RU2531477C1 - Device to burn fuel in gas turbine engine - Google Patents

Device to burn fuel in gas turbine engine Download PDF

Info

Publication number
RU2531477C1
RU2531477C1 RU2013140327/06A RU2013140327A RU2531477C1 RU 2531477 C1 RU2531477 C1 RU 2531477C1 RU 2013140327/06 A RU2013140327/06 A RU 2013140327/06A RU 2013140327 A RU2013140327 A RU 2013140327A RU 2531477 C1 RU2531477 C1 RU 2531477C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
primary
primary channel
slots
diameter
fixed
Prior art date
Application number
RU2013140327/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Андрей Александрович Пахольченко
Сергей Александрович Маяцкий
Григорий Павлович Корень
Тарас Васильевич Грасько
Алексей Викторович Петухов
Михаил Андреевич Переславцев
Original Assignee
Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации
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 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации filed Critical Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации
Priority to RU2013140327/06A priority Critical patent/RU2531477C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2531477C1 publication Critical patent/RU2531477C1/en

Links

Images

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: device to burn fuel in a gas turbine engine comprises outer and inner bodies forming a circular cavity, where fixed and mobile flow separators are installed, forming alternating primary and secondary channels. On the outer body of the circular cavity in each primary channel there are symmetrical rectangular cuts corresponding to its size, with fixed flow separators passing through them. In the end part of the circular cavity there are two rings installed as capable of rotation around the longitudinal axis, the diameter of one of which corresponds to the diameter of the outer body, of the second one - the diameter of the inner body. On the outer ring there are 2N slots, where N - natural even number corresponding to the number of primary channels. In each primary channel there are two plates installed, being made according to the profile of the wing and hingedly fixed on the inner ring, with the possibility of displacement along the longitudinal axis of the engine along the slots on the outer ring and around their central axis. The slot length corresponds to plate travel from minimum to maximum size of the primary channel. In each primary channel there are angular flame stabilisers installed with an opening angle of 55-65 degrees in direction of the flow, which are rigidly fixed on the outer and inner rings as equidistant along the circumference. The point of fixation on the outer ring is between the slots of the appropriate channel.
EFFECT: invention is aimed at expansion of the range of combustion chamber stable operation.
3 dwg

Description

Изобретение относится к области турбостроения, в частности к устройствам для сжигания топлива, и может быть использовано в камерах сгорания газотурбинных двигателей (ГТД).The invention relates to the field of turbine construction, in particular to devices for burning fuel, and can be used in the combustion chambers of gas turbine engines (GTE).

Наиболее близким по технической сущности заявляемого изобретения является устройство для сжигания топлива в газотурбинном двигателе (ГТД), которое содержит корпус с кольцевыми обечайками, неподвижные и подвижные разделители потоков, образующие первичные и вторичные каналы, причем в неподвижных разделителях потоков выполнены каналы для подвода топлива в топливные коллекторы-стабилизаторы пламени, которые установлены на входе в первичные каналы и состоят из неподвижных и подвижных частей, телескопически соединенных между собой и жестко закрепленных соответственно на неподвижных и подвижных разделителях потоков. В неподвижных и подвижных частях коллекторов-стабилизаторов пламени выполнены отверстия-форсунки (см., например, "Способ сжигания топлива в высокотемпературном газотурбинном двигателе и устройство для сжигания топлива в газотурбинном двигателе". Патент РФ №2124676, кл. F23, опубл. 10.01.99 г. Бюл. №1).The closest in technical essence of the claimed invention is a device for burning fuel in a gas turbine engine (GTE), which contains a housing with annular shells, fixed and movable flow separators, forming primary and secondary channels, and in the stationary flow separators channels are made for supplying fuel to the fuel flame stabilizer collectors that are installed at the entrance to the primary channels and consist of fixed and moving parts, telescopically connected to each other and a gesture fixed on fixed and movable flow separators, respectively. Nozzle openings are made in the fixed and moving parts of the flame stabilizer manifolds (see, for example, “A method of burning fuel in a high-temperature gas turbine engine and a device for burning fuel in a gas turbine engine.” RF Patent No. 2124676, class F23, publ. 10.01. 99 g. Bull. No. 1).

Недостатком такого устройства, принятого за прототип, является малая возможность управления процессом стабилизации пламени и смесеобразования топливно-воздушной смеси (ТВС) в реакторной зоне, а также высокая вероятность срыва пламени.The disadvantage of this device, adopted as a prototype, is the small ability to control the process of stabilization of the flame and mixture formation of the fuel-air mixture (FA) in the reactor zone, as well as a high probability of flame failure.

Техническим результатом изобретения является расширение диапазона устойчивой работы камеры сгорания за счет усовершенствования устройства для сжигания топлива в ГТД путем установки в первичных каналах взаимно перпендикулярных уголковых стабилизаторов пламени, жестко закрепленных на наружном и внутреннем кольцах в торцевой части кольцевой полости, а также установки 2N пластин, где N - количество первичных каналов, выполненных по профилю крыла, имеющих возможность поворота вокруг своей центральной оси, тем самым интенсифицируя процесс смесеобразования.The technical result of the invention is to expand the range of stable operation of the combustion chamber by improving the device for burning fuel in a gas turbine engine by installing mutually perpendicular corner flame stabilizers in the primary channels, rigidly fixed to the outer and inner rings in the end part of the annular cavity, as well as installing 2N plates, where N is the number of primary channels made along the wing profile, which can be rotated around its central axis, thereby intensifying the process mixture formation.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном устройстве для сжигания топлива в газотурбинном двигателе, содержащее наружный и внутренний корпусы, образующие кольцевую полость, в которой установлены неподвижные и подвижные разделители потока, образующие чередующиеся первичные и вторичные каналы, на наружном корпусе кольцевой полости в каждом первичном канале выполнены симметричные прямоугольные вырезы, соответствующие его размеру, с проходящими через них неподвижными разделителями потока, а также в торцевой части кольцевой полости дополнительно установлены два кольца с возможностью вращения вокруг продольной оси, диаметр одного из которых соответствует диаметру наружного корпуса, второго - диаметру внутреннего корпуса, при этом на наружном кольце выполнены 2N прорези, где N - натуральное четное число, соответствующее количеству первичных каналов, в каждом первичном канале установлены по две выполненные по профилю крыла пластины, шарнирно закрепленные на внутреннем кольце, с возможностью перемещения вокруг продольной оси двигателя по прорезям на наружном кольце и вокруг своей центральной оси, длина прорези соответствует ходу пластины от минимального до максимального размера первичного канала, а также в каждом первичном канале установлены уголковые стабилизаторы пламени с углом раскрытия 55-65 градусов по направлению потока, которые жестко закреплены на наружном и внутреннем кольцах равноудаленно по окружности, при этом точка крепления на наружном кольце находится между прорезями соответствующего канала.The specified technical result is achieved by the fact that in the known device for burning fuel in a gas turbine engine, containing the outer and inner bodies forming an annular cavity, in which fixed and movable flow dividers are installed, forming alternating primary and secondary channels, on the outer annular cavity body in each the primary channel is made symmetrical rectangular cutouts corresponding to its size, with fixed flow dividers passing through them, as well as in the end part two rings are additionally installed in the annular cavity with the possibility of rotation around the longitudinal axis, the diameter of one of which corresponds to the diameter of the outer casing, the second to the diameter of the inner casing, while 2N slots are made on the outer ring, where N is a natural even number corresponding to the number of primary channels, in each primary channel has two plates made along the wing profile, pivotally mounted on the inner ring, with the possibility of movement around the longitudinal axis of the engine along the slots n and on the outer ring and around its central axis, the length of the slot corresponds to the stroke of the plate from the minimum to the maximum size of the primary channel, and also in each primary channel corner flame stabilizers are installed with an opening angle of 55-65 degrees in the direction of flow, which are rigidly fixed to the outer and inner rings equidistant in circumference, while the attachment point on the outer ring is between the slots of the corresponding channel.

Сущность изобретения заключается в том, что в устройстве для сжигания топлива, содержащем наружный и внутренний корпусы, образующие кольцевую полость, в которой установлены неподвижные и подвижные разделители потока, образующие чередующиеся первичные и вторичные каналы, на наружном корпусе кольцевой полости в каждом первичном канале выполнены симметричные прямоугольные вырезы, соответствующие его размеру, с проходящими через них неподвижными разделителями потока, а также в торцевой части кольцевой полости дополнительно установлены два кольца с возможностью вращения вокруг продольной оси, диаметр одного из которых соответствует диаметру наружного корпуса, второго - диаметру внутреннего корпуса, при этом на наружном кольце выполнены 2N прорези, где N - натуральное четное число, соответствующее количеству первичных каналов, в каждом первичном канале установлены по две выполненные по профилю крыла пластины, шарнирно закрепленные на внутреннем кольце, с возможностью перемещения вокруг продольной оси двигателя по прорезям на наружном кольце и вокруг своей оси, длина прорези соответствует ходу пластины от минимального до максимального размера первичного канала, а также в каждом первичном канале установлены уголковые стабилизаторы пламени с углом раскрытия 55-65 градусов по направлению потока, которые жестко закреплены на наружном и внутреннем кольцах равноудаленно по окружности, при этом точка крепления на наружном кольце находится между прорезями соответствующего канала.The essence of the invention lies in the fact that in the device for burning fuel, containing the outer and inner bodies forming an annular cavity, in which fixed and movable flow dividers are installed, forming alternating primary and secondary channels, symmetrical symmetrical on the outer case of the annular cavity in each primary channel rectangular cutouts corresponding to its size, with fixed flow dividers passing through them, as well as in the end part of the annular cavity are additionally installed two rings with the possibility of rotation around the longitudinal axis, the diameter of one of which corresponds to the diameter of the outer case, the second to the diameter of the inner case, with 2N slots made on the outer ring, where N is a natural even number corresponding to the number of primary channels, each primary channel has two plates made along the wing profile pivotally mounted on the inner ring, with the possibility of movement around the longitudinal axis of the engine along the slots on the outer ring and around its axis, the length of If it corresponds to the plate travel from the minimum to the maximum size of the primary channel, and in each primary channel, corner flame stabilizers are installed with an opening angle of 55-65 degrees in the direction of flow, which are rigidly fixed to the outer and inner rings equally spaced around the circumference, while the mounting point on the outer ring is between the slots of the corresponding channel.

Схема построения устройства приведена на фиг.1-3. На фиг.1 представлен общий вид камеры сгорания, где обозначено: наружный корпус 1, внутренний корпус камеры сгорания 2, на котором выполнены симметричные прямоугольные вырезы 7, внешнее кольцо 8 и внутреннее кольцо 9.The construction diagram of the device shown in Fig.1-3. Figure 1 presents a General view of the combustion chamber, where it is indicated: the outer casing 1, the inner casing of the combustion chamber 2, on which symmetrical rectangular cutouts 7, the outer ring 8 and the inner ring 9 are made.

На фиг.2,а представлена торцевая часть камеры сгорания, соответствующая максимальному режиму работы ГТД; фиг.2,б - то же, соответствующая минимальному режиму работы ГТД, где обозначено: неподвижный разделитель потока 3, подвижный разделитель потока 4, образующие первичный канал 5, вторичный канал 6, уголковый стабилизатор пламени 12, пластины 11, выполненные по профилю крыла, гидропривод 13.Figure 2, a presents the end part of the combustion chamber corresponding to the maximum mode of operation of the gas turbine engine; figure 2, b - the same corresponding to the minimum mode of operation of the gas turbine engine, where it is indicated: a fixed flow splitter 3, a movable flow splitter 4, forming the primary channel 5, secondary channel 6, corner flame stabilizer 12, plates 11 made along the wing profile, hydraulic drive 13.

На фиг.3,а представлена часть камеры сгорания, содержащая первичный и вторичный каналы, развернутая на плоскости (вид сверху), соответствующая максимальному режиму работы ГТД; фиг.3,б - то же, соответствующая минимальному режиму работы ГТД, где обозначено: прорези 10 на наружном кольце 8, по которым перемещаются пластины 11, тяги 14, 16, проушина 17, направляющие 15, 18.Figure 3, a presents a portion of the combustion chamber containing the primary and secondary channels, deployed on a plane (top view), corresponding to the maximum mode of operation of the gas turbine engine; figure 3, b is the same corresponding to the minimum mode of operation of the gas turbine engine, where it is indicated: slots 10 on the outer ring 8, along which the plates 11, the rods 14, 16, the eye 17, the guides 15, 18 move.

Наружное кольцо 8 и внутреннее кольцо 9 предназначены для крепления уголковых стабилизаторов пламени 12, через которые осуществляется подвод топлива. Прорези 10 на наружном кольце 8 предназначены для перемещения пластин 11 вокруг продольной оси двигателя и вокруг своей центральной оси, длина прорези соответствует ходу пластины от минимального до максимального размера первичного канала 5, в котором выполненные симметричные прямоугольные вырезы 7, соответствуют его размеру, с проходящими через них неподвижными разделителями потока 3. Тяги 14 предназначены для шарнирного соединения подвижного разделителя потока 4 и наружного корпуса камеры сгорания 1, на каждой из тяг 14 установлены направляющие 15, тяги 16 предназначены для жесткого соединения уголковых стабилизаторов пламени 12 и шарнирного соединения с пластинами 11 через проушины 17, которые перемещаются по двум направляющим 18, установленным на хвостовике каждой пластины 11.The outer ring 8 and the inner ring 9 are designed for mounting corner stabilizers flame 12, through which the fuel is supplied. The slots 10 on the outer ring 8 are designed to move the plates 11 around the longitudinal axis of the engine and around its central axis, the length of the slots corresponds to the stroke of the plate from the minimum to the maximum size of the primary channel 5, in which the symmetrical rectangular cuts 7 made correspond to its size, with passing through fixed flow dividers 3. Rods 14 are designed for swiveling the movable flow divider 4 and the outer housing of the combustion chamber 1, on each of the rods 14 there are mounted guides 15, 16 are designed to thrust the rigid connection of corner flame stabilizers 12 and with swivel plates 11 through the eyelets 17, which move on two rails 18 mounted on the shank 11 of each plate.

Устройство работает следующим образом. Воздух, подводимый в камеру сгорания, разделяется на первичный и вторичный в соотношении, определяемом пропускной способностью первичных и вторичных каналов. Процесс сжигания топлива осуществляется в первичных каналах путем его подвода и стабилизации пламени посредством уголкового стабилизатора 12 и пластин 11.The device operates as follows. The air supplied to the combustion chamber is divided into primary and secondary in a ratio determined by the capacity of the primary and secondary channels. The process of burning fuel is carried out in the primary channels by supplying it and stabilizing the flame by means of an angle stabilizer 12 and plates 11.

При работе газотурбинного двигателя на режимах повышенной мощности подвижный и неподвижный разделители потока вплотную приближены друг к другу (фиг.3,а), обеспечивая максимальный расход воздуха первичного канала 5, при этом пластины 11, выполненные по профилю крыла, имеют наименьший угол установки по отношению к набегающему потоку. При переходе на режимы пониженной мощности (фиг.3,б) уменьшают пропускную способность в первичном канале 5 и, соответственно, увеличивают пропускную способность во вторичном канале 6, перераспределяя воздух в пользу вторичного, при этом угол установки пластин 11 увеличивают, что благоприятно сказывается на процессе смесеобразования. Для этого с помощью гидропривода 13 вращается наружный корпус 1 камеры сгорания, который соединен с разделителем потока 4 двумя шарнирно соединенными тягами 14, на каждой из которых установлена направляющая 15, хвостовики уголковых стабилизаторов 12 соединены с пластинами 11 через тяги 16, имеющие одинаковую длину, с другой стороны тяг 16 имеется шарнирное соединение для крепления тяг с проушинами 17, которые перемещаются по двум направляющим 18, установленным на хвостовике каждой пластины 11.When the gas turbine engine is operating at high power, the movable and stationary flow dividers are closely close to each other (Fig. 3, a), ensuring maximum air flow rate of the primary channel 5, while the plates 11 made along the wing profile have the smallest installation angle with respect to to the oncoming stream. When switching to low power modes (Fig. 3, b), they reduce the throughput in the primary channel 5 and, accordingly, increase the throughput in the secondary channel 6, redistributing the air in favor of the secondary one, while the mounting angle of the plates 11 is increased, which favorably affects the process of mixture formation. To do this, using the hydraulic actuator 13, the outer housing 1 of the combustion chamber is rotated, which is connected to the flow separator 4 by two articulated rods 14, each of which has a guide 15, the shanks of the corner stabilizers 12 are connected to the plates 11 through rods 16 having the same length, s on the other side of the rods 16 there is a hinge for attaching rods with eyes 17, which move along two guides 18 mounted on the shank of each plate 11.

Данное устройство для сжигания топлива в ГТД позволяет интенсифицировать процесс смешения топливно-воздушной смеси за счет воздействия на структуру течения газа, а также расширить диапазон устойчивой работы камеры сгорания.This device for burning fuel in a gas turbine engine allows you to intensify the process of mixing the fuel-air mixture by affecting the structure of the gas flow, as well as expand the range of stable operation of the combustion chamber.

Claims (1)

Устройство для сжигания топлива в газотурбинном двигателе, содержащее наружный и внутренний корпусы, образующие кольцевую полость, в которой установлены неподвижные и подвижные разделители потоков, образующие чередующиеся первичные и вторичные каналы, отличающееся тем, что на наружном корпусе кольцевой полости в каждом первичном канале выполнены симметричные прямоугольные вырезы, соответствующие его размеру, с проходящими через них неподвижными разделителями потока, а также в торцевой части кольцевой полости дополнительно установлены два кольца с возможностью вращения вокруг продольной оси, диаметр одного из которых соответствует диаметру наружного корпуса, второго - диаметру внутреннего корпуса, при этом на наружном кольце выполнены 2N прорези, где N - натуральное четное число, соответствующее количеству первичных каналов, в каждом первичном канале установлены по две выполненные по профилю крыла пластины, шарнирно закрепленные на внутреннем кольце, с возможностью перемещения вокруг продольной оси двигателя по прорезям на наружном кольце и вокруг своей центральной оси, длина прорези соответствует ходу пластины от минимального до максимального размера первичного канала, а также в каждом первичном канале установлены уголковые стабилизаторы пламени с углом раскрытия 55-65 градусов по направлению потока, которые жестко закреплены на наружном и внутреннем кольцах равноудаленно по окружности, при этом точка крепления на наружном кольце находится между прорезями соответствующего канала. A device for burning fuel in a gas turbine engine, comprising an outer and inner bodies forming an annular cavity, in which fixed and movable flow dividers are installed, forming alternating primary and secondary channels, characterized in that symmetrical rectangular ones are made on the outer annular cavity body in each primary channel cutouts corresponding to its size, with fixed flow dividers passing through them, as well as in the end part of the annular cavity, additionally installed two rings are rotatable around the longitudinal axis, the diameter of one of which corresponds to the diameter of the outer case, the second to the diameter of the inner case, with 2N slots made on the outer ring, where N is a natural even number corresponding to the number of primary channels in each primary channel installed on two made along the wing profile of the plate, pivotally mounted on the inner ring, with the ability to move around the longitudinal axis of the engine through the slots on the outer ring and around its central axis, the length of the slot corresponds to the stroke of the plate from the minimum to the maximum size of the primary channel, and also in each primary channel angular flame stabilizers are installed with an opening angle of 55-65 degrees in the direction of flow, which are rigidly fixed to the outer and inner rings equally spaced around this fixation point on the outer ring is between the slots of the corresponding channel.
RU2013140327/06A 2013-08-30 2013-08-30 Device to burn fuel in gas turbine engine RU2531477C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013140327/06A RU2531477C1 (en) 2013-08-30 2013-08-30 Device to burn fuel in gas turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013140327/06A RU2531477C1 (en) 2013-08-30 2013-08-30 Device to burn fuel in gas turbine engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2531477C1 true RU2531477C1 (en) 2014-10-20

Family

ID=53382018

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013140327/06A RU2531477C1 (en) 2013-08-30 2013-08-30 Device to burn fuel in gas turbine engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2531477C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2651692C2 (en) * 2015-10-26 2018-04-23 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Device for fuel combustion in gas turbine engine

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0088933A1 (en) * 1982-03-12 1983-09-21 Kraftwerk Union Aktiengesellschaft Gas turbine combustion chamber
EP0100135A1 (en) * 1982-07-22 1984-02-08 The Garrett Corporation Combustor
EP0192266A2 (en) * 1985-02-22 1986-08-27 Hitachi, Ltd. Gas turbine combustor
EP0496659A1 (en) * 1991-01-23 1992-07-29 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Gas turbine combustion chamber with adjustable wall
RU94022720A (en) * 1994-06-10 1996-06-20 Ставропольское высшее авиационное инженерное училище ПВО им.маршала авиации Судца В.А. Gas-turbine engine combustion chamber
RU2124676C1 (en) * 1994-05-05 1999-01-10 Андрей Александрович Пахольченко Method and device for fuel combustion in high- temperature gas-turbine engine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0088933A1 (en) * 1982-03-12 1983-09-21 Kraftwerk Union Aktiengesellschaft Gas turbine combustion chamber
EP0100135A1 (en) * 1982-07-22 1984-02-08 The Garrett Corporation Combustor
EP0192266A2 (en) * 1985-02-22 1986-08-27 Hitachi, Ltd. Gas turbine combustor
EP0496659A1 (en) * 1991-01-23 1992-07-29 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Gas turbine combustion chamber with adjustable wall
RU2124676C1 (en) * 1994-05-05 1999-01-10 Андрей Александрович Пахольченко Method and device for fuel combustion in high- temperature gas-turbine engine
RU94022720A (en) * 1994-06-10 1996-06-20 Ставропольское высшее авиационное инженерное училище ПВО им.маршала авиации Судца В.А. Gas-turbine engine combustion chamber

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2651692C2 (en) * 2015-10-26 2018-04-23 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Device for fuel combustion in gas turbine engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2012149129A (en) A PISTON IN WHICH THE FORM OF THE COMBUSTION CAVITY PROVIDES THE REQUIRED RELATIONSHIP BETWEEN COMBUSTION EFFICIENCY AND EXHAUST COMPOSITION
CN111380074B (en) Intelligent adjusting system for air flow distribution of combustion chamber and working method thereof
KR101606017B1 (en) Damper for gas turbine
RU2014119896A (en) HALL EFFECT ENGINE
BR102015018643A2 (en) power cylinder systems for an reciprocating engine
RU2531477C1 (en) Device to burn fuel in gas turbine engine
RU2009104549A (en) IGNITION CANDLE INSTALLATION DEVICE IN THE COMBUSTION CAMERA OF A GAS TURBINE ENGINE, IGNITION SYSTEM OF A GAS TURBINE ENGINE AND A GAS TURBINE ENGINE
RU2013130008A (en) COMBUSTION CHAMBER ASSEMBLY, IN PARTICULAR, FOR A GAS TURBINE
CN103868095A (en) Active air flow control and adjustment device and engine combustion chamber including same
EP2557362A3 (en) Turbomachine combustor assembly
US20180038282A1 (en) Damping device, combustor, and gas turbine
CN111936790B (en) Combustor and gas turbine provided with same
GB2473113A (en) Pulse detonation inlet management system
RU2012116126A (en) COMBUSTION CHAMBER FOR THE AIRCRAFT GAS TURBINE ENGINE WITH OPTIONS OF DIFFERENT CONFIGURATION
WO2014129920A1 (en) Device for fuel combustion in a continuous detonation wave
US8720315B2 (en) Combustion gas piston type movable guiding tube netting device
RU2013131635A (en) MULTI-CONE TYPE PRE-MIXING BURNER FOR GAS TURBINE
RU2014125503A (en) THE COMBUSTION CHAMBER
CN105157063A (en) Adjustable-flow-distribution flame tube
US20160341147A1 (en) Piston top providing structural unit
CN103968421A (en) Variable volume combustor with nested fuel manifold system
KR102129052B1 (en) Swirler assembly
RU2651692C2 (en) Device for fuel combustion in gas turbine engine
EP3073099B1 (en) Adapting flow dynamics for internal combustion engines
RU2017111847A (en) Method for reducing NOx emissions in a gas turbine, air and fuel mixer, gas turbine and swirl

Legal Events

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

Effective date: 20160831