RU2511778C2 - Стенка камеры сгорания турбомашины с единым кольцевым рядом отверстий для входа первичного и смесительного воздуха - Google Patents

Стенка камеры сгорания турбомашины с единым кольцевым рядом отверстий для входа первичного и смесительного воздуха Download PDF

Info

Publication number
RU2511778C2
RU2511778C2 RU2011134663/06A RU2011134663A RU2511778C2 RU 2511778 C2 RU2511778 C2 RU 2511778C2 RU 2011134663/06 A RU2011134663/06 A RU 2011134663/06A RU 2011134663 A RU2011134663 A RU 2011134663A RU 2511778 C2 RU2511778 C2 RU 2511778C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
chamber
holes
wall
air
openings
Prior art date
Application number
RU2011134663/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2011134663A (ru
Inventor
Себастьен Ален Кристоф БУРГУА
Патрис Андре КОММАРЕ
Тьерри Андре Эмманюэль КОРТ
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 RU2011134663A publication Critical patent/RU2011134663A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2511778C2 publication Critical patent/RU2511778C2/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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • 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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • 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
    • 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
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)

Abstract

Кольцевая камера (10) сгорания турбомашины, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, содержит коаксиальные стенки (14, 16) в виде тел вращения, расположенные одна в другой, с отверстиями (66) для входа первичного воздуха и отверстиями (66) для входа смесительного воздуха в камеру. Отверстия для входа первичного воздуха и отверстия для входа смесительного воздуха каждой стенки, по существу, выровнены одни с другими вокруг продольной оси (34) камеры и образуют единый кольцевой ряд отверстий (66). Камера содержит стенку днища (18) камеры, соединяющую входные края ее стенок (14, 16) в виде тел вращения и содержащую отверстия (30), в которых установлены системы (36) впрыска топлива и дефлекторы (70). Расстояние (L) между кольцевым рядом отверстий (66) и дефлектором, измеренное вдоль оси (38) отверстия, по существу, равно половине высоты (Н) первичной зоны сгорания в камере. Изобретение позволяет уменьшить выбросы окиси азота из камеры сгорания турбомашины простым, эффективным и экономичным образом. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Настоящее изобретение касается кольцевой камеры сгорания турбомашины, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель.
Такая камера сгорания содержит две коаксиальные стенки в виде тел вращения, расположенные друг в друге и входные концы которых соединены кольцевой стенкой днища камеры, содержащей отверстия, в которых установлены системы впрыска топлива.
Внутренняя и внешняя стенки камеры содержат отверстия для входа первичного воздуха и отверстия для входа смесительного воздуха. В известном уровне техники каждая стенка камеры содержит кольцевой ряд отверстий для входа первичного воздуха и кольцевой ряд отверстий для входа смесительного воздуха, при этом ряд отверстий для входа первичного воздуха расположен выше по потоку, чем ряд отверстий для входа смесительного воздуха. Воздух, поступающий через отверстия для входа первичного воздуха, предназначен для предотвращения образования зон рециркуляции в камере и питания воздухом камеры для обеспечения стехиометрического сгорания топлива, а воздух, который входит в отверстия для входа смесительного воздуха камеры, позволяет контролировать состояние температуры в камере, уменьшая температуру горючих газов до температуры, приемлемой для турбины турбомашины, установленной на выходе камеры.
Окислы азота (NOx) производятся в зоне стехиометрического горения и в соседних зонах, где насыщенность смеси воздух-топливо составляет от 0,7 до 1,3, и выбрасываются в атмосферу. Окислы азота производятся, в основном, в промежуточном объеме камеры, расположенном между рядом отверстий для входа первичного воздуха и рядом отверстий для входа смесительного воздуха.
Для уменьшения выброса загрязняющих компонентов была уже предложена камера сгорания типа RQL (Rich Quench Lean), содержащая первичную камеру сгорания, где насыщенность превышает стехиометрию, за которой следует зона захвата, содержащая отверстия впрыска первичного воздуха для осуществления быстрого смешения. Во всяком случае это решение способствует образованию копоти в первичной зоне и создает проблемы тепловой устойчивости зоны захвата.
Другое известное решение состоит в осуществлении ступенчатого сгорания в камере с двойной головкой, содержащей две серии систем впрыска и две зоны сгорания, оптимизированные для низких режимов и для повышенных режимов соответственно. Недостатком этого решения является его повышенные масса, стоимость и сложность регулирования камеры.
Другая известная техника состоит в использовании многоточечной камеры, в которую весь первичный воздух вводится через днище камеры через систему впрыска для образования обедненной смеси при повышенных режимах и локально обогащенных зон при замедлении (см., например, документ US 2004-025508 Заявителя и документ ЕР 1235032). Эта техника позволяет уменьшить образование окислов азота, но остается сложной и дорогостоящей.
Предложено также уменьшать упомянутый промежуточный объем камеры сгорания путем смещения к входу ряда отверстий для входа смесительного воздуха, то есть уменьшать расстояние между рядами отверстий для первичного воздуха и смесительного воздуха. Однако такое решение не позволяет значительно уменьшить выбросы окислов азота.
Целью изобретения является уменьшение выбросов окислов азота из камеры сгорания турбомашины простым, эффективным и экономичным образом.
Для достижении этой цели в изобретении предлагается кольцевая камера сгорания турбомашины, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, содержащая коаксиальные стенки в виде тел вращения, расположенные одна в другой и содержащие отверстия для входа первичного воздуха и отверстия для входа смесительного воздуха в камеру, отличающаяся тем, что отверстия для входа первичного воздуха и отверстия для входа смесительного воздуха каждой камеры расположены на одной линии одни с другими и образуют единый ряд кольцевых отверстий.
Каждая стенка камеры сгорания по изобретению содержит, таким образом, один ряд отверстий для входа первичного воздуха и смесительного воздуха против двух рядов в известном уровне техники. Изобретение позволяет, таким образом, устранить (а не уменьшить, как в известном уровне техники) промежуточный объем камеры и, таким образом, значительно уменьшить выбросы окислов азота из камеры. Оно, кроме того, позволяет уменьшить стоимость изготовления стенок камеры благодаря отсутствию выполнения кольцевого ряда отверстий.
Отверстия каждой стенки камеры служат одновременно для входа в камеру первичного воздуха и смесительного воздуха. Только часть расхода первичного воздуха, проходящая через отверстия для входа первичного воздуха в известном уровне техники, предназначена для прохода в камеру через отверстия для первичного и смесительного воздуха. Другая часть расхода первичного воздуха предназначена для питания систем впрыска топлива, установленных в стенке днища камеры сгорания. Часть расхода первичного воздуха проходит через отверстия по изобретению, предназначена только для того, чтобы помешать образованию зон рециркуляции в камере и составляет примерно 25% от общего расхода первичного воздуха. Часть первичного воздуха, проходящая через системы впрыска камеры, обеспечивает питание камеры воздухом и составляет примерно 75% общего расхода первичного воздуха. Изобретение позволяет, таким образом, разграничить две упомянутые функции, которые в известном уровне техники осуществлялись единственными отверстиями для входа первичного воздуха в камеру.
Отверстия каждой стенки камеры расположены на одной кривой, центрированной на продольной оси камеры. В варианте осуществления отверстия расположены, по существу, по кольцевой линии. Отверстия, таким образом, расположены в поперечной плоскости, причем эта плоскость может быть перпендикулярной к оси камеры.
Как вариант, по меньшей мере, некоторые из отверстий каждой стенки камеры могут быть расположены по линии, образованной дугами окружности или волнами.
Стенки камеры могут, кроме того, содержать множество перфораций для прохода охлаждающего воздуха.
Отверстия для входа первичного и смесительного воздуха каждой стенки, предпочтительно, равномерно распределены вокруг продольной оси камеры.
Форма и/или размеры отверстий каждой стенки могут быть, по существу, идентичными или же различными в зависимости, в частности, от положения отверстий относительно систем впрыска топлива, установленных на входе в камеру.
Предпочтительно, количество отверстий для входа первичного и смесительного воздуха в каждой стенке камеры равно k раз числа систем впрыска, где k равно 2, 3 или 4.
Отверстия для входа первичного и смесительного воздуха, предпочтительно, имеют диаметр, составляющий от 5 до 20 мм и, предпочтительно, от 10 до 15 мм.
Камера сгорания содержит стенку днища камеры, соединяющую входные края ее стенок в виде тел вращения и содержащую отверстия, в которых установлены системы впрыска топлива и дефлекторы. Расстояние между кольцевым рядом отверстий каждой стенки и этим дефлектором, измеренное вдоль оси отверстия, предпочтительно, по существу, равно половине высоты первичной зоны сгорания в камере для обеспечения того, чтобы расход первичного воздуха и расход смесительного воздуха поступал в камеру через упомянутые отверстия.
Упомянутые системы впрыска топлива могут содержать средства питания воздухом камеры частью расхода первичного воздуха, предназначенной для поступления в камеру, при этом другая часть расхода первичного воздуха предназначена для прохода через отверстия в каждой стенке камеры, как это было ранее описано.
Изобретение касается также турбомашины, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, отличающейся тем, что она содержит описанную выше камеру сгорания.
В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:
- фиг. 1 схематично изображает вид в аксиальном разрезе камеры сгорания турбомашины из известного уровня техники;
- фиг. 2 схематично изображает частичный вид в изометрии стенок камеры по фиг. 1;
- фиг. 3 схематично изображает вид в аксиальном разрезе камеры сгорания турбомашины по изобретению;
- фиг. 4 схематично изображает частичный вид в перспективе стенок камеры по фиг. 3;
- фиг. 5 схематично изображает вид кольцевой стенки камеры по изобретению, вид в радиальном направлении;
- фиг. 6 и 7 изображают виды, соответствующие фиг. 5 и представляющие вариант осуществления стенки камеры по изобретению.
Обратимся вначале к фиг. 1, которая изображает кольцевую камеру 10 сгорания турбомашины, которая установлена на выходе диффузора 12, который сам расположен на выходе компрессора, не изображенного на чертеже, и которая содержит внутренние 14 и внешние 16 стенки в виде тел вращения, соединенные на входе кольцевой стенкой 18 днища камеры. Стенки 14, 16 камеры на выходе скреплены кольцевыми внутренним 20 и внешним 22 фланцами соответственно на внутренней стенке 24 диффузора в форме усеченного конуса и на конце внешнего кожуха 26 камеры, при этом входной конец этого кожуха 26 соединен с внешней стенкой 28 диффузора в форме усеченного конуса.
Стенка 18 днища камеры содержит отверстия 30 (фиг. 1 и 2), через которые проходит воздух из диффузора 12 и топливо, поступающее из инжекторов 32, закрепленных на внешнем кожухе 26 и равномерно распределенных по окружности вокруг продольной оси 34 камеры. Каждый инжектор 32 содержит головку 36 впрыска топлива, установленную в отверстии 30 кольцевой стенки 18 на одной линии с осью 38 этого отверстия 30.
Часть расхода воздуха, подаваемая компрессором и выходящая из диффузора 12 (стрелки 40), проходит через отверстия 30 и питает камеру 10 сгорания (стрелки 42), при этом другая часть расхода воздуха питает внутренние 44 и внешние 46 кольцевые каналы, окружающие камеру 10 сгорания (стрелки 48).
Внутренний канал 44 образован между внутренней стенкой 24 диффузора 12 и внутренней стенкой 14 камеры, и воздух, который поступает в этот канал, разделяется на расход 50, который поступает в камеру 10 через два ряда отверстий 52, 54 внутренней стенки 14, и на расход 57, который поступает через отверстия 58 во внутреннем фланце 20 камеры для обеспечения охлаждения не изображенных на чертеже компонентов, расположенных на выходе этой камеры.
Внешний канал 46 образован между внешним кожухом 26 и внешней стенкой 16 камеры, и воздух, который проходит в этом канале, разделяется на расход 60, который поступает в камеру 10 через два ряда отверстий 52, 54 внешней стенки 16, и на расход 62, который поступает через отверстия 64 наружного фланца 22 для охлаждения компонентов на выходе.
Два ряда отверстий 52, 54 каждой стенки 14, 16 камеры являются кольцевыми и отстоят аксиально один от другого, как это хорошо видно на фиг. 1 и 2. Отверстия 52 входного кольцевого ряда являются отверстиями для входа первичного воздуха и подают в камеру расход воздуха, обеспечивающий стехиометрическое сгорание топлива внутри камеры. Отверстия 54 выходного кольцевого ряда являются отверстиями для входа смесительного воздуха для охлаждения горючих газов до температуры, приемлемой для турбины турбомашины, установленной на выходе камеры и не изображенной на чертежах.
Кроме того, стенки 14, 16 камеры содержат множество перфораций (не изображены на фиг. 1 и схематично представленные позицией 56 на фиг. 2), служащих для прохода воздуха охлаждения этих стенок.
Расход воздуха, проходящий через отверстия 52, и расход воздуха 42, проходящий через систему впрыска, составляют каждый от 15 до 20% расхода 40 воздуха, подаваемого диффузором.
Расход воздуха, проходящий через отверстия 54 для смесительного воздуха, составляет, примерно, от 20 до 30%, и расход воздуха, проходящий через множество перфораций 56 и через отверстия для охлаждения днища камеры 18, составляет, примерно, от 30 до 40% общего расхода 40.
Изобретение позволяет значительно уменьшить выбросы окислов азота из кольцевой камеры сгорания путем исключения промежуточного объема V между двумя кольцевыми рядами отверстий для первичного воздуха и смесительного воздуха. Для этого выходной ряд отверстий смесительного воздуха совмещен с входным рядом отверстий для первичного воздуха для формирования единого ряда, отверстия которого служат одновременно для входа первичного воздуха и смесительного воздуха.
В примере осуществления изобретения, изображенного на фиг. 3 и 4, каждая стенка 14, 16 камеры содержит единый кольцевой ряд отверстий для входа первичного воздуха и смесительного воздуха, причем эти отверстия обозначены единой позицией 66, так как каждое из них выполняет двойную функцию питания камеры первичным воздухом и смесительным воздухом.
Стенки 14, 16 камеры содержат, кроме того, множество перфораций 56 для прохода воздуха для охлаждения этих стенок.
Расход воздуха, проходящего через отверстия 66, составляет примерно от 25 до 50%, предпочтительно от 30 до 35%, например, 32%, расхода воздуха 40, поступающего из диффузора. Этот расход воздуха включает в себя расход смесительного воздуха (примерно от 20 до 30%) и расход первичного воздуха (примерно от 2 до 12%). Расход воздуха 42 составляет от 30 до 40%, например, 38% (этот расход составляет, примерно, от 13 до 23% первичного воздуха) расхода 40, а расход воздуха охлаждения днища камеры, и воздуха, проходящего через множество перфораций 56, составляет примерно 30% от общего расхода.
Расход воздуха (25-50%), проходящий через отверстия 66, превышает, таким образом, расход воздуха (15-25%), проходящего через отверстия 52 первичного воздуха камеры из известного уровня техники, а расход воздуха 42, проходящего через систему впрыска (30-40%), в данном случае также превышает расход воздуха 42 (15-25%) из известного уровня техники. Повышение расхода воздуха, проходящего через систему впрыска топлива, способствует уменьшению выбросов окислов азота, а повышение расхода воздуха, проходящего через отверстия 66, позволяет лучше управлять уровнем температуры турбины на выходе камеры сгорания.
Кроме того, часть расхода первичного воздуха (примерно 1/4 общего расхода первичного воздуха) проходит через отверстия 66 и предназначается для устранения зон рециркуляции в камере, а остаток расхода первичного воздуха (составляющий, таким образом, 3/4 общего расхода первичного воздуха) проходит через системы впрыска топлива для питания воздухом камеры.
Осевое положение ряда отверстий 66 предпочтительно находится между осевыми положениями рядов отверстий 52, 54 из известного уровня техники. Это позволяет компенсировать уменьшение области обратного зажигания в камере, вызванное увеличением расхода воздуха, участвующего в горении в первичной зоне камеры.
В примере осуществления изобретения осевое положение отверстий 66 на каждой стенке таково, что осевое расстояние L между осями 66 и дефлекторами 70, установленными в отверстиях 30 стенки 18 днища камеры (измеренное вдоль оси 38 отверстия 30), по существу равно половине высоты Н первичной зоны горения (фиг. 3), то есть расстоянию между внутренней 14 и внешней 16 стенками камеры (измеренными в плоскости, перпендикулярной оси 38).
Отверстия 66 могут иметь идентичные или различные форму и/или размеры. Они могут иметь любую форму: кольцевую, вытянутую и т.д. Их диаметр составляет от 5 до 20 мм и, предпочтительно, от 10 до 15 мм. В частном примере осуществления изобретения отверстия 66 внешней стенки имеют диаметр 14,5 мм, а отверстия внешней стенки имеют диаметр, примерно, 12 мм.
Количество отверстий 66 в каждой стенке 14, 16 может быть определено в зависимости от количества инжекторов 32, которыми оборудована турбомашина. Количество отверстий каждой стенки 14, 16 равно, например, k раз количества инжекторов, где k равно 2, 3 или 4.
Обратимся теперь к фиг. 5-7, которые изображают варианты осуществления стенок 14, 16 камеры по изобретению.
Стенки 14, 16 на фиг. 5 подобны стенкам из примера осуществления по фиг. 3 и 4 и содержат кольцевой ряд отверстий 66, которые равномерно распределены по окружности с центром на продольной оси 34 камеры.
Отверстия 66 размещены в одной плоскости, по существу, перпендикулярной оси 34, и на одной, по существу, кольцевой линии относительно друг друга. Если смотреть на стенку 14, 16 в радиальном направлении (снаружи в случае внешней стенки 16), эта линия является, по существу, прямой и перпендикулярной оси 34 камеры.
В варианте осуществления по фиг. 6 отверстия 66 размещены по кривой линии, которая образует дугу окружности на стенке, если смотреть на нее в радиальном направлении. Отверстия 66, изображенные сплошной линией, расположены на кривой, вогнутость которой обращена к выходу, а отверстия, изображенные пунктирной линией, расположены на кривой, вогнутость которой обращена к входу. Линия, на которой размещены отверстия 66, может образовывать волны на стенке по всей окружности последней.
Отверстия 66 могут быть, например, расположены таким образом, что наиболее ближние к входу (или наиболее ближние к выходу) отверстия выровнены в осевом направлении с инжекторами 32.
Отверстия 66 по варианту на фиг. 7 отличаются от отверстий по фиг. 5 тем, что их диаметр изменяется в зависимости от их положения относительно инжекторов 32. Отверстия 66, размещенные вблизи инжекторов, в представленном примере имеют диаметр, больший диаметра других отверстий.

Claims (12)

1. Кольцевая камера (10) сгорания турбомашины, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, содержащая коаксиальные стенки (14, 16) в виде тел вращения, расположенные одна в другой, с отверстиями (66) для входа первичного воздуха и отверстиями (66) для входа смесительного воздуха в камеру, отличающаяся тем, что отверстия для входа первичного воздуха и отверстия для входа смесительного воздуха каждой стенки, по существу, выровнены одни с другими вокруг продольной оси (34) камеры и образуют единый кольцевой ряд отверстий (66), причем камера содержит стенку днища (18) камеры, соединяющую входные края ее стенок (14, 16) в виде тел вращения и содержащую отверстия (30), в которых установлены системы (36) впрыска топлива и дефлекторы (70), при этом расстояние (L) между кольцевым рядом отверстий (66) и дефлектором, измеренное вдоль оси (38) отверстия, по существу, равно половине высоты (Н) первичной зоны сгорания в камере.
2. Камера по п.1, отличающаяся тем, что кольцевой ряд отверстий (66) каждой стенки (14, 16) расположен, по существу, по окружности.
3. Камера по п.1, отличающаяся тем, что кольцевой ряд отверстий (66) каждой стенки (14, 16) образован дугами окружности или волнами.
4. Камера по п.1, отличающаяся тем, что стенки (14, 16) камеры содержат, кроме того, множество перфораций (56) для прохода охлаждающего воздуха.
5. Камера по п.1, отличающаяся тем, что форма и/или размеры отверстий (66) каждой стенки (14, 16) являются, по существу, идентичными.
6. Камера по п.1, отличающаяся тем, что форма и/или размеры отверстий (66) каждой стенки (14, 16) отличаются друг от друга, в частности, в зависимости от положения этих отверстий относительно систем (32) впрыска топлива, расположенных на входе в камеру.
7. Камера по п.1, отличающаяся тем, что отверстия (66) имеют диаметр, составляющий от 5 до 20 мм и, предпочтительно, от 10 до 15 мм.
8. Камера по п.1, отличающаяся тем, что количество отверстий (66) каждой стенки (14, 16) равно k раз числа систем (32) впрыска топлива, установленных на входе в камеру, где k равно 2, 3 или 4.
9. Камера по п.1, отличающаяся тем, что системы (36) впрыска содержат средства питания воздухом камеры частью расхода первичного воздуха, предназначенного для прохода в камеру, при этом другая часть расхода первичного воздуха предназначена для прохода через отверстия (66) каждой стенки камеры.
10. Камера по п.1, отличающаяся тем, что она расположена на выходе диффузора (12), через который поступает расход воздуха (40), проходящий через отверстия (66), включающий в себя расход первичного воздуха и расход смесительного воздуха, причем отверстия (66) выбраны таковыми, что расход воздуха, проходящего через них, составляет от 25 до 50% от расхода воздуха (40), поступающего с диффузора (12).
11. Камера по п.10, отличающаяся тем, что отверстия (30), предусмотренные в стенке днища камеры, выбраны таковыми, что расход проходящего через них воздуха (42) составляет от 30 до 40% расхода воздуха (40), поступающего с диффузора.
12. Турбомашина, такая как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, отличающаяся тем, что она содержит камеру сгорания (10) по п.1.
RU2011134663/06A 2009-01-19 2009-10-01 Стенка камеры сгорания турбомашины с единым кольцевым рядом отверстий для входа первичного и смесительного воздуха RU2511778C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0900221A FR2941287B1 (fr) 2009-01-19 2009-01-19 Paroi de chambre de combustion de turbomachine a une seule rangee annulaire d'orifices d'entree d'air primaire et de dilution
FR09/00221 2009-01-19
PCT/FR2009/001176 WO2010081941A1 (fr) 2009-01-19 2009-10-01 Paroi de chambre de combustion de turbomachine à une seule rangée annulaire d'orifices d'entrée d'air primaire et de dilution

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011134663A RU2011134663A (ru) 2013-02-27
RU2511778C2 true RU2511778C2 (ru) 2014-04-10

Family

ID=40668083

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011134663/06A RU2511778C2 (ru) 2009-01-19 2009-10-01 Стенка камеры сгорания турбомашины с единым кольцевым рядом отверстий для входа первичного и смесительного воздуха

Country Status (9)

Country Link
US (1) US20110271678A1 (ru)
EP (1) EP2379945B1 (ru)
JP (1) JP2012515319A (ru)
CN (1) CN102282423B (ru)
BR (1) BRPI0924210A2 (ru)
CA (1) CA2749632A1 (ru)
FR (1) FR2941287B1 (ru)
RU (1) RU2511778C2 (ru)
WO (1) WO2010081941A1 (ru)

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2943403B1 (fr) 2009-03-17 2014-11-14 Snecma Chambre de combustion de turbomachine comprenant des moyens ameliores d'alimentation en air
US8910481B2 (en) * 2009-05-15 2014-12-16 United Technologies Corporation Advanced quench pattern combustor
FR2950415B1 (fr) * 2009-09-21 2011-10-14 Snecma Chambre de combustion de turbomachine aeronautique avec trous de combustion decales ou de debits differents
FR2958013B1 (fr) 2010-03-26 2014-06-20 Snecma Chambre de combustion de turbomachine a compresseur centrifuge sans deflecteur
US8893382B2 (en) * 2011-09-30 2014-11-25 General Electric Company Combustion system and method of assembling the same
EP2644995A1 (en) * 2012-03-27 2013-10-02 Siemens Aktiengesellschaft An improved hole arrangement of liners of a combustion chamber of a gas turbine engine with low combustion dynamics and emissions
JP6028578B2 (ja) * 2013-01-15 2016-11-16 株式会社Ihi 燃焼器
EP2969740B1 (en) 2013-03-15 2020-05-06 President and Fellows of Harvard College Void structures with repeating elongated-aperture pattern
WO2014149081A1 (en) 2013-03-15 2014-09-25 Rolls-Royce Corporation Counter swirl doublet combustor
US10670267B2 (en) * 2015-08-14 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Combustor hole arrangement for gas turbine engine
FR3042023B1 (fr) 2015-10-06 2020-06-05 Safran Helicopter Engines Chambre de combustion annulaire pour turbomachine
US10816202B2 (en) 2017-11-28 2020-10-27 General Electric Company Combustor liner for a gas turbine engine and an associated method thereof
FR3078384B1 (fr) * 2018-02-28 2021-05-28 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion a fond de chambre double
US11255543B2 (en) 2018-08-07 2022-02-22 General Electric Company Dilution structure for gas turbine engine combustor
FR3094965B1 (fr) * 2019-04-15 2022-01-07 Crossject Procédé optimisé de remplissage d’une charge pyrotechnique et système mettant en œuvre un tel procédé
GB202019219D0 (en) * 2020-12-07 2021-01-20 Rolls Royce Plc Lean burn combustor
GB202019222D0 (en) 2020-12-07 2021-01-20 Rolls Royce Plc Lean burn combustor
US20240280264A1 (en) * 2023-02-20 2024-08-22 General Electric Company Gas turbine engine combustor with a set of dilution passages

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU508225A3 (ru) * 1972-04-06 1976-03-25 Эта Франсэ (Фирма) Камера сгорани газотурбинной установки
SU240391A1 (ru) * 1963-09-09 1983-01-30 Kuznetsov N D Головка кольцевой камеры сгорани ГТД
SU1553795A1 (ru) * 1988-06-20 1990-03-30 Завод-Втуз При Производственном Объединении "Ленинградский Металлический Завод" Кольцева камера сгорани
EP1235032A2 (en) * 2001-02-26 2002-08-28 United Technologies Corporation Low emissions combustor for a gas turbine engine
EP0803681B1 (fr) * 1996-04-24 2003-07-09 Snecma Moteurs Optimisation du mélange des gaz brûlés dans une chambre de combustion annulaire

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5481867A (en) * 1988-05-31 1996-01-09 United Technologies Corporation Combustor
US5117636A (en) * 1990-02-05 1992-06-02 General Electric Company Low nox emission in gas turbine system
FR2714154B1 (fr) * 1993-12-22 1996-01-19 Snecma Chambre de combustion comportant une paroi munie d'une multiperforation.
FR2733582B1 (fr) * 1995-04-26 1997-06-06 Snecma Chambre de combustion comportant une multiperforation d'inclinaison axiale et tangentielle variable
US6240731B1 (en) * 1997-12-31 2001-06-05 United Technologies Corporation Low NOx combustor for gas turbine engine
US6178752B1 (en) * 1998-03-24 2001-01-30 United Technologies Corporation Durability flame stabilizing fuel injector with impingement and transpiration cooled tip
US6675587B2 (en) * 2002-03-21 2004-01-13 United Technologies Corporation Counter swirl annular combustor
US8161752B2 (en) * 2008-11-20 2012-04-24 Honeywell International Inc. Combustors with inserts between dual wall liners

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU240391A1 (ru) * 1963-09-09 1983-01-30 Kuznetsov N D Головка кольцевой камеры сгорани ГТД
SU508225A3 (ru) * 1972-04-06 1976-03-25 Эта Франсэ (Фирма) Камера сгорани газотурбинной установки
SU1553795A1 (ru) * 1988-06-20 1990-03-30 Завод-Втуз При Производственном Объединении "Ленинградский Металлический Завод" Кольцева камера сгорани
EP0803681B1 (fr) * 1996-04-24 2003-07-09 Snecma Moteurs Optimisation du mélange des gaz brûlés dans une chambre de combustion annulaire
EP1235032A2 (en) * 2001-02-26 2002-08-28 United Technologies Corporation Low emissions combustor for a gas turbine engine

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
1997, фиг.1-4. *

Also Published As

Publication number Publication date
CN102282423B (zh) 2014-06-18
FR2941287A1 (fr) 2010-07-23
FR2941287B1 (fr) 2011-03-25
WO2010081941A1 (fr) 2010-07-22
EP2379945B1 (fr) 2015-07-15
EP2379945A1 (fr) 2011-10-26
JP2012515319A (ja) 2012-07-05
BRPI0924210A2 (pt) 2016-01-19
US20110271678A1 (en) 2011-11-10
RU2011134663A (ru) 2013-02-27
CA2749632A1 (fr) 2010-07-22
CN102282423A (zh) 2011-12-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2511778C2 (ru) Стенка камеры сгорания турбомашины с единым кольцевым рядом отверстий для входа первичного и смесительного воздуха
RU2444680C2 (ru) Камера сгорания газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
US7966822B2 (en) Reverse-flow gas turbine combustion system
JP5930731B2 (ja) ガスタービンエンジン用の燃焼器、およびガスタービンエンジンの燃焼器の運転方法
RU2468297C2 (ru) Система впрыска топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя, камера сгорания, оснащенная такой системой, и газотурбинный двигатель
US8966877B2 (en) Gas turbine combustor with variable airflow
US9068748B2 (en) Axial stage combustor for gas turbine engines
KR102145175B1 (ko) 프레임시트 연소기 돔부
US7954325B2 (en) Gas turbine combustor
US9080770B2 (en) Reverse-flow annular combustor for reduced emissions
US8141365B2 (en) Plunged hole arrangement for annular rich-quench-lean gas turbine combustors
US9400110B2 (en) Reverse-flow annular combustor for reduced emissions
US7849693B2 (en) Fuel injector for a gas turbine engine combustion chamber
EP1096205A1 (en) Offset dilution combustion liner
US20100064691A1 (en) Flashback resistant pre-mixer assembly
US20100242483A1 (en) Combustor for gas turbine engine
CA2887454A1 (en) Sequential combustion with dilution gas mixer
RU2563424C2 (ru) Камера сгорания турбомашины с центробежным компрессором без дефлектора
CA1210597A (en) Combustor
US10816206B2 (en) Gas turbine engine quench pattern for gas turbine engine combustor

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20151002