RU2515909C2 - Gas turbine engine annular low-emission combustion chamber - Google Patents
Gas turbine engine annular low-emission combustion chamber Download PDFInfo
- Publication number
- RU2515909C2 RU2515909C2 RU2012127819/06A RU2012127819A RU2515909C2 RU 2515909 C2 RU2515909 C2 RU 2515909C2 RU 2012127819/06 A RU2012127819/06 A RU 2012127819/06A RU 2012127819 A RU2012127819 A RU 2012127819A RU 2515909 C2 RU2515909 C2 RU 2515909C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air
- modules
- fuel
- combustion chamber
- annular
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД), в частности к конструкциям кольцевых камер сгорания, и может быть использовано в камерах сгорания авиационных ГТД и наземных установок.The invention relates to gas turbine engines (GTE), in particular to the design of annular combustion chambers, and can be used in the combustion chambers of aircraft GTE and ground installations.
В настоящее время для создания малоэмиссионных камер сгорания используются схемы камер сгорания, в которых значительно увеличено количество воздуха, поступающего через фронтовое устройство для создания бедной топливовоздушной смеси. При этом площадь отверстий для подачи воздуха через фронтовое устройство составляет 60…90% от общей площади отверстий жаровой трубы.Currently, to create low-emission combustion chambers, schemes of combustion chambers are used, in which the amount of air entering through the front-mounted device is significantly increased to create a poor air-fuel mixture. In this case, the area of the openings for air supply through the frontal device is 60 ... 90% of the total area of the openings of the flame tube.
В последнее время основной конструктивной схемой становится схема непосредственного впрыска топлива в камеру сгорания без предварительного смешения топлива и воздуха.Recently, the main constructive scheme has become the direct injection of fuel into the combustion chamber without prior mixing of fuel and air.
Особенностью предлагаемого технического решения является то, что полноразмерная камера сгорания представлена в виде двухзонной камеры сгорания.A feature of the proposed technical solution is that a full-sized combustion chamber is presented in the form of a dual-zone combustion chamber.
Известна кольцевая камера сгорания для турбореактивного двигателя, фронтовое устройство которой снабжено рядом концентрично расположенных горелочных модулей (патент РФ №2151343, МПК F23R 3/04, опубл. 2000 г.). Горелочные модули располагаются двумя концентрическими рядами вокруг оси симметрии и попарно в продольных плоскостях, проходящих через ось симметрии. Горелочные модули двух рядов располагаются на строго одинаковом расстоянии от выхода данной камеры сгорания и имеют оси, направленные в сторону этого выхода. Соответствующее распределение площади отверстий во фронтовом устройстве, площади отверстий вторичного воздуха и расходов воздуха через них позволяет уменьшить выбросы в атмосферу окислов азота.Known annular combustion chamber for a turbojet engine, the front device of which is equipped with a number of concentrically arranged burner modules (RF patent No. 2151343, IPC F23R 3/04, publ. 2000). The burner modules are arranged in two concentric rows around the axis of symmetry and pairwise in the longitudinal planes passing through the axis of symmetry. Burner modules of two rows are located at exactly the same distance from the outlet of this combustion chamber and have axes directed towards this outlet. The corresponding distribution of the area of the holes in the front device, the area of the holes of the secondary air and the air flow through them allows to reduce emissions of nitrogen oxides into the atmosphere.
Известна кольцевая камера сгорания, содержащая соосные наружный и внутренний корпуса, диффузор на входе, жаровую трубу в полости между корпусами, основную и дополнительную топливные системы с раздельными пневматическими форсунками (патент РФ №2343356, МПК F23R 3/18, опубл. 2009 г.). Жаровая труба включает наружную и внутреннюю обечайки с поясами поперечных отверстий. Фронтовое устройство содержит полый кольцевой стабилизатор пламени А-образного сечения, обращенный передней кромкой со сквозными отверстиями в сторону диффузора, и размещенные с зазором на его боковых стенках радиальные стабилизаторы пламени, ограниченные по свободным концам обечайками жаровой трубы. Радиальные стабилизаторы в поперечном сечении выполнены в виде клиновидных профилей с передними кромками, обращенными в сторону диффузора, и торцевыми участками напротив них, обращенными в сторону жаровой трубы. Топливные системы содержат два коллектора, расположенные в полости кольцевого стабилизатора пламени. Форсунки основной топливной системы выходят на боковые стенки кольцевого стабилизатора перед фронтовым устройством. Форсунки дополнительной топливной системы обращены в сторону выхода жаровой трубы. На выходе всех форсунок установлены топливовоздушные патрубки, сообщающиеся своими входами с полостью кольцевого стабилизатора. Каждый патрубок форсунки дополнительной топливной системы снабжен на выходе перегородкой, установленной под углом к его продольной оси, и образует со стенкой последнего щелевое сопло, расположенное тангенциально к продольной оси кольцевого стабилизатора.Known annular combustion chamber containing coaxial outer and inner bodies, an inlet diffuser, a fire tube in the cavity between the bodies, the main and additional fuel systems with separate pneumatic nozzles (RF patent No. 2343356, IPC
Недостатком данных технических решений является то, что внешний и внутренний концентрические ряды форсунок указанных камер сгорания связаны с двумя различными топливными коллекторами. Для обеспечения запуска или для организации эффективного горения на других режимах расходы топлива в этих коллекторах могут сильно различаться, и это требует тщательной их настройки для реализации требуемого поля температур в объеме жаровой трубы.The disadvantage of these technical solutions is that the external and internal concentric rows of nozzles of these combustion chambers are associated with two different fuel manifolds. To ensure start-up or to organize efficient combustion in other modes, the fuel consumption in these collectors can vary greatly, and this requires careful tuning to implement the required temperature field in the volume of the flame tube.
Наиболее близкой к заявляемой конструкции является камера сгорания, относящаяся к конструкциям кольцевых камер сгорания, содержащая корпус, в нем кольцевую жаровую трубу, включающую две отстоящие друг от друга кольцевые оболочки, соединенные между собой в передней по потоку части этой жаровой трубы фронтовым устройством, включающим топливные форсунки (патент РФ №2226652, МПК F23R 3/34, опубл. 2004 г.). Каждая из топливных форсунок выполнена в виде корпуса-стойки, ориентированного в плоскости, проходящей через продольную ось жаровой трубы или рядом с этой осью, с двумя горелочными модулями, каждый из которых снабжен осевым и (или) радиальным завихрителем воздуха. Горелочные модули в поперечном сечении жаровой трубы образуют два концентричных ряда.Closest to the claimed design is a combustion chamber related to the designs of annular combustion chambers, comprising a housing, an annular flame tube, including two annular shells spaced apart, connected to each other in the upstream part of this flame tube by a front-end device including fuel nozzles (RF patent No. 2226652, IPC F23R 3/34, publ. 2004). Each of the fuel nozzles is made in the form of a rack body, oriented in a plane passing through the longitudinal axis of the flame tube or near this axis, with two burner modules, each of which is equipped with an axial and (or) radial air swirl. The burner modules in the cross section of the flame tube form two concentric rows.
Изобретение позволяет повысить топливную экономичность и ресурс газовой турбины газотурбинного двигателя.The invention improves fuel economy and resource of a gas turbine of a gas turbine engine.
Недостатком данного технического решения является то, что в данной конструктивной схеме не обеспечивается устойчивое горение, а расходы топлива в зависимости от режима невозможно изменить синхронно (в зависимости от требуемого поля температур). Кроме того, определенная объемная дискретность создаваемых топливных факелов (обусловленная особенностями конструктивной схемы) не обеспечивает оптимальных условий выгорания топлива.The disadvantage of this technical solution is that in this design scheme stable burning is not provided, and fuel consumption, depending on the mode, cannot be changed synchronously (depending on the required temperature field). In addition, a certain volumetric discreteness of the created fuel flares (due to the features of the design scheme) does not provide optimal conditions for fuel burnout.
В основу изобретения положено решение следующих задач:The invention is based on the following tasks:
- снижение эмиссии вредных веществ;- reduction of emissions of harmful substances;
- повышение расхода воздуха через фронтовое устройство;- increase air flow through the front device;
- обеспечение плавного запуска и широкого диапазона устойчивой работы;- ensuring a smooth start and a wide range of stable operation;
- уменьшение габаритов камеры сгорания;- reduction of the dimensions of the combustion chamber;
- обеспечение широких пределов обеднения топливовоздушной смеси;- ensuring wide limits of depletion of the air-fuel mixture;
- улучшение условий зажигания в камере сгорания.- improvement of the ignition conditions in the combustion chamber.
Для достижения этого технического результата кольцевая малоэмиссионная камера сгорания ГТД содержит корпус с расположенной в нем кольцевой жаровой трубой, включающей две отстоящие друг от друга кольцевые оболочки, соединенные между собой в передней по потоку части жаровой трубы фронтовым устройством. Камера сгорания снабжена системой подачи топлива и, по меньшей мере, двумя запальными свечами. Фронтовое устройство снабжено горелочными модулями, расположенными в наружном и внутреннем концентричных рядах, каждый из которых снабжен топливной форсункой и осевым завихрителем воздуха.To achieve this technical result, the annular low-emission GTE combustion chamber comprises a housing with an annular flame tube located therein, including two annular shells spaced apart, connected to each other in the upstream part of the flame tube by a front device. The combustion chamber is equipped with a fuel supply system and at least two glow plugs. The front device is equipped with burner modules located in the outer and inner concentric rows, each of which is equipped with a fuel nozzle and an axial air swirl.
Новым в изобретении является то, что фронтовое устройство дополнительно снабжено кольцевым стабилизатором пламени с топливовоздушными патрубками, равнорасположенными по окружности, размещенным между концентричными рядами модулей. Фронтовое устройство содержит кольцевые щелевые отверстия подачи воздуха, расположенные между кольцевым стабилизатором пламени и концентричными рядами модулей. Система подачи топлива снабжена тремя каналами, где первый канал соединен с наружным рядом модулей, второй канал - с внутренним рядом модулей, а третий - с топливными форсунками патрубков кольцевого стабилизатора пламени. Запальные свечи размещены над наружным рядом горелочных модулей. Осевой завихритель воздуха каждого модуля выполнен с возможностью обеспечения закрутки воздушного потока в одну сторону, кроме осевых завихрителей модулей соседних с каждой запальной свечой, которые выполнены с возможностью обеспечения противоположной закрутки потока воздуха.New in the invention is that the front-end device is additionally equipped with an annular flame stabilizer with air-fuel nozzles equally spaced around the circumference, placed between the concentric rows of the modules. The front device contains annular slotted air supply openings located between the annular flame stabilizer and concentric rows of modules. The fuel supply system is equipped with three channels, where the first channel is connected to the outer row of modules, the second channel to the inner row of modules, and the third to the fuel nozzles of the annular flame stabilizer pipes. Glow plugs are placed above the outer row of burner modules. The axial swirl of air of each module is configured to ensure swirling of the air flow in one direction, in addition to the axial swirls of the modules adjacent to each ignition plug, which are configured to provide an opposite swirl of the air flow.
Новым также является то, что поверхность фронтового устройства и торцевая поверхность кольцевого стабилизатора пламени располагаются под углом γ=±0…45 градусов симметрично относительно центра стабилизатора, причем кольцевой стабилизатор пламени выполнен V-образным.Also new is the fact that the surface of the front device and the end surface of the annular flame stabilizer are located at an angle γ = ± 0 ... 45 degrees symmetrically with respect to the center of the stabilizer, and the ring flame stabilizer is made V-shaped.
Кроме того, топливовоздушные патрубки расположены в кольцевом стабилизаторе пламени на одинаковом расстоянии, с шагом S, выбранным из диапазона S/H=2…5, где Н - высота стабилизатора. Каждый патрубок содержит трубку подвода топлива, щель для подачи топливовоздушной смеси и щель для подачи воздуха в полость камеры сгорания.In addition, the air-fuel nozzles are located in the annular flame stabilizer at the same distance, with a step S, selected from the range S / H = 2 ... 5, where H is the height of the stabilizer. Each pipe contains a fuel supply pipe, a slot for supplying the air-fuel mixture, and a slot for supplying air to the cavity of the combustion chamber.
Кольцевая оболочка жаровой трубы может быть выполнена с поясами сквозных отверстий подвода воздуха или сплошной.The annular shell of the flame tube can be made with belts of through holes for supplying air or solid.
Отсутствие воздушных отверстий в обечайках жаровой трубы обеспечивает повышенный расход воздуха через фронтовое устройство:The absence of air holes in the shells of the flame tube provides increased air flow through the front device:
(Fфр≤0,8 с охлаждением стенок жаровой трубы);(Ffr≤0.8 with cooling the walls of the flame tube);
(Fфр≤0,95 с новыми материалами, без охлаждения стенок жаровой трубы).(Ffr≤0.95 with new materials, without cooling the walls of the flame tube).
Для снижения эмиссии вредных веществ увеличено количество воздуха, поступающего через фронтовое устройство для создания бедной топливовоздушной смеси. Малая эмиссия вредных веществ на режимах с α∑≈2 поддерживается за счет большого расхода воздуха через фронтовое устройство и сжигания основной доли топлива (до 90%) в смеси с составом с α∑≈2 за модулями малого размера.To reduce the emission of harmful substances, the amount of air entering through the front-mounted device to create a poor air-fuel mixture was increased. Low emission of harmful substances in modes with α ∑ ≈2 is maintained due to the large air flow through the front-mounted device and combustion of the main fuel share (up to 90%) in the mixture with the composition with α ∑ ≈2 behind small-sized modules.
Применение кольцевого стабилизатора и тангенциальной подачи топлива через ряд пневматических форсунок за торец стабилизатора обеспечивает плавный запуск (за счет достаточной мелкости распыливания топлива, размер капель составляет 30…100 мк) и широкий диапазон устойчивой работы (αсрыв>40 за счет «авторегулируемости» факелов, горящих за кольцевым стабилизатором).The use of an annular stabilizer and tangential fuel supply through a series of pneumatic nozzles for the end of the stabilizer ensures a smooth start (due to the sufficient fineness of the atomization of the fuel, the droplet size is 30 ... 100 microns) and a wide range of stable operation (α stall > 40 due to the "auto-regulation" of flares, burning behind the ring stabilizer).
В камере сгорания обеспечиваются широкие бедные пределы горения за счет конструкции фронтового устройства, состоящего из горелочных модулей, расположенных в наружном и внутреннем концентричных рядах, и центрального стабилизатора, расположенного под углом к ним, который обдувается воздухом, проходящим через две кольцевые щели, и имеет независимую подачу топлива через топливовоздушные патрубки.In the combustion chamber, wide poor combustion limits are ensured due to the design of the front device, consisting of burner modules located in the outer and inner concentric rows, and a central stabilizer located at an angle to them, which is blown by air passing through two annular slots, and has an independent fuel supply through air-fuel nozzles.
Обратная закрутка в осевых завихрителях модулей напротив запальной свечи способствует улучшению условий зажигания в камере сгорания.The reverse twist in the axial swirlers of the modules opposite the spark plug helps to improve the ignition conditions in the combustion chamber.
Таким образом, решены поставленные в изобретении задачи, по сравнению с известными аналогами.Thus, the tasks of the invention are solved in comparison with the known analogues.
Настоящее изобретение поясняется последующим подробным описанием кольцевой малоэмиссионной камеры сгорания ГТД и ее работы со ссылкой на чертежи, представленные на фиг.1-4, гдеThe present invention is illustrated by the following detailed description of the annular low-emission GTE combustion chamber and its operation with reference to the drawings shown in figures 1-4, where
на фиг.1 изображена кольцевая камера сгорания ГТД;figure 1 shows the annular combustion chamber of the gas turbine engine;
на фиг.2 изображено фронтовое устройство;figure 2 shows a front-end device;
на фиг.3 изображен разрез горелочного модуля фронтового устройства;figure 3 shows a section of the burner module of the front device;
на фиг.4 изображен разрез топливовоздушного патрубка.figure 4 shows a section of a fuel air pipe.
Кольцевая малоэмиссионная камера сгорания ГТД содержит корпус 1 с расположенной в нем кольцевой жаровой трубой 2, включающей две отстоящие друг от друга кольцевые оболочки 3 и 4, соединенные между собой в передней по потоку части жаровой трубы 2 фронтовым устройством 5 (см. фиг.1). Камера сгорания снабжена системой 6 подачи топлива и, по меньшей мере, двумя запальными свечами 7. Фронтовое устройство 5 снабжено горелочными модулями 8, расположенными в наружном и внутреннем концентричных рядах 9, 10 (см. фиг.2), каждый из которых снабжен топливной форсункой 11 и осевым завихрителем 12 воздуха (см. фиг.3).The annular low-emission GTE combustion chamber contains a
Фронтовое устройство 5 дополнительно снабжено кольцевым стабилизатором 13 (см. фиг.2) пламени с топливовоздушными патрубками 14, равнорасположенными по окружности, размещенным между концентричными рядами 9, 10 модулей 8. Фронтовое устройство 5 содержит кольцевые щелевые отверстия 15 подачи воздуха, расположенные между кольцевым стабилизатором 13 пламени и концентричными рядами модулей 8. Система 6 подачи топлива снабжена тремя каналами (см. фиг.1-3), где первый канал соединен с наружным рядом 9 модулей 8, второй канал - с внутренним рядом 10 модулей 8, а третий - с топливными форсунками 11 патрубков 14 кольцевого стабилизатора 13 пламени. Запальные свечи 7 размещены над наружным рядом 9 модулей 8. Осевой завихритель 12 воздуха каждого модуля 8 выполнен с возможностью обеспечения закрутки воздушного потока в одну сторону, кроме осевых завихрителей 12 модулей 8, соседних с каждой запальной свечой 7, которые выполнены с возможностью обеспечения противоположной закрутки потока воздуха.The
Топливовоздушные патрубки 14 содержат трубку 16 подвода топлива (d=1 мм), щель 17 для подачи топливовоздушной смеси (высота щели h=1,5 мм, диаметр патрубка 10 мм) и щель 18 для подачи воздуха (высота щели h=1,0 мм) в полость камеры сгорания (см. фиг.4).The fuel and
Модуль 8, снабженный топливной форсункой 11 и осевым завихрителем 12 воздуха, расположен заподлицо с фронтовым устройством 5. Топливо впрыскивается в сопловом сечении модуля 8, практически реализуя непосредственный впрыск его в камеру сгорания. Назначение модулей 8 и их форсунок 11 - создавать бедную топливовоздушную смесь непосредственно в объеме жаровой трубы 2.
Назначение кольцевого стабилизатора 13 - поддерживать горение топливовоздушной смеси непосредственно за стабилизатором 13 и доставлять продукты сгорания к струям топливовоздушной смеси, вытекающей из модулей 8 наружного и внутреннего рядов 9, 10, обеспечивая тем самым их устойчивое поджигание. Для организации горения за стабилизатором 13 в нем на одинаковом расстоянии устанавливаются топливовоздушные патрубки 14. Кроме того, горение за стабилизатором 13 обеспечивает кольцевой переброс пламени по всей жаровой трубе 2. Кольцевой стабилизатор 13 работает на всех режимах. Модули 8 и форсунки 11 подключаются по мере набора мощности двигателя.The purpose of the
Фронтовое устройство 5 и кольцевые оболочки 3, 4 жаровой трубы 2 охлаждаются поясами сквозных отверстий 19 подвода воздуха.The
Кольцевой стабилизатор 13 пламени обдувается воздухом, проходящим через кольцевые щелевые (5=2…3 мм) отверстия 15. Этот воздух за счет турбулентной диффузии поступает за стабилизатор 13, что обеспечивает широкие бедные пределы горения в камере сгорания. Кроме того, часть воздуха поступает за торец кольцевого стабилизатора 13 через патрубки 14, равномерно расположенные по окружности.An
На крейсерском и взлетном режимах основное топливо (80…90%) подается в камеру сгорания через малоразмерные одноканальные центробежные форсунки 11, расположенные в модулях 8, а вспомогательное топливо (10…20%) подается через патрубки 14. При запуске и режиме малого газа доля топлива, подаваемого за кольцевой стабилизатор 13, может возрастать, как это принято для двухзонных камер сгорания. При расчете камеры сгорания принято, что расход воздуха через жаровую трубу 2 уменьшается на 20% от заданного расхода воздуха через камеру сгорания за счет отборов воздуха на охлаждение соплового аппарата турбины.In cruising and take-off modes, the main fuel (80 ... 90%) is supplied to the combustion chamber through small-sized single-channel
Для улучшения запуска камеры сгорания в месте установки запальной (электрической или плазменной) свечи 7 осевые завихрители 12 модулей 8 устанавливаются с противоположной закруткой относительно остальных модулей 8. Такая закрутка обеспечивает сложение вихревых движений, создаваемых соседними завихрителями 12 таким образом, что на выходе в камеру сгорания их общий поток направлен от стабилизатора 13 к месту установки свечи 7. Тем самым достигается дополнительная поставка топлива из-за стабилизатора 13 к свече 7 и возможность запуска только на вспомогательных форсунках 11 горелочных модулей 8, установленных за стабилизатором 13.To improve the launch of the combustion chamber at the installation site of the ignition (electric or plasma)
В этом случае для создания топливовоздушной смеси за стабилизатором 13 положение свечи 7 соответствует половине расстояния между патрубками 14.In this case, to create a fuel-air mixture behind the
Техническое решение позволяет за счет значительного увеличения количества воздуха, поступающего через фронтовое устройство 5 в камеру сгорания для создания бедной топливовоздушной смеси, снизить уровень эмиссии вредных веществ. Обратная закрутка в осевых завихрителях 12 модулей 8 напротив запальной свечи 7 способствует улучшению зажигания в камере сгорания. Особенность данного технического решение заключается также в относительной компактности камеры сгорания.The technical solution allows, due to a significant increase in the amount of air entering through the
Claims (5)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012127819/06A RU2515909C2 (en) | 2012-07-04 | 2012-07-04 | Gas turbine engine annular low-emission combustion chamber |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012127819/06A RU2515909C2 (en) | 2012-07-04 | 2012-07-04 | Gas turbine engine annular low-emission combustion chamber |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2012127819A RU2012127819A (en) | 2014-01-10 |
| RU2515909C2 true RU2515909C2 (en) | 2014-05-20 |
Family
ID=49884179
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012127819/06A RU2515909C2 (en) | 2012-07-04 | 2012-07-04 | Gas turbine engine annular low-emission combustion chamber |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2515909C2 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2687545C1 (en) * | 2018-08-17 | 2019-05-14 | Рафаэль Салихзянович Кашапов | Low-emission combustion chamber and method of feeding fuel therein |
| RU2710642C1 (en) * | 2018-11-15 | 2019-12-30 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Tubular combustion chamber of gas turbine engine |
Citations (6)
| 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 |
| US6550251B1 (en) * | 1997-12-18 | 2003-04-22 | General Electric Company | Venturiless swirl cup |
| RU2226652C2 (en) * | 2002-05-28 | 2004-04-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas-turbine engine combustion chamber |
| RU2343356C1 (en) * | 2007-05-21 | 2009-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Annular combustion chamber of gas-turbine engine and method of its operation |
| RU2349840C1 (en) * | 2007-08-21 | 2009-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Annular combustion chamber of gas-turbine engine |
-
2012
- 2012-07-04 RU RU2012127819/06A patent/RU2515909C2/en active
Patent Citations (6)
| 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 |
| US6550251B1 (en) * | 1997-12-18 | 2003-04-22 | General Electric Company | Venturiless swirl cup |
| RU2226652C2 (en) * | 2002-05-28 | 2004-04-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas-turbine engine combustion chamber |
| RU2343356C1 (en) * | 2007-05-21 | 2009-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Annular combustion chamber of gas-turbine engine and method of its operation |
| RU2349840C1 (en) * | 2007-08-21 | 2009-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Annular combustion chamber of gas-turbine engine |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2687545C1 (en) * | 2018-08-17 | 2019-05-14 | Рафаэль Салихзянович Кашапов | Low-emission combustion chamber and method of feeding fuel therein |
| RU2710642C1 (en) * | 2018-11-15 | 2019-12-30 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Tubular combustion chamber of gas turbine engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2012127819A (en) | 2014-01-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7757491B2 (en) | Fuel nozzle for a gas turbine engine and method for fabricating the same | |
| RU2459146C2 (en) | Burner | |
| CN102175043B (en) | Gas turbine engine combustor can with trapped vortex cavity | |
| US9518740B2 (en) | Axial swirler for a gas turbine burner | |
| US8117845B2 (en) | Systems to facilitate reducing flashback/flame holding in combustion systems | |
| RU2478878C2 (en) | Injection system of air mixed with fuel to combustion chamber of gas turbine engine | |
| US20140096502A1 (en) | Burner for a gas turbine | |
| CN114294680B (en) | Micro-premixing combustion chamber of central grading gas turbine | |
| KR20120098619A (en) | Inlet premixer for combustion apparatus | |
| US20120258409A1 (en) | Distributed injection with fuel flexible micro-mixing injectors | |
| US11713881B2 (en) | Premixer for a combustor | |
| US11846425B2 (en) | Dual fuel gas turbine engine pilot nozzles | |
| RU2349840C1 (en) | Annular combustion chamber of gas-turbine engine | |
| WO2015023042A1 (en) | Swirler | |
| CA2449501A1 (en) | Cyclone combustor | |
| RU2515909C2 (en) | Gas turbine engine annular low-emission combustion chamber | |
| RU182300U1 (en) | Annular combustion chamber of a gas turbine plant | |
| RU2347144C1 (en) | Annular combustion chamber of gas turbine engine and method of its operation | |
| CN115451431A (en) | Fuel nozzle premixing system for combustion chamber of gas turbine | |
| RU2197685C1 (en) | Burner | |
| RU2098719C1 (en) | Power plant gas turbine combustion chamber | |
| RU185201U1 (en) | CONTINUOUS COMBUSTION CAMERA | |
| RU2633982C1 (en) | Flame tube of gas turbine engine combustion chamber | |
| RU2343356C1 (en) | Annular combustion chamber of gas-turbine engine and method of its operation | |
| RU2226652C2 (en) | Gas-turbine engine combustion chamber |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20210804 |