RU2511977C2 - Injector unit of gas-turbine engine combustion chamber - Google Patents

Injector unit of gas-turbine engine combustion chamber Download PDF

Info

Publication number
RU2511977C2
RU2511977C2 RU2012126891/06A RU2012126891A RU2511977C2 RU 2511977 C2 RU2511977 C2 RU 2511977C2 RU 2012126891/06 A RU2012126891/06 A RU 2012126891/06A RU 2012126891 A RU2012126891 A RU 2012126891A RU 2511977 C2 RU2511977 C2 RU 2511977C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion chamber
fuel
nozzle
plate
modules
Prior art date
Application number
RU2012126891/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2012126891A (en
Inventor
Николай Борисович Болотин
Original Assignee
Николай Борисович Болотин
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 Николай Борисович Болотин filed Critical Николай Борисович Болотин
Priority to RU2012126891/06A priority Critical patent/RU2511977C2/en
Publication of RU2012126891A publication Critical patent/RU2012126891A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2511977C2 publication Critical patent/RU2511977C2/en

Links

Images

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: injector unit of gas-turbine engine combustion chamber includes a plate of annular shape with injector modules installed on it in several rows containing fuel and air channels, and a fuel collector connected to the plate, collector cavity being connected to fuel channels with injector modules. Over three concentric rows of injector modules are installed, the modules are installed with register ledge inserted into blind hole made in the plate. The plate is designed convex towards air flow.
EFFECT: invention is meant for improvement of fuel combustion completion, reduction of harmful emissions at all the modes and provision of uniform temperature field at combustion chamber outlet in a circumferential direction at all the modes.
4 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к газотурбинный двигателям, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД, и может найти применение в авиастроении, судостроении, на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.The invention relates to gas turbine engines, including aircraft and stationary gas turbine engines of gas turbine engines, and can find application in aircraft construction, shipbuilding, gas pumping stations and for peak power plants as a drive for an electric generator designed to generate electricity.

Известна камера сгорания ГТД по патенту РФ на изобретение №2375597, МПК P02C 7/22, опубл. 10.12.2009 г. Топливный коллектор камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит кольцевую трубу для подачи топлива к форсункам, установленную внутри корпуса камеры, подводящий трубопровод и размещенный снаружи камеры входной штуцер, установленный в наружной втулке, прикрепленной к корпусу камеры с возможностью осевого перемещения, снабженный внутренней втулкой, выполненной в виде, по меньшей мере, одного звена, включающего два неподвижных кольца и подвижное кольцо, установленное между ними с возможностью поперечного перемещения. Неподвижные кольца соединены с наружной втулкой, а подвижное кольцо установлено с возможностью контактирования с входным штуцером. Устройство позволяет компенсировать термические напряжения, возникающие в наружной втулке и штуцере за счет различного термического расширения корпуса камеры сгорания и топливного коллектора в осевом и поперечном направлениях. Уменьшение диаметра поверхности до диаметра штуцера позволяет уменьшить утечки воздуха.Known combustion chamber of a gas turbine engine according to the patent of the Russian Federation for invention No. 2375597, IPC P02C 7/22, publ. 12/10/2009. The fuel manifold of the combustion chamber of a gas turbine engine contains an annular pipe for supplying fuel to the nozzles installed inside the chamber body, a supply pipe and an inlet fitting located outside the chamber, mounted in an outer sleeve attached to the chamber body with axial movement, provided with an internal a sleeve made in the form of at least one link, including two fixed rings and a movable ring installed between them with the possibility of transverse movement. The fixed rings are connected to the outer sleeve, and the movable ring is installed with the possibility of contacting with the inlet fitting. The device allows you to compensate for thermal stresses that occur in the outer sleeve and the fitting due to various thermal expansion of the housing of the combustion chamber and the fuel manifold in the axial and transverse directions. Reducing the diameter of the surface to the diameter of the fitting allows you to reduce air leakage.

Недостатком является большая неравномерность температурного поля на выходе из камеры сгорания, обусловленная небольшим количеством форсунок.The disadvantage is the large unevenness of the temperature field at the outlet of the combustion chamber, due to the small number of nozzles.

Известна камера сгорания по патенту РФ на изобретение №215888, МПК P23K 3/26, опубл. 10.11.2000 г.Known combustion chamber according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 215888, IPC P23K 3/26, publ. November 10, 2000

Фронтовое устройство камеры сгорания для высокотемпературного газотурбинного двигателя с подводом топлива в топливные коллекторы через неподвижные разделители потока содержит фронтовое устройство, выполненное в виде ряда профилированных пластин. Профилированные пластины установлены на входе в первичные каналы с возможностью перемещения друг относительно друга в окружном направлении при изменении площадей проходных сечений первичных каналов. Каждая из профилированных пластин состоит из неподвижной и подвижной частей, телескопически соединенных между собой. Неподвижные части телескопических пластин жестко закреплены на неподвижных разделителях потока. Ответные подвижные части пластин закреплены на подвижных разделителях потока. Топливные коллекторы с одного конца с помощью внутренних шаровых шарниров закреплены на неподвижных разделителях потока, а с другого конца шарнирно закреплены к поворотным тягам, вторые концы которых шарнирно крепятся к подвижным разделителям потока. Такое выполнение фронтового устройства расширяет диапазон устойчивого горения.The front device of the combustion chamber for a high-temperature gas turbine engine with the supply of fuel to the fuel manifolds through fixed flow dividers contains a front device made in the form of a series of profiled plates. Profiled plates are installed at the entrance to the primary channels with the possibility of moving relative to each other in the circumferential direction when changing the areas of the passage sections of the primary channels. Each of the profiled plates consists of a fixed and a moving part, telescopically connected to each other. The fixed parts of the telescopic plates are rigidly fixed to the fixed flow dividers. The reciprocal movable parts of the plates are mounted on the movable flow dividers. Fuel collectors at one end with internal ball joints are fixed to fixed flow dividers, and at the other end are pivotally attached to rotary rods, the second ends of which are pivotally attached to movable flow dividers. This embodiment of the front device extends the range of sustainable combustion.

Недостатки этой камеры сгорания: эмиссия вредных веществ особенно на режиме «малого газа», неполное сгорание топлива, окружная и радиальная неравномерность поля температур на выходе их камеры сгорания.The disadvantages of this combustion chamber are: emission of harmful substances especially in the “low gas” mode, incomplete combustion of fuel, circumferential and radial unevenness of the temperature field at the outlet of their combustion chamber.

Известна камера сгорания и форсуночный модуль из книги Старцев Н.И. Конструкция и проектирование камеры сгорания ГТД. Самарский государственный аэрокосмический университет, 2007 г., прототип камеры сгорания и форсуночного модуля.Known combustion chamber and nozzle module from the book Startsev N.I. Design and engineering of the gas turbine engine combustion chamber. Samara State Aerospace University, 2007, prototype combustion chamber and nozzle module.

Эта камера сгорания содержит корпус, жаровую трубу, имеющую плиту кольцевой формы с установленными на ней в два ряда форсуночными модулями и основной топливный коллектор, установленный на плите, полость которого соединена топливными каналами с форсуночными модулями, внешний и внутренний корпусы жаровой трубы.This combustion chamber contains a housing, a flame tube having a ring-shaped stove with nozzle modules mounted on it in two rows and a main fuel manifold mounted on the stove, the cavity of which is connected by fuel channels to the nozzle modules, an external and internal flame tube housings.

Недостатки этой камеры сгорания: эмиссия вредных веществ особенно на режиме «малого газа», неполное сгорание топлива, окружная и радиальная неравномерность поля температур на выходе их камеры сгорания. Все эти недостатки обусловлены тем, что весь расход горючего на всех режимах проходит через все форсунки камеры сгорания. Кроме того, камера сгорания должна устойчиво работать в широком диапазоне режимов от «малого газа» до «максимального режима», т.е. в диапазоне десятикратного изменения расхода топлива. Если на 2 максимальном режиме перепад давления на форсунках (форсуночных модулях) будет достаточным для качественного распыления топлива, то в режиме «малого газа» перепад давления на форсунках уменьшится в 100 раз, т.к. он изменяется пропорционально квадрату расхода топлива и окажется недостаточным для качественного распыления топлива.The disadvantages of this combustion chamber are: emission of harmful substances especially in the “low gas” mode, incomplete combustion of fuel, circumferential and radial unevenness of the temperature field at the outlet of their combustion chamber. All these disadvantages are due to the fact that all fuel consumption in all modes passes through all the nozzles of the combustion chamber. In addition, the combustion chamber must operate stably in a wide range of modes from “small gas” to “maximum mode”, i.e. in the range of a tenfold change in fuel consumption. If at the 2 maximum mode the pressure drop across the nozzles (nozzle modules) is sufficient for high-quality atomization of fuel, then in the “low gas” mode the pressure drop across the nozzles will decrease by 100 times, because it changes in proportion to the square of the fuel consumption and will be insufficient for high-quality atomization of fuel.

Например, если перепад давления на форсунках на «максимальном режиме» составляет 10 кгс/см2, то на режиме «малого газа» всего 0.1 кгс/см2. Это приводит к неполному сгоранию топлива, эмиссии вредных веществ и неравномерному полю температур на выходе из камеры сгорания. Последнее приведет к прогару сопловых и рабочих лопаток турбины.For example, if the pressure drop across the nozzles at the “maximum mode” is 10 kgf / cm 2 , then at the “low gas” mode only 0.1 kgf / cm 2 . This leads to incomplete combustion of the fuel, emission of harmful substances and an uneven temperature field at the outlet of the combustion chamber. The latter will lead to burnout of the nozzle and working blades of the turbine.

Форсуночный модуль содержит корпус, центральное тело, камеру в форме усеченного конуса, центральный топливный канал и несколько наклонных к оси форсуночного модуля выходных каналов и завихрители воздуха, выполненные между корпусом и центральным телом в виде наклонно установленных лопастей.The nozzle module comprises a housing, a central body, a truncated cone-shaped chamber, a central fuel channel and several output channels inclined to the axis of the nozzle module and air swirls made between the housing and the central body in the form of obliquely mounted vanes.

Недостатки - те же самые, они обусловлены параллельным расположением форсуночных модулей в соседних рядах.The disadvantages are the same, they are due to the parallel arrangement of the nozzle modules in adjacent rows.

Задачи создания изобретения - увеличение полноты сгорания топлива на всех режимах, снижение эмиссии вредных веществ и обеспечение равномерного температурного поля на выходе из камеры сгорания по окружности на всех режимах.The objectives of the invention are to increase the completeness of fuel combustion in all modes, reduce the emission of harmful substances and ensure a uniform temperature field at the outlet of the combustion chamber around the circumference in all modes.

Решение указанных задач достигнуто в форсуночном блоке камеры сгорания ГТД, содержащем плиту с установленными на ней в несколько рядов форсуночными модулями, содержащими топливные и воздушные каналы, и топливный коллектор, соединенный с плитой, полость которого соединена топливными каналами с форсуночными модулями, отличающемся тем, что применено более трех концентричных рядов форсуночных модулей, которые установлены установочными выступами в несквозные отверстия, выполненные в плите, плита выполнена выпуклой формы в сторону воздушного потока. Форсуночные модули в рядах могут быть установлены на плите в шахматном порядке. Форсуночные модули могут содержать корпус, центральное тело, камеру смешения в форме усеченного конуса, центральный топливный канал, завихрители воздуха, выполненные между корпусом и центральным телом в виде наклонно установленных лопастей. Лопасти в соседних рядах форсуночных модулей могут быть наклонены в противоположные стороны.The solution of these problems was achieved in the nozzle block of the gas turbine combustion chamber containing a stove with nozzle modules installed on it in several rows containing fuel and air channels, and a fuel manifold connected to the stove, the cavity of which is connected by fuel channels to the nozzle modules, characterized in that more than three concentric rows of nozzle modules are used, which are installed by mounting tabs in non-through holes made in the plate, the plate is convex in the direction of air wow flow. The nozzle modules in rows can be staggered on the stove. The nozzle modules may comprise a housing, a central body, a truncated cone-shaped mixing chamber, a central fuel channel, air swirls made between the housing and the central body in the form of obliquely mounted vanes. The blades in the adjacent rows of the nozzle modules can be tilted in opposite directions.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…6, The invention is illustrated in figure 1 ... 6,

где на фиг.1 приведен форсуночный блок камеры сгорания ГТД,where figure 1 shows the nozzle block of the combustion chamber of a gas turbine engine,

на фиг.2 приведен форсуночный модуль,figure 2 shows the nozzle module,

на фиг.3 приведено сечение А-А фиг.2,figure 3 shows a section aa of figure 2,

на фиг.4 приведена плита,figure 4 shows the plate,

на фиг.5 приведена плита с форсуночным модулем,figure 5 shows a plate with a nozzle module,

на фиг.6 приведена схема установки форсуночных модулей.figure 6 shows the installation diagram of the nozzle modules.

Форсуночное устройство камеры сгорания ГТД (фиг.1…6) содержит плиту 1 с коллектором 2, имеющим полость 3. Плита 1 выполнена выпуклой формы в сторону воздушного потока, это позволит увеличить длину камеры сгорания в ее центральной части и, как следствие, полноту сгорания и равномерность поля температуры на выходе из камеры сгорания.The nozzle device of the gas turbine combustion chamber (Fig. 1 ... 6) contains a plate 1 with a collector 2 having a cavity 3. The plate 1 is made convex in the direction of the air flow, this will increase the length of the combustion chamber in its central part and, as a result, the completeness of combustion and uniformity of the temperature field at the outlet of the combustion chamber.

На плите 1 установлены форсуночные модули 4, размещенные в несколько концентричных рядов 5…7 (более трех).On the plate 1, nozzle modules 4 are installed, placed in several concentric rows 5 ... 7 (more than three).

Чем больше количество концентричных рядов 5…7, тем меньше неравномерность температурного поля на выходе из камеры сгорания. Количество рядов 5…7 может быть сколь угодно большим, с применением нанотехнологий - бесконечно большим.The greater the number of concentric rows 5 ... 7, the less the unevenness of the temperature field at the outlet of the combustion chamber. The number of rows 5 ... 7 can be arbitrarily large, with the use of nanotechnology - infinitely large.

В плите 1 выполнены несквозные отверстия 8 и топливные каналы 9 для подвода топлива к форсуночным модулям 4.In the plate 1, through holes 8 and fuel channels 9 are made for supplying fuel to the nozzle modules 4.

Форсуночные модули 4 в рядах 5…7 могут быть установлены в шахматном порядке, что предпочтительнее, т.к. позволит разместить большее количество форсуночных модулей 4. Продольная ось камеры сгорания (соответствующая продольной оси двигателя) обозначена как О1О1, а ось симметрии форсуночного блока О2О2.The nozzle modules 4 in rows 5 ... 7 can be staggered, which is preferable, because will accommodate a larger number of nozzle modules 4. The longitudinal axis of the combustion chamber (corresponding to the longitudinal axis of the engine) is designated as O 1 O 1 , and the axis of symmetry of the nozzle block O 2 O 2 .

Форсуночные модули 4 содержат корпус 10 цилиндрической формы, центральное тело 11, выполненное внутри корпуса 10, уступ для крепления 12, выполненный на одном торце корпуса 10, камеру смешения 13, выполненную в форме усеченного конуса, на другом торце и сквозной топливный канал 14, выполненный в центральном теле 11 и уступе для крепления 12. Центральное тело 11 и корпус 10 соединены лопатками 15, установленными наклонно, между которыми выполнены воздушные каналы 16 (фиг.2). В плите 1 против воздушных каналов 16 выполнены сквозные воздушные каналы 17, разделенные перемычками 18 обтекаемой формы (фиг.4).The nozzle modules 4 comprise a cylindrical body 10, a central body 11 made inside the body 10, a mounting ledge 12 made on one end of the body 10, a mixing chamber 13 made in the form of a truncated cone, on the other end and a through fuel channel 14 made in the Central body 11 and the ledge for mounting 12. The Central body 11 and the housing 10 are connected by vanes 15 mounted obliquely, between which air channels 16 are made (FIG. 2). In the plate 1 against the air channels 16 are made through air channels 17, separated by jumpers 18 streamlined shape (figure 4).

Для обеспечения работы камера сгорания имеет трубопровод 19 (фиг.1).To ensure operation, the combustion chamber has a pipe 19 (figure 1).

Коллектор 2 может быть выполнен с обтекателем 20, который присоединен к нему сварочным швом 21. Плита 4 имеет выступы 22 и 23, к которым сварочными швами 24 и 25 присоединены стенки 26 и 27 коллектора 2.The collector 2 can be made with a fairing 20, which is connected to it by a weld seam 21. The plate 4 has protrusions 22 and 23, to which the walls 26 and 27 of the collector 2 are attached by welds 24 and 25.

Особенностями форсуночного модуля является соотношение размеров:Features of the nozzle module is the ratio of sizes:

h=(0,1…0,5)Н.h = (0.1 ... 0.5) N.

При таком соотношении смешение топлива с воздухом происходит внутри камеры смешения 13 (фиг.2).With this ratio, the mixing of fuel with air occurs inside the mixing chamber 13 (figure 2).

При работе камеры сгорания топливо подается по трубопроводу 19 в полость 6 коллектора 5, потом по топливным каналам 9 в несквозные отверстия 8 и далее - в сквозные топливные каналы 14. Воздух подается через воздушные каналы 17 в воздушные каналы 16 и смешивается с топливом в камере смешения 13. Качественная топливовоздушная смесь сгорает в камере сгорания.During the operation of the combustion chamber, fuel is supplied through a pipe 19 to the cavity 6 of the manifold 5, then through the fuel channels 9 to the through holes 8 and then to the through fuel channels 14. The air is supplied through the air channels 17 to the air channels 16 and is mixed with the fuel in the mixing chamber 13. High-quality air-fuel mixture burns in the combustion chamber.

Конструкция форсуночного модуля 4 обеспечивает более качественное перемешивание топлива с воздухом и, как следствие, улучшение полноты сгорания.The design of the nozzle module 4 provides better mixing of the fuel with air and, as a result, improves the completeness of combustion.

Применение изобретения позволилоThe use of the invention allowed

1. обеспечить эффективное плавное регулирование расхода топлива в газотурбинном двигателя с сохранением практически постоянного перепада давления на всех режимах, особенно в режиме «малого газа»,1. to provide effective smooth regulation of fuel consumption in a gas turbine engine while maintaining an almost constant pressure drop in all modes, especially in the "small gas" mode,

2. обеспечить увеличение полноты сгорания на всех режимах за счет особенностей конструкции камеры сгорания и форсуночных модулей,2. to ensure an increase in the completeness of combustion in all modes due to the design features of the combustion chamber and nozzle modules,

3. обеспечить низкую эмиссию вредных веществ за счет качественного перемешивания топливовоздушной смеси и за счет перемешивания продуктов сгорания, в том числе воздухом, подаваемым в зону горения средствами для подачи и закрутки воздуха,3. to ensure low emissions of harmful substances due to high-quality mixing of the air-fuel mixture and due to mixing of the combustion products, including air supplied to the combustion zone by means for supplying and swirling air,

4. обеспечить равномерное поле температур на выходе из камеры сгорания,4. ensure a uniform temperature field at the outlet of the combustion chamber,

5. уменьшить радиальную неравномерность поля температур на выходе из камеры сгорания на надежность работы сопловых и рабочих лопаток за счет применения более трех рядов форсуночных модулей.5. reduce the radial non-uniformity of the temperature field at the outlet of the combustion chamber by the reliability of the nozzle and rotor blades due to the use of more than three rows of nozzle modules.

Claims (4)

1. Форсуночный блок камеры сгорания ГТД, содержащий плиту кольцевой формы с установленными на ней в несколько рядов форсуночными модулями, содержащими топливные и воздушные каналы, и топливный коллектор, соединенный с плитой, полость которого соединена топливными каналами с форсуночными модулями, отличающийся тем, что применено более трех концентричных рядов форсуночных модулей, которые установлены установочными выступами в несквозные отверстия, выполненные в плите, плита выполнена выпуклой формы в сторону воздушного потока.1. The nozzle block of the combustion chamber of a gas turbine engine containing a ring-shaped plate with nozzle modules installed on it in several rows containing fuel and air channels, and a fuel manifold connected to the stove, the cavity of which is connected by fuel channels to the nozzle modules, characterized in that it is used more than three concentric rows of nozzle modules, which are installed by mounting tabs in non-through holes made in the plate, the plate is made convex in the direction of air flow. 2. Форсуночный блок камеры сгорания ГТД по п.1, отличающийся тем, что форсуночные модули в рядах установлены на плите в шахматном порядке.2. The nozzle block of the GTE combustion chamber according to claim 1, characterized in that the nozzle modules in rows are mounted on a stove in a staggered manner. 3. Форсуночный блок камеры сгорания ГТД по п.1 или 2, отличающийся тем, что форсуночные модули содержат корпус, камеру смешения в форме усеченного конуса, центральный топливный канал, завихрители воздуха, выполненные между корпусом и центральным телом в виде наклонно установленных лопастей.3. The nozzle block of the GTE combustion chamber according to claim 1 or 2, characterized in that the nozzle modules comprise a housing, a truncated cone-shaped mixing chamber, a central fuel channel, air swirls made between the housing and the central body in the form of obliquely mounted vanes. 4. Форсуночный блок камеры сгорания ГТД по п.3, отличающийся тем, что лопасти в соседних рядах форсуночных модулей наклонены в противоположные стороны. 4. The nozzle block of the GTE combustion chamber according to claim 3, characterized in that the blades in adjacent rows of the nozzle modules are inclined in opposite directions.
RU2012126891/06A 2012-06-27 2012-06-27 Injector unit of gas-turbine engine combustion chamber RU2511977C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012126891/06A RU2511977C2 (en) 2012-06-27 2012-06-27 Injector unit of gas-turbine engine combustion chamber

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012126891/06A RU2511977C2 (en) 2012-06-27 2012-06-27 Injector unit of gas-turbine engine combustion chamber

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012126891A RU2012126891A (en) 2014-01-10
RU2511977C2 true RU2511977C2 (en) 2014-04-10

Family

ID=49884008

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012126891/06A RU2511977C2 (en) 2012-06-27 2012-06-27 Injector unit of gas-turbine engine combustion chamber

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2511977C2 (en)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4194358A (en) * 1977-12-15 1980-03-25 General Electric Company Double annular combustor configuration
EP0455487A1 (en) * 1990-05-03 1991-11-06 General Electric Company Gas turbine combustors
US5450725A (en) * 1993-06-28 1995-09-19 Kabushiki Kaisha Toshiba Gas turbine combustor including a diffusion nozzle assembly with a double cylindrical structure
RU2083928C1 (en) * 1993-11-02 1997-07-10 Научно-производственное предприятие - Товарищество с ограниченной ответственностью "ЭСТ" Method of control of fuel delivery to combustion chamber and combustion chamber for realization of this method
RU2258822C1 (en) * 2003-11-27 2005-08-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Method of and device to control fuel delivery into combustion chamber of gas-turbine plant
RU2296917C2 (en) * 2001-08-28 2007-04-10 Снекма Моторс Ring combustion chamber

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4194358A (en) * 1977-12-15 1980-03-25 General Electric Company Double annular combustor configuration
EP0455487A1 (en) * 1990-05-03 1991-11-06 General Electric Company Gas turbine combustors
US5450725A (en) * 1993-06-28 1995-09-19 Kabushiki Kaisha Toshiba Gas turbine combustor including a diffusion nozzle assembly with a double cylindrical structure
RU2083928C1 (en) * 1993-11-02 1997-07-10 Научно-производственное предприятие - Товарищество с ограниченной ответственностью "ЭСТ" Method of control of fuel delivery to combustion chamber and combustion chamber for realization of this method
RU2296917C2 (en) * 2001-08-28 2007-04-10 Снекма Моторс Ring combustion chamber
RU2258822C1 (en) * 2003-11-27 2005-08-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Method of and device to control fuel delivery into combustion chamber of gas-turbine plant

Also Published As

Publication number Publication date
RU2012126891A (en) 2014-01-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9222673B2 (en) Fuel nozzle and method of assembling the same
JP5544141B2 (en) Integrated combustor in a gas turbine-first stage nozzle and related methods
US8943832B2 (en) Fuel nozzle assembly for use in turbine engines and methods of assembling same
US11181270B2 (en) Fuel nozzle and combustor and gas turbine including the same
US8438851B1 (en) Combustor assembly for use in a turbine engine and methods of assembling same
RU2614887C2 (en) Combustion chamber (versions)
RU2632073C2 (en) Fuel injection unit and device, containing fuel injection unit
US10731862B2 (en) Systems and methods for a multi-fuel premixing nozzle with integral liquid injectors/evaporators
US20140144142A1 (en) Fuel nozzle for use in a turbine engine and method of assembly
KR20120098619A (en) Inlet premixer for combustion apparatus
US9528704B2 (en) Combustor cap having non-round outlets for mixing tubes
US9625157B2 (en) Combustor cap assembly
JP6628493B2 (en) Fuel delivery system
US11815026B2 (en) Combustor nozzle, and combustor and gas turbine including the same
CN111828175B (en) Pre-combustion heating device and rotary detonation engine using same
CN108844063B (en) Air/methane burner for high-temperature pure air heat accumulating type heating equipment
RU2349840C1 (en) Annular combustion chamber of gas-turbine engine
RU2657075C2 (en) Shrouded pilot liquid tube
RU2493493C1 (en) Gas turbine engine combustion chamber
RU2511992C2 (en) Injector unit of gas-turbine engine combustion chamber
RU2511977C2 (en) Injector unit of gas-turbine engine combustion chamber
RU2493494C1 (en) Gas turbine engine combustion chamber
RU2620187C1 (en) Gas turbine engine combustion chamber
US20130227928A1 (en) Fuel nozzle assembly for use in turbine engines and method of assembling same
RU2612231C1 (en) Gte combustion chamber and nozzle unit