного на продольной оси Х-Х газотурбинного двигателя и из внутреннего кольцевого кожуха 206, коаксиально закрепленного внутри наружного кожуха. Кольцевое пространство 208, образованное между этими двумя кожухами 204, 206, получает сжатый воздух, поступающий из секции 100 сжатия газотурбинного двигателя.
Турбинная секция 300 газотурбинного двигателя состоит из нескольких ступеней подвижных колес 302, каждое из которых содержит лопатки 304 (на фиг.1 показана только первая ступень турбинной секции). Лопатки 304 этих ступеней расположены в кольцевом канале 306, через который проходят газы, поступающие из секции 200 сгорания.
На входе первой ступени 302 турбинной секции 300 газы, поступающие из секции сгорания, должны иметь наклон относительно продольной оси Х-Х газотурбинного двигателя, который является достаточным для приведения во вращение различных ступеней турбинной секции.
Для этого непосредственно на выходе камеры 202 сгорания и на входе первой ступени 302 турбинной секции 300 установлен направляющий аппарат 308. Этот направляющий аппарат 308 состоит из множества неподвижных радиальных лопаток 310, наклон которых относительно продольной оси Х-Х газотурбинного двигателя позволяет придать выходящим из секции 200 сгорания газам наклон, необходимый для приведения во вращение различных ступеней турбинной секции.
В классических газотурбинных двигателях распределение воздуха, последовательно проходящего через секцию 300 сжатия, секцию 200 сгорания и турбинную секцию 300, происходит следующим образом. Сжатый воздух, выходящий из последней ступени 102 секции 100 сжатия, имеет естественное вращательное движение с наклоном порядка 35-45° относительно продольной оси Х-Х газотурбинного двигателя. За счет спрямляющего аппарата 210 секции 200 сгорания этот угол приводится к 0°. Наконец, на уровне входа турбинной секции 300 неподвижные лопатки 310 направляющего аппарата 308 этой секции меняют направление газообразных продуктов сгорания, придавая им вращательное движение с наклоном относительно продольной оси Х-Х, превышающим 70°.
Согласно изобретению, предусмотрена новая конструкция камеры 202 сгорания, которая может питаться воздухом, совершающим движение вращения вокруг продольной оси Х-Х газотурбинного двигателя. Благодаря такой конструкции, можно сохранять естественный наклон сжатого воздуха, поступающего из последней ступени секции сжатия, не выпрямляя его вдоль продольной оси Х-Х. Точно так же нет необходимости в таком большом наклоне неподвижных лопаток 310 направляющего аппарата 308 турбинной секции 300 для обеспечения угла атаки, необходимого для механической силы приведения во вращение подвижного колеса 302 первой ступени турбинной секции.
Для этого камера 202 сгорания в соответствии с настоящим изобретением содержит внутреннюю кольцевую стенку 212, сцентрированную по продольной оси Х-Х газотурбинного двигателя, и наружную кольцевую стенку 214, также сцентрированную по продольной оси Х-Х и охватывающую внутреннюю стенку, таким образом, чтобы ограничить совместно с ней кольцевое пространство 216, образующее жаровую трубу.
Камера 202 сгорания в соответствии с настоящим изобретением дополнительно содержит отверстие 218 впуска воздуха, которое выходит в жаровую трубу 216 на ее переднем конце по существу в продольном направлении. Сечение этого отверстия впуска воздуха выполнено с возможностью обеспечения работы жаровой трубы.
В частности, как показано на фиг.1, камера сгорания не содержит стенки (называемой дном камеры), соединяющей в поперечном направлении передние продольные концы внутренней и наружной стенок, и это отверстие 218 впуска воздуха образовано между передними концами внутренней 212 и наружной 214 стенок камеры сгорания.
Камера 202 сгорания в соответствии с настоящим изобретением содержит также множество систем 220 впрыска топлива, распределенных на наружной стенке 214 вокруг продольной оси Х-Х газотурбинного двигателя и выходящих в жаровую трубу 216 по существу в радиальном направлении.
Как показано на фиг.2 и 3, системы 220 впрыска топлива содержат пилотные форсунки 220а, чередующиеся в окружном направлении с форсунками 220b полного газа, при этом форсунки полного газа предпочтительно смещены в осевом направлении назад относительно пилотных форсунок.
Классически пилотные форсунки 220а обеспечивают запуск и этапы малого газа газотурбинного двигателя, а форсунки 220b полного газа начинают работать на этапах взлета, набора высоты и полета на крейсерской скорости. Как правило, пилотные форсунки питаются топливом постоянно, тогда как питание взлетных форсунок начинается только после достижения определенного режима.
Согласно предпочтительному отличительному признаку настоящего изобретения, системы 220 впрыска топлива не содержат связанных с ними воздушных систем, таких как завихрители воздуха, которые, как известно, позволяют создавать вращающийся воздушный поток внутри жаровой трубы с целью стабилизации пламени горения.
Таким образом, пилотные форсунки и форсунки полного газа камеры сгорания отличаются простой конструкцией и надежной работой, так как их функция сводится к более простой задаче, а именно к впрыску топлива. Кроме того, пилотные форсунки 220а являются форсунками того же типа, что и форсунки 220b полного газа.
Согласно изобретению, наружная стенка 214 камеры сгорания содержит множество пилотных полостей 222, равномерно распределенных вокруг продольной оси Х-Х.
Как показано на фиг.2, каждая пилотная полость 222 проходит, с одной стороны, продольно между двумя продольными (передним и задним) концами наружной стенки 214 и, с другой стороны, радиально наружу этой стенки. Иначе говоря, наружная стенка 214 выполнена профилированной с множеством полостей 222, выступающих наружу стенки.
В частности, пилотные полости 222 ограничены, каждая, в окружном направлении двумя перегородками 224, каждая из которых выступает радиально наружу относительно наружной стенки 214. Как показано на фиг.2 и 5, одна из этих перегородок содержит множество отверстий 226 нагнетания воздуха, которые позволяют нагнетать наружный воздух по отношению к камере сгорания в пилотную полость в окружном направлении.
Необходимо отметить, что окружное нагнетание воздуха происходит в одном и том же направлении вращения (по часовой стрелке в примере выполнения, показанном на фиг.2 и 3) для всех пилотных полостей 222 камеры сгорания. Кроме того, направление вращения для окружного нагнетания воздуха в пилотные полости является направлением сжатого воздуха, поступающего из секции сжатия газотурбинного двигателя.
Пилотные полости 222 питаются топливом через пилотные форсунки 220а, каждая из которых выходит в радиальном направлении в одну из этих полостей. Что касается форсунок 220b полного газа, то каждая из них выходит в радиальном направлении в жаровую трубу между двумя смежными пилотными полостями.
Предпочтительно каждая пилотная полость 222 закрыта на своем переднем конце радиальной перегородкой 228 и открыта на своем заднем конце (см., в частности, фиг.2 и 5). Таким образом, воздух, проникающий в жаровую трубу 216 через отверстие 218 впуска воздуха, не возмущает воздушный поток, входящий в пилотные полости 222 через отверстия 226 нагнетания воздуха.
Камера сгорания работает следующим образом: сжатый воздух, поступающий из секции 100 сжатия и вращающийся вокруг продольной оси Х-Х, проникает в секцию 200 сгорания. Этот воздух распределяется на два потока: «внутренний» поток и «внешний» поток. Внешний поток огибает камеру 202 сгорания и питает пилотные полости 222 после охлаждения наружной стенки 214 камеры сгорания и наружного картера 204 секции сгорания. Этот внешний воздух нагнетается в эти пилотные полости через отверстия 226 нагнетания воздуха по направлению вращения воздуха на его входе в секцию сгорания. В этих пилотных полостях воздух смешивается и сгорает с топливом, впрыскиваемым пилотными форсунками 220а. Что касается внутреннего потока, который является основным потоком, то он проникает в жаровую трубу 216 через отверстие 218 впуска воздуха, затем смешивается и сгорает с топливом, впрыскиваемым форсунками 220b полного газа. Стабилизация пламени горения достигается за счет «карбюрации» пилотных полостей.
Далее следует описание вариантов выполнения камеры сгорания в соответствии с настоящим изобретением.
В примере выполнения, показанном на фиг.2 и 3, продольная перегородка 224 каждой пилотной полости 222, не содержащая отверстий нагнетания воздуха, имеет в поперечном разрезе по существу криволинейное сечение (в отличие от другой стенки, которая по существу является плоской). Кривизна этих стенок обеспечивает сопровождение движения вращения воздуха, нагнетаемого в пилотные полости через отверстия 226 нагнетания воздуха.
В варианте выполнения, показанном на фиг.6, наоборот, две продольные перегородки 224, ограничивающие в окружном направлении каждую пилотную полость 222, являются по существу плоскими и выполнены, каждая, в радиальном направлении.
Как правило, число и геометрические размеры пилотных полостей 222 камеры сгорания могут меняться в зависимости от потребностей. Это же относится и к числу, размерам и расположению отверстий 226 нагнетания воздуха в этих полостях.
Как показано на фиг.1, камера 202 сгорания может также содержать внутренний кольцевой обтекатель 230, который установлен на внутренней стенке 212 в ее переднем продолжении, и наружный кольцевой обтекатель 232, который установлен на наружной стенке 214 в ее переднем продолжении. Наличие этих обтекателей 230, 232 позволяет регулировать расход воздуха, поступающего в камеру 202 сгорания, и воздуха, огибающего эту камеру.
Наконец, наружная стенка 214 камеры сгорания может содержать на своем заднем конце кольцевой фланец 234, выполненный радиально наружу стенки, причем этот фланец оборудован множеством отверстий 236, равномерно распределенных вокруг продольной оси Х-Х и предназначенных для подачи охлаждающего воздуха в турбинную секцию 300.
Claims (7)
1. Камера (202) сгорания газотурбинного двигателя, содержащая:
- внутреннюю кольцевую стенку (212) с продольной осью (Х-Х),
- наружную кольцевую стенку (214), сцентрированную по продольной оси и охватывающую внутреннюю стенку таким образом, чтобы ограничить совместное с ней кольцевое пространство (216), образующее жаровую трубу, и
- множество систем (220) впрыска топлива, содержащих пилотные форсунки (220а), чередующиеся в окружном направлении с форсунками (220b) полного газа,
отличающаяся тем, что дополнительно содержит, по меньшей мере, одно отверстие впуска воздуха (218), выходящее в жаровую трубу на ее переднем конце и, по существу, в продольном направлении;
тем, что наружная стенка (214) содержит множество пилотных полостей (222), равномерно распределенных вокруг продольной оси, при этом каждая пилотная полость проходит в продольном направлении между двумя продольными концами наружной стенки и в радиальном направлении наружу этой стенки, при этом пилотные полости питаются воздухом, наружным по отношению к камере сгорания, в одном и том же, по существу, окружном направлении; и
тем, что каждая пилотная форсунка (220а) выходит в радиальном направлении в пилотную полость (222), а каждая форсунка (220b) полного газа выходит в радиальном направлении между двумя смежными пилотными полостями.
- внутреннюю кольцевую стенку (212) с продольной осью (Х-Х),
- наружную кольцевую стенку (214), сцентрированную по продольной оси и охватывающую внутреннюю стенку таким образом, чтобы ограничить совместное с ней кольцевое пространство (216), образующее жаровую трубу, и
- множество систем (220) впрыска топлива, содержащих пилотные форсунки (220а), чередующиеся в окружном направлении с форсунками (220b) полного газа,
отличающаяся тем, что дополнительно содержит, по меньшей мере, одно отверстие впуска воздуха (218), выходящее в жаровую трубу на ее переднем конце и, по существу, в продольном направлении;
тем, что наружная стенка (214) содержит множество пилотных полостей (222), равномерно распределенных вокруг продольной оси, при этом каждая пилотная полость проходит в продольном направлении между двумя продольными концами наружной стенки и в радиальном направлении наружу этой стенки, при этом пилотные полости питаются воздухом, наружным по отношению к камере сгорания, в одном и том же, по существу, окружном направлении; и
тем, что каждая пилотная форсунка (220а) выходит в радиальном направлении в пилотную полость (222), а каждая форсунка (220b) полного газа выходит в радиальном направлении между двумя смежными пилотными полостями.
2. Камера сгорания по п.1, в которой каждая пилотная полость (222) закрыта на своем переднем конце и открыта на своем заднем конце.
3. Камера сгорания по одному из пп.1 и 2, в которой каждая пилотная полость (222) ограничена в окружном направлении двумя, по существу, радиальными перегородками (224), при этом одна из этих перегородок содержит множество отверстий (226) нагнетания воздуха, открывающихся наружу камеры сгорания и выходящих в указанную пилотную полость.
4. Камера сгорания по п.3, в которой другая перегородка каждой пилотной полости (222) в поперечном разрезе имеет, по существу, криволинейное сечение.
5. Камера сгорания по п.1, в которой форсунки (220b) полного газа смещены в осевом направлении назад относительно пилотных форсунок (220а).
6. Камера сгорания по п.1, которая дополнительно содержит внутренний кольцевой обтекатель (230), установленный на внутренней стенке (212) в ее переднем продолжении, и наружный кольцевой обтекатель (232), установленный на наружной стенке (214) в ее переднем продолжении.
7. Газотурбинный двигатель, отличающийся тем, что содержит камеру (202) сгорания по любому из пп.1-6.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0755761 | 2007-06-14 | ||
| FR0755761A FR2917487B1 (fr) | 2007-06-14 | 2007-06-14 | Chambre de combustion de turbomachine a circulation helicoidale de l'air |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2008124152A RU2008124152A (ru) | 2009-12-20 |
| RU2478880C2 true RU2478880C2 (ru) | 2013-04-10 |
Family
ID=39004879
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008124152/06A RU2478880C2 (ru) | 2007-06-14 | 2008-06-11 | Камера сгорания газотурбинного двигателя со спиралеобразной циркуляцией воздуха |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7673456B2 (ru) |
| EP (1) | EP2003399B1 (ru) |
| JP (1) | JP5084626B2 (ru) |
| CN (1) | CN101324344B (ru) |
| CA (1) | CA2634615C (ru) |
| FR (1) | FR2917487B1 (ru) |
| IL (1) | IL192052A (ru) |
| RU (1) | RU2478880C2 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU182644U1 (ru) * | 2018-03-28 | 2018-08-24 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Кольцевая камера сгорания малоразмерного газотурбинного двигателя |
Families Citing this family (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103930723A (zh) * | 2011-08-22 | 2014-07-16 | 马吉德·托甘 | 在燃气涡轮机上使用的、具有预混合的燃料和空气的切向环形燃烧器 |
| CN103470376A (zh) * | 2013-09-23 | 2013-12-25 | 蔡肃民 | 红外线发生器 |
| US11378277B2 (en) * | 2018-04-06 | 2022-07-05 | General Electric Company | Gas turbine engine and combustor having air inlets and pilot burner |
| FR3081494B1 (fr) | 2018-05-28 | 2020-12-25 | Safran Aircraft Engines | Module de combustion de turbomachine a gaz avec butee de fond de chambre |
| US11181269B2 (en) * | 2018-11-15 | 2021-11-23 | General Electric Company | Involute trapped vortex combustor assembly |
| CN112577069B (zh) * | 2020-12-17 | 2022-03-29 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种适用于小头部倾斜角下的斜流燃烧室侧壁面结构 |
| CN113154456B (zh) * | 2021-04-15 | 2022-06-21 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 回流燃烧室机匣头部结构及其制造方法和发动机燃烧室 |
| CN113739207B (zh) * | 2021-09-22 | 2022-04-29 | 西北工业大学 | 一种采用气动内柱的旋转爆震燃烧室 |
| CN113803744B (zh) * | 2021-09-27 | 2023-03-10 | 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 | 燃烧室入料装置及入料系统 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2695460A1 (fr) * | 1992-09-09 | 1994-03-11 | Snecma | Chambre de combustion de turbomachine à plusieurs injecteurs. |
| US5791148A (en) * | 1995-06-07 | 1998-08-11 | General Electric Company | Liner of a gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity |
| EP1167881A1 (en) * | 2000-06-28 | 2002-01-02 | General Electric Company | Methods and apparatus for decreasing combustor emissions with swirl stabilized mixer |
| US6350223B1 (en) * | 2000-01-11 | 2002-02-26 | William P. Niedermeyer | Rolls to fold, cut, or advance segments in folding apparatus |
| RU2215241C2 (ru) * | 2002-01-23 | 2003-10-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Камера сгорания газотурбинного двигателя |
| RU2219439C1 (ru) * | 2002-09-03 | 2003-12-20 | Андреев Анатолий Васильевич | Камера сгорания |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5025622A (en) * | 1988-08-26 | 1991-06-25 | Sol-3- Resources, Inc. | Annular vortex combustor |
| CA2076102C (en) * | 1991-09-23 | 2001-12-18 | Stephen John Howell | Aero-slinger combustor |
| DE19549143A1 (de) * | 1995-12-29 | 1997-07-03 | Abb Research Ltd | Gasturbinenringbrennkammer |
| JPH09222228A (ja) * | 1996-02-16 | 1997-08-26 | Toshiba Corp | ガスタービン燃焼器 |
| JP3673009B2 (ja) * | 1996-03-28 | 2005-07-20 | 株式会社東芝 | ガスタービン燃焼器 |
| US6530223B1 (en) * | 1998-10-09 | 2003-03-11 | General Electric Company | Multi-stage radial axial gas turbine engine combustor |
| US6298667B1 (en) * | 2000-06-22 | 2001-10-09 | General Electric Company | Modular combustor dome |
| US7506511B2 (en) * | 2003-12-23 | 2009-03-24 | Honeywell International Inc. | Reduced exhaust emissions gas turbine engine combustor |
| JP4670035B2 (ja) * | 2004-06-25 | 2011-04-13 | 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 | ガスタービン燃焼器 |
| FR2920523B1 (fr) * | 2007-09-05 | 2009-12-18 | Snecma | Chambre de combustion de turbomachine a circulation helicoidale de l'air. |
-
2007
- 2007-06-14 FR FR0755761A patent/FR2917487B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-06-11 RU RU2008124152/06A patent/RU2478880C2/ru active
- 2008-06-11 EP EP08158059.9A patent/EP2003399B1/fr active Active
- 2008-06-11 CA CA2634615A patent/CA2634615C/fr active Active
- 2008-06-11 IL IL192052A patent/IL192052A/en active IP Right Grant
- 2008-06-12 JP JP2008153791A patent/JP5084626B2/ja active Active
- 2008-06-12 US US12/137,863 patent/US7673456B2/en active Active
- 2008-06-16 CN CN2008101252146A patent/CN101324344B/zh active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2695460A1 (fr) * | 1992-09-09 | 1994-03-11 | Snecma | Chambre de combustion de turbomachine à plusieurs injecteurs. |
| US5791148A (en) * | 1995-06-07 | 1998-08-11 | General Electric Company | Liner of a gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity |
| US6350223B1 (en) * | 2000-01-11 | 2002-02-26 | William P. Niedermeyer | Rolls to fold, cut, or advance segments in folding apparatus |
| EP1167881A1 (en) * | 2000-06-28 | 2002-01-02 | General Electric Company | Methods and apparatus for decreasing combustor emissions with swirl stabilized mixer |
| RU2215241C2 (ru) * | 2002-01-23 | 2003-10-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Камера сгорания газотурбинного двигателя |
| RU2219439C1 (ru) * | 2002-09-03 | 2003-12-20 | Андреев Анатолий Васильевич | Камера сгорания |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU182644U1 (ru) * | 2018-03-28 | 2018-08-24 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Кольцевая камера сгорания малоразмерного газотурбинного двигателя |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2634615C (fr) | 2014-08-05 |
| CA2634615A1 (fr) | 2008-12-14 |
| JP5084626B2 (ja) | 2012-11-28 |
| JP2008309466A (ja) | 2008-12-25 |
| IL192052A (en) | 2011-07-31 |
| CN101324344B (zh) | 2011-08-17 |
| US20080307792A1 (en) | 2008-12-18 |
| CN101324344A (zh) | 2008-12-17 |
| IL192052A0 (en) | 2009-02-11 |
| EP2003399A2 (fr) | 2008-12-17 |
| FR2917487B1 (fr) | 2009-10-02 |
| EP2003399A3 (fr) | 2013-07-31 |
| EP2003399B1 (fr) | 2014-04-30 |
| US7673456B2 (en) | 2010-03-09 |
| RU2008124152A (ru) | 2009-12-20 |
| FR2917487A1 (fr) | 2008-12-19 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2478880C2 (ru) | Камера сгорания газотурбинного двигателя со спиралеобразной циркуляцией воздуха | |
| RU2484377C2 (ru) | Камера сгорания турбомашины со спиральной циркуляцией воздуха | |
| US10794395B2 (en) | Pipe diffuser of centrifugal compressor | |
| US9541092B2 (en) | Tip turbine engine with reverse core airflow | |
| US7549294B2 (en) | Turbomachine with angular air delivery | |
| RU2435057C2 (ru) | Турбовентиляторный газотурбинный двигатель с регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (варианты) | |
| RU2379525C2 (ru) | Сборка трубы для использования в газотурбинном двигателе, обводная труба и газотурбинный двигатель | |
| KR20140099200A (ko) | 축류 터빈 및 이를 포함하는 터보 과급기 | |
| US4993220A (en) | Axial flow gas turbine engine combustor | |
| US7921635B2 (en) | Peripheral combustor for tip turbine engine | |
| RU2660729C2 (ru) | Камера сгорания для турбинного двигателя с равномерным забором воздуха через систему впрыска топлива | |
| US8024931B2 (en) | Combustor for turbine engine | |
| US5317865A (en) | Gas generating apparatus | |
| WO2007102807A1 (en) | Angled flow annular combustor for turbine engine | |
| US20170023252A1 (en) | Thrust increasing device | |
| US11313326B2 (en) | Jet engine having fan blades with air and exhaust gas flow channels | |
| US5022228A (en) | Over the shaft fuel pumping system | |
| RU2362033C2 (ru) | Пульсирующий газотурбинный эжекторный двигатель (варианты) | |
| US11867400B1 (en) | Combustor with fuel plenum with mixing passages having baffles | |
| RU2006107079A (ru) | Пульсирующий газотурбинный двигатель | |
| US5048298A (en) | Low cost fuel system for a gas turbine engine | |
| RU2840U1 (ru) | Роторно-реактивный двигатель | |
| JP2003035160A (ja) | 内燃機関 | |
| JP2020051307A (ja) | 軸流圧縮機 | |
| RU2003112534A (ru) | Пульсирующий газотурбинный двигатель |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |