RU2539949C2 - Камера сгорания для авиационного газотурбинного двигателя с отверстиями разной конфигурации - Google Patents

Камера сгорания для авиационного газотурбинного двигателя с отверстиями разной конфигурации Download PDF

Info

Publication number
RU2539949C2
RU2539949C2 RU2012116126/06A RU2012116126A RU2539949C2 RU 2539949 C2 RU2539949 C2 RU 2539949C2 RU 2012116126/06 A RU2012116126/06 A RU 2012116126/06A RU 2012116126 A RU2012116126 A RU 2012116126A RU 2539949 C2 RU2539949 C2 RU 2539949C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
primary
holes
combustion chamber
adjacent
adjacent zones
Prior art date
Application number
RU2012116126/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012116126A (ru
Inventor
Патрис КОММАРЕ
Тома НОЭЛЬ
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 RU2012116126A publication Critical patent/RU2012116126A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2539949C2 publication Critical patent/RU2539949C2/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
    • F23R3/42—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
    • 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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/26—Controlling the air flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23N—REGULATING OR CONTROLLING COMBUSTION
    • F23N2227/00—Ignition or checking
    • 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)
  • Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
  • Spark Plugs (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя выполнена кольцевой относительно продольной оси А, определена внешней боковой стенкой, внутренней боковой стенкой и торцевой стенкой кольцевой камеры, соединяющей один конец внешней боковой стенки с одним концом внутренней боковой стенки. Внешняя боковая стенка содержит распределенные по ее окружности свечи зажигания, первичные отверстия и отверстия разбавления, расположенные ниже по потоку от первичных отверстий в направлении продольной оси А. Первичные отверстия, расположенные в каждой из примыкающих зон, примыкающих к одной из свечей зажигания расположены дальше ниже по потоку, чем первичные отверстия, расположенные вне этих зон. Изобретение направлено на создание камеры сгорания, допускающей повторное зажигание на большой высоте. 8 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Настоящее изобретение относится к области камер сгорания для авиационных газотурбинных двигателей. Более конкретно, настоящее изобретение относится к камере сгорания для авиационного газотурбинного двигателя, при этом камера сгорания выполнена кольцевой относительно продольной оси А, определена внешней боковой стенкой, внутренней боковой стенкой и торцевой стенкой кольцевой камеры, соединяющей один конец внешней боковой стенки с одним концом внутренней кольцевой стенки, при этом внешняя стенка содержит распределенные по ее окружности свечи зажигания, первичные отверстия и отверстия разбавления, расположенные ниже по потоку от первичных отверстий в направлении продольной оси А.
В нижеследующем описании термин "ниже по потоку" и "выше по потоку" определены относительно нормального направления потока воздуха через камеру сгорания. Термины "внутренний" и "внешний" относятся в области внутри камеры сгорания и к области снаружи от камеры сгорания соответственно.
На фиг. 1 представлено продольное сечение сектора камеры 10 сгорания авиационного газотурбинного двигателя. Камера 10 сгорания является кольцевой относительно продольной оси А. Она определена внешней боковой стенкой 12, которая является по существу цилиндрической относительно оси А, внутренней боковой стенкой 14, которая является по существу цилиндрической относительно оси А, и ее средний диаметр меньше, чем средний диаметр внешней боковой стенки 12, и торцевой стенкой 13 кольцевой камеры, которая соединяет один конец внешней боковой стенки 12 с расположенным напротив концом внутренней боковой стенки 14 так, чтобы закрыть расположенный выше по потоку конец камеры 10 сгорания. Таким образом, средняя поверхность, проходящая через камеру 10 сгорания от торцевой стенки 13 до нижнего по потоку конца 15, является конусом, расположенным вокруг продольной оси А. Линия пересечения между этим конусом и плоскостью, в которой лежит продольная ось А, на фиг. 1 показана позицией С.
Торцевая стенка 13 камеры имеет множество систем 33 впрыска топлива, которые нагнетают топливо в камеру 10 сгорания. Системы 33 впрыска распределены вокруг продольной оси А.
Воздух проникает в камеру сгорания через торцевую стенку 13 камеры, через первичные отверстия 100, через отверстия 200 разбавления и через охлаждающие отверстия (не показаны), все из которых выполнены во внешней боковой стенке 12, а также через первичные отверстия 110, отверстия 210 разбавления и охлаждающие отверстия (не показаны), все из которых выполнены во внутренней боковой стенке 14.
Свечи 36 зажигания (показанные на фиг. 4) расположены по существу на одном уровне с первичными отверстиями 100 и равномерно распределены по внешней боковой стенке 12 вокруг продольной оси А.
В конфигурации, показанной на фиг. 1, камера 10 сгорания имеет две свечи 36 зажигания (см. фиг. 4), которые, таким образом, расположены диаметрально противоположно друг другу относительно оси А.
Такая камера сгорания предназначена для работы на разных высотах. Существующие стандарты требуют, чтобы камера сгорания подходила для работы на все более увеличивающихся высотах. В частности, в случае срыва горения, камера сгорания должна быть рассчитана на повторное зажигание на максимально возможной высоте, именуемой "потолок повторного зажигания".
Испытания на повторное зажигание камеры сгорания на большой высоте показали, что для увеличения потолка повторного зажигания и, следовательно, способности камеры сгорания к повторному зажиганию на большей высоте, необходимо:
- либо уменьшить процентное отношение воздуха, который подается в камеру сгорания через первичные отверстия (относительно общего количества воздуха, проходящего через камеру сгорания);
- либо увеличить объем VZP первичной зоны так, чтобы воздух распределялся постоянным образом в камере сгорания (т.е., распределение воздуха между различными воздушными впускными отверстиями в камере сгорания было постоянным). Первичная зона определяется как область камеры сгорания, которая проходит между торцевой стенкой камеры и плоскостью, в которой находятся первичные отверстия.
Оба эти решения имеют недостатки, заключающиеся в повышении уровня дыма и оксидов азота, выбрасываемых камерой сгорания.
В известных камерах сгорания достижение более высокого потолка повторного зажигания, таким образом, влечет риск невыполнения стандартов по загрязнению окружающей среды, в частности, поскольку эти стандарты становятся все более жесткими.
Настоящее изобретение направлено на создание камеры сгорания, которая допускает повторное зажигание на большой высоте (высокий потолок повторного зажигания), в то же время выполняя действующие стандарты.
Эта цель достигается за счет того, что первичные отверстия, расположенные в каждой из примыкающих зон, примыкающих к свечам зажигания, имеют конфигурацию, отличающуюся от конфигурации первичных отверстий, расположенных вне этих зон, так что подача воздуха в примыкающие зоны отличается от подачи воздуха вне этих зон.
Благодаря такой конструкции сохраняется высокий потолок повторного зажигания и этот потолок возможно даже поднять при одновременном управлении образованием дыма и оксидов азота, что позволяет выполнять требования стандартов на загрязнение окружающей среды.
В первом варианте настоящего изобретения первичные отверстия, расположенные в каждой из примыкающих зон, примыкающих к одной из свечей зажигания, расположены дальше ниже по потоку, чем первичные отверстия, расположенные вне этих зон.
Во втором варианте изобретения отношение R1 расхода воздуха, проходящего через первичные отверстия к расходу воздуха, проходящего через отверстия разбавления в зоне, примыкающей к одной из свечей зажигания, меньше, чем отношение R2 расхода воздуха, проходящего сквозь первичные отверстия к расходу воздуха, проходящего через отверстия разбавления за пределами этих зон.
Изобретение будет лучше понято, и его преимущества будут более очевидны при чтении подробного описания варианта настоящего изобретения, приведенного как не ограничивающий пример. В описании даются ссылки на приложенные чертежи, где:
Фиг. 1 - продольное сечение сектора камеры;
Фиг. 2 - вид в перспективе части внешней боковой стенки камеры сгорания по первому варианту изобретения;
Фиг. 3 - вид в перспективе части внешней боковой стенки камеры сгорания по второму варианту изобретения;
Фиг. 4 - вид в перспективе части внешней боковой стенки камеры сгорания согласно предшествующему уровню техники.
На фиг. 4 представлен вид в перспективе части внешней боковой стенки 12 камеры 10 сгорания предшествующего уровня техники, описанного выше. На чертеже видны первичные отверстия 100 и отверстия 200 разбавления, а также одна из двух свечей 36 зажигания.
Для каждой свечи 36 зажигания определена примыкающая зона 60, которая является зоной, имеющей первичные отверстия 100 и вторичные отверстия 200, ближайшие к свече 36 зажигания. Свеча 36 зажигания, таким образом, расположена в середине примыкающей зоны 60. В примере, показанном на фиг. 2 и 3, примыкающая зона 60 имеет два первичных отверстия 100, и четыре отверстия 200 разбавления (три отверстия разбавления плюс, на каждой из двух границ примыкающей зоны, половина отверстия разбавления по обе стороны этой границы). Отверстия, расположенные дальше от свечи 36 зажигания, находятся вне примыкающей зоны 60. Эта ситуация аналогична и на другой свече 36 зажигания.
Альтернативно, примыкающая зона 60 относительно свечи 36 зажигания может содержать только два первичных отверстия 100 (по одному отверстию с каждой стороны от свечи 36 зажигания) и два отверстия 200 разбавления (по одному отверстию с каждой стороны от свечи 36 зажигания).
Первичные отверстия 100 расположены по окружности, расположенной на продольной оси А в плоскости, перпендикулярной этой оси. Отверстия 200 разбавления расположены по другой окружности, в плоскости, параллельной плоскости, содержащей окружность первичных отверстий 100, ниже по потоку от первичных отверстий 100 в направлении продольной оси А.
Неожиданно изобретатели обнаружили, что изменяя характеристики первичных отверстий 100 так, чтобы первичные отверстия 100, расположенные в примыкающей зоне 60, отличались от первичных отверстий 100, которые лежат вне примыкающей зоны 60, можно сохранить или увеличить потолок повторного зажигания, соответствуя при этом требованиям действующих стандартов на загрязнение окружающей среды.
Так, изобретатели модифицировали конфигурацию первичных отверстий 100, так, чтобы первичные отверстия 100, находящиеся в примыкающей зоне 60, отличались от первичных отверстий 100, находящихся вне примыкающей зоны 60. Термин "конфигурация первичных отверстий" означает, например, положения первичных отверстий 100, и/или форму, и/или размеры первичных отверстий 100.
За счет разной конфигурации первичных отверстий 100, расположенных в примыкающей зоне 60 по сравнению с конфигурацией первичных отверстий 100, которые лежат вне примыкающих зон 60 подача воздуха в примыкающие зоны 60 отличается от подачи воздуха вне примыкающих зон 60.
В первом варианте изобретения первичные отверстия 100, которые лежат в примыкающих зонах 60, расположены дальше ниже по потоку, чем первичные отверстия 100, расположенные вне примыкающих зон 60. Эта ситуация показана на фиг. 2. Первичные отверстия 100, которые находятся в примыкающих зонах 60, расположены на окружности с центром на продольной оси А, находящейся в первой плоскости Р1, перпендикулярной этой оси. Первичные отверстия 100, которые находятся вне примыкающих зон 60, расположены на окружности во второй плоскости Р2, параллельной первой плоскости и расположенной выше по потоку от первой плоскости Р1.
Например, как показано на фиг. 2, расстояние между первой плоскостью Р1 и второй плоскостью Р2 равно диаметру первичного отверстия 100 (плоскости Р1 и Р2 параллельны и, следовательно, расстояние между двумя плоскостями условно определяется как длина отрезка, проходящего от одной из плоскостей до другой плоскости перпендикулярно этой плоскости). Расстояние между первой плоскостью Р1 и второй плоскостью Р2 также может быть больше наибольшего размера первичного отверстия 100.
Альтернативно, расстояние между первой плоскостью Р1 и второй плоскостью Р2 может быть меньше, чем наибольший размер первичного отверстия 100.
Таким образом, увеличивается объем первичной зоны, находящейся выше по потоку от первичных отверстий 100, расположенных в примыкающей зоне 60. Это позволяет увеличить потолок повторного зажигания, сохраняя уровни дыма и оксидов азота, выбрасываемых из камеры сгорания. Можно, наоборот, сохранить значение объема первичной зоны в примыкающей зоне 60, т.е., сохранить положения первичных отверстий 100 рядом со свечами 36 зажигания (плоскость Р1), как показано на фиг. 4 для предшествующего уровня техники, сдвинув выше по потоку первичные отверстия 100, расположенные вне примыкающих зон 60 (плоскость Р2). Это уменьшает уровни дыма и оксидов азота, выбрасываемых камерой сгорания, сохраняя потолок повторного зажигания. Так, испытания, проведенные изобретателями, показали, что когда объем первичной зоны за пределами примыкающих зон 60 изменяется с 2,77 литра до 2,2 литра, достигается уменьшение уровня дымности на 3 ЧД (ЧД - число дымности, единица измерения количества дыма). Вне зон 60, примыкающих к свечам 36 зажигания также получено 3% увеличение запаса относительно известного стандарта на выбросы оксидов азота Международной организации гражданской авиации (ICAO).
Как показано на фиг. 2, и в сравнении с фиг. 4, смещение выше по потоку первичных отверстий 100, расположенных вне примыкающих зон 60 по сравнению с первичными отверстиями 100, расположенными в примыкающих зонах 60, сопровождается идентичным смещением отверстий 200 разбавления, т.е., расстояние между первичным отверстием 100 и отверстием 200 разбавления, расположенным непосредственно ниже по потоку от первичного отверстия 100 в направлении оси А, остается по существу постоянным на всей окружности камеры 10 сгорания. Для каждой примыкающей зоны 60 отверстия 200 разбавления, расположенные каждое по обе стороны двух границ примыкающей зоны, смещены на половину расстояния смещения других отверстия 200 разбавления.
Альтернативно, отверстия 200 разбавления не требуют смещения между примыкающими зонами 60 и участками внешней боковой стенки 12 вне примыкающих зон 60, т.е., все отверстия 200 разбавления могут быть расположены на одной окружности относительно оси А.
Внутренняя боковая стенка 14 камеры 10 сгорания может содержать первичные отверстия 110 и отверстия 210 разбавления.
Преимущественно, эти первичные отверстия 110 находятся по существу на таком же расстоянии относительно торцевой стенки 13 камеры, что и первичные отверстия 100 во внешней боковой стенке 12, расположенные в каждой из примыкающих зон 60, примыкающих к одной из свечей 36 зажигания.
Таким образом, первичные отверстия 110 во внутренней боковой стенке 14 расположены по существу в совпадении с первичными отверстиями 100 во внешней боковой стенке 12 в направлениях, перпендикулярных боковым стенкам.
Такая конструкция позволяет определить объем первичной зоны более точно с точки зрения аэродинамики.
Отверстия 210 разбавления также могут быть расположены по существу в совпадении с отверстиями 200 разбавления во внешней боковой стенке 12, находящимися в каждой из примыкающих зон 60, примыкающих к свечам 36 зажигания.
Во втором варианте настоящего изобретения отношение R1 расхода ρР1 воздуха, проходящего сквозь первичные отверстия 100, расположенные в примыкающих зонах 60, к расходу ρD1 воздуха, проходящего сквозь отверстия 200 разбавления, расположенные в примыкающих зонах 60, меньше, чем отношение R2 расхода ρP2 воздуха, проходящего через первичные отверстия 100 к расходу ρD2 воздуха, проходящего сквозь отверстия 200 разбавления, расположенные вне примыкающих зон 60. Такая ситуация показана на фиг. 3.
Вне примыкающих зон 60 расход ρР2 воздуха, проходящего сквозь первичные отверстия 100, увеличен по сравнению с расходом ρD2 воздуха, проходящего сквозь отверстия 200 разбавления. Это позволяет удовлетворять требованиям стандартов на загрязнение окружающей среды. Тем не менее, в примыкающих зонах 60, которые окружают свечу 36 зажигания, отношение R1 расхода ρР1 воздуха, проходящего сквозь первичные отверстия 100 к расходу ρD1 воздуха, проходящего сквозь отверстия 200 разбавления, не меняется, что позволяет сохранить требуемую высоту потолка повторного зажигания.
Как показано на фиг. 3, и в сравнении с фиг. 4, отношение R2 расхода ρР2 воздуха, проходящего сквозь первичные отверстия 100, расположенные вне примыкающих зон 60, к расходу ρD2 воздуха, проходящего сквозь отверстия 200 разбавления, расположенные вне примыкающих зон, увеличивается путем увеличения расхода ρР2 воздуха и уменьшения расхода ρD2 воздуха. Эти изменения расхода воздуха достигаются путем изменения сечения, по меньшей мере, части первичных отверстий 100 и сечения, по меньшей мере, части отверстий 200 разбавления.
Так, испытания, проведенные изобретателями, показали, что, когда расход ρР2 воздуха, проходящего сквозь первичные отверстия 100, которые находятся вне примыкающих зон 60 увеличивается на 2% от расхода через камеру в ущерб расходу ρD2 воздуха, проходящего сквозь отверстия 200 разбавления, расположенные вне примыкающих зон 60, не изменяя расход воздуха, проходящего сквозь первичные отверстия 100 и отверстия 200 разбавления, находящиеся в примыкающих зонах 60, уровень дымности снижался на 2 ЧД.
Такие изменения расхода можно получить либо путем увеличения только расхода ρР2 воздуха, проходящего через первичные отверстия 100, находящиеся вне примыкающих зон 60, или путем уменьшения только расхода ρD2 воздуха, проходящего сквозь отверстия 200 разбавления, расположенные вне примыкающих зон 60.
На фиг. 3 и в сравнении с фиг. 4, сечение каждого из первичных отверстий 100, находящихся вне примыкающих зон 60, увеличено по сравнению с сечением каждого из первичных отверстий 100, находящихся в примыкающих зонах 60. Параллельно, для отверстий 200 разбавления, находящихся вне примыкающих зон 60, сечение одного отверстия 201 разбавления из каждых четырех отверстий 200 разбавления изначально большее, чем сечение одного из остальных трех отверстий 200 разбавления, уменьшено до сечения одного из остальных трех отверстий 200 разбавления, тогда как сечение четырех отверстий 200 разбавления в примыкающих зонах 60 остается неизменным: три из этих отверстий 200 разбавления, каждое, имеет сечение, равное сечению остальных трех отверстий разбавления, которые лежат вне примыкающих зон 60, а сечение оставшихся отверстий 200 разбавления остается увеличенным.
По существу, согласно настоящему изобретению, среднее сечений первичных отверстий 100, находящихся в примыкающих зонах 60 меньше, чем среднее сечений первичных отверстий 100, которые лежат вне примыкающих зон 60. Например, сечение каждого первичного отверстия 100, расположенного в примыкающей зоне 60, меньше, чем сечение каждого первичного отверстия 100, которое лежит вне примыкающей зоны 60. Например, сечение каждого из первичных отверстий 100, расположенных в примыкающих зонах 60, по существу равно половине сечения каждого из первичных отверстий 100, которые лежат вне примыкающих зон 60.
Также, или дополнительно, в общем смысле, согласно изобретению, среднее сечений отверстий 200 разбавления, которые лежат в примыкающих зонах 60, больше, чем среднее сечений отверстий 200 разбавления, расположенных вне примыкающих зон 60. Например, определенные отверстия 200 разбавления, которые лежат в примыкающих зонах 60, имеют первое сечение, а другие отверстия 200 разбавления, расположенные в примыкающих зонах 60, имеют второе сечение, которое меньше первого сечения, тогда как все отверстия 200 разбавления, расположенные вне примыкающих зон 60, имеют сечение, равное второму сечению. Например, часть отверстий 200 разбавления, которые лежат в примыкающих зонах 60, имеют первое сечение, другие отверстия 200 разбавления, которые лежат в примыкающих зонах 60, имеют второе сечение, равное половине первого сечения, а все отверстия 200 разбавления, которые лежат вне примыкающих зон 60, имеют сечение, равное второму сечению.
Поскольку отверстия на фиг. 3 являются круглыми, изменение их сечения заключается в изменении их диаметра.
Альтернативно, за пределами примыкающих зон 60 можно поддерживать отношение R2 расхода ρР2 воздуха, проходящего сквозь первичные отверстия 100 к расходу ρD2 воздуха, проходящего сквозь отверстия 200 разбавления, а в примыкающих зонах 60 уменьшить отношение R1 расхода ρР1 воздуха, проходящего сквозь первичные отверстия 100 к расходу ρD1 воздуха, проходящего сквозь отверстия 200 разбавления. Такого уменьшения отношения R1 можно добиться, изменив сечения этих отверстий.
Согласно настоящему изобретению, эти два варианта можно комбинировать, т.е., во-первых, обеспечить, чтобы первичные отверстия 100, находящиеся вне примыкающих зон 60, располагались выше по потоку дальше, чем первичные отверстия 100, находящиеся в примыкающих зонах 60, а во-вторых, обеспечить, чтобы отношение R1 расхода ρР1 воздуха проходящего сквозь первичные отверстия 100, расположенные в примыкающих зонах 60 к расходу ρD1 воздуха, проходящего сквозь отверстия 200 разбавления, расположенные в примыкающих зонах 60, было больше, чем отношение R2 расхода ρР2 воздуха проходящего сквозь первичные отверстия 100, которые лежат вне примыкающих зон 60, к расходу ρD2 воздуха, проходящего сквозь отверстия 200 разбавления, которые лежат вне примыкающих зон 60.
Так, испытания, проведенные изобретателями, показали, что, когда объем первичного воздуха вне примыкающих зон 60 изменяется с 2,77 литра до 2,2 литра, и когда расход ρР2 воздуха, проходящего сквозь первичные отверстия 100, которые лежат вне примыкающих зон 60, увеличивается на 2% от расхода камеры за счет расхода ρD2 воздуха, проходящего сквозь отверстия 200 разбавления, которые лежат вне примыкающих зон 60 без изменения расхода воздуха, проходящего сквозь первичные отверстия 100 и отверстия 200 разбавления, которые лежат в примыкающих зонах 60, достигается уменьшение уровня дымности на 4 ЧД и вне примыкающих зон 60 достигается 4% увеличение по сравнению со стандартом ICAO на выбросы оксидов азота.
Внутренняя боковая стенка 14 камеры 10 сгорания может содержать первичные отверстия 110 и отверстия 210 разбавления.
Преимущественно, эти первичные отверстия 110 выполнены так, что расход воздуха, проходящего сквозь эти первичные отверстия 110, по существу равен расходу воздуха, проходящего сквозь первичные отверстия 100 во внешней боковой стенке 12.
Таким образом, горение в камере становится более симметричным, что способствует увеличению срока службы газовой турбины.
Во всех вариантах настоящего изобретения первичные отверстия 100 и отверстия 200 разбавления расположены так, чтобы выполнялись требования стандартов на загрязнение окружающей среды и достигался и/или сохранялся высокий потолок повторного зажигания.

Claims (9)

1. Камера (10) сгорания авиационного газотурбинного двигателя, при этом камера сгорания выполнена кольцевой относительно продольной оси А, определена внешней боковой стенкой (12), внутренней боковой стенкой (14) и торцевой стенкой (13) кольцевой камеры, соединяющей один конец упомянутой внешней боковой стенки с одним концом упомянутой внутренней боковой стенки, при этом внешняя боковая стенка (12) содержит распределенные по ее окружности свечи (36) зажигания, первичные отверстия (100) и отверстия (200) разбавления, расположенные ниже по потоку от первичных отверстий (100) в направлении продольной оси А, отличающаяся тем, что первичные отверстия (100), расположенные в каждой из примыкающих зон (60), примыкающих к одной из свечей (36) зажигания, расположены дальше ниже по потоку, чем первичные отверстия (100), расположенные вне этих зон.
2. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что расстояние между первой плоскостью (Р1), содержащей первичные отверстия (100), расположенные в упомянутых примыкающих зонах (60), и второй плоскостью (Р2), содержащей первичные отверстия (100), лежащие вне упомянутых примыкающих зон (60) больше, чем наибольший размер одного из первичных отверстий (100).
3. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что внутренняя боковая стенка (14) содержит первичные отверстия (110), расположенные по существу на таком же расстоянии от торцевой стенки (13) камеры, что и первичные отверстия (100) внешней боковой стенки (12), которые расположены в каждой из примыкающих зон (60), примыкающей к одной из упомянутых свечей (36) зажигания.
4. Камера сгорания по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что отношение R1 расхода воздуха, проходящего сквозь первичные отверстия (100) к расходу воздуха, проходящего сквозь отверстия (200) разбавления в упомянутой примыкающей зоне (60) примыкающей к одной из упомянутых свечей (36) зажигания, меньше, чем отношение R2 расхода воздуха, проходящего сквозь первичные отверстия (100), к расходу воздуха, проходящего сквозь отверстия (200) разбавления вне этих зон.
5. Камера сгорания по п.4, отличающаяся тем, что среднее сечений первичных отверстий (100), которые лежат в примыкающих зонах (60), меньше, чем среднее сечений первичных отверстий (100), лежащих вне этих зон.
6. Камера сгорания по п.5, отличающаяся тем, что сечение каждого из первичных отверстий (100), которые лежат в примыкающих зонах (60), по существу равно половине сечения каждого из первичных отверстий (100), лежащих вне этих зон.
7. Камера сгорания по п.4, отличающаяся тем, что среднее сечений отверстий (200) разбавления, которые лежат в примыкающих зонах (60), больше, чем среднее сечений отверстий (200) разбавления, лежащих вне этих примыкающих зон (60).
8. Камера сгорания по п.7, отличающаяся тем, что некоторые из отверстий (200) разбавления, которые лежат в примыкающих зонах (60), имеют первое сечение, остальные отверстия (200) разбавления, лежащие в примыкающих зонах (60), имеют второе сечение, равное половине упомянутого первого сечения, а все отверстия (200) разбавления, лежащие вне примыкающих зон (60), имеют сечение, равное второму сечению.
9. Камера сгорания по п.4, отличающаяся тем, что внутренняя боковая стенка (14) содержит первичные отверстия (110), выполненные так, что расход воздуха, проходящего через эти первичные отверстия (110), по существу равен расходу воздуха, проходящего через первичные отверстия (100) внешней боковой стенки (12).
RU2012116126/06A 2009-09-21 2010-09-21 Камера сгорания для авиационного газотурбинного двигателя с отверстиями разной конфигурации RU2539949C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0956467 2009-09-21
FR0956467A FR2950415B1 (fr) 2009-09-21 2009-09-21 Chambre de combustion de turbomachine aeronautique avec trous de combustion decales ou de debits differents
PCT/FR2010/051970 WO2011033242A2 (fr) 2009-09-21 2010-09-21 Chambre de combustion de turbomachine aeronautique avec trous de combustion de configurations differentes

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012116126A RU2012116126A (ru) 2013-10-27
RU2539949C2 true RU2539949C2 (ru) 2015-01-27

Family

ID=42115450

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012116126/06A RU2539949C2 (ru) 2009-09-21 2010-09-21 Камера сгорания для авиационного газотурбинного двигателя с отверстиями разной конфигурации

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9279588B2 (ru)
EP (1) EP2480834B1 (ru)
JP (2) JP5902621B2 (ru)
CN (1) CN102510978B (ru)
BR (1) BR112012006146B8 (ru)
CA (1) CA2774440C (ru)
FR (1) FR2950415B1 (ru)
RU (1) RU2539949C2 (ru)
WO (1) WO2011033242A2 (ru)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2975465B1 (fr) * 2011-05-19 2018-03-09 Safran Aircraft Engines Paroi pour chambre de combustion de turbomachine comprenant un agencement optimise d'orifices d'entree d'air
FR2979005B1 (fr) * 2011-08-09 2015-04-03 Snecma Systemes d'injection de carburant pour turbomachine d'aeronef a permeabilites differenciees
FR2980553B1 (fr) 2011-09-26 2013-09-20 Snecma Chambre de combustion de turbomachine
EP3015770B1 (en) * 2014-11-03 2020-07-01 Ansaldo Energia Switzerland AG Can combustion chamber
DE102016219424A1 (de) 2016-10-06 2018-04-12 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammeranordnung einer Gasturbine sowie Fluggasturbine
US11268438B2 (en) 2017-09-15 2022-03-08 General Electric Company Combustor liner dilution opening
US10816202B2 (en) 2017-11-28 2020-10-27 General Electric Company Combustor liner for a gas turbine engine and an associated method thereof
US11255543B2 (en) 2018-08-07 2022-02-22 General Electric Company Dilution structure for gas turbine engine combustor
US11181269B2 (en) 2018-11-15 2021-11-23 General Electric Company Involute trapped vortex combustor assembly
DE102018222897A1 (de) 2018-12-21 2020-06-25 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammerbaugruppe mit angepassten Mischluftlöchern
CN114076324B (zh) * 2022-01-19 2022-07-08 中国航发四川燃气涡轮研究院 能够自动调节掺混进气的燃烧室

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4696157A (en) * 1985-10-18 1987-09-29 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." Fuel and air injection system for a turbojet engine
US4720970A (en) * 1982-11-05 1988-01-26 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Sector airflow variable geometry combustor
US5297385A (en) * 1988-05-31 1994-03-29 United Technologies Corporation Combustor
EP1092925A1 (en) * 1999-10-14 2001-04-18 General Electric Company Film cooled combustor liner and method of making the same
RU2352864C1 (ru) * 2007-12-11 2009-04-20 Общество с ограниченной ответственностью "Научно-технический центр "Альтернатива" Способ и устройство для сжигания топлива
EP2053312A2 (fr) * 2007-10-22 2009-04-29 Snecma Chambre de combustion à dilution optimisée et turbomachine en étant munie

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1493144A (fr) * 1966-08-19 1967-08-25 Lucas Industries Ltd Perfectionnements aux appareils de combustion pour moteurs de turbines à gaz
JPH0729403Y2 (ja) * 1986-02-12 1995-07-05 トヨタ自動車株式会社 ガスタ−ビンエンジン用燃焼器
US5481867A (en) * 1988-05-31 1996-01-09 United Technologies Corporation Combustor
JPH02183719A (ja) * 1989-01-11 1990-07-18 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器
US5289656A (en) * 1992-07-06 1994-03-01 Truth Division Of Spx Corporation Geared casement window hinges
US5289686A (en) * 1992-11-12 1994-03-01 General Motors Corporation Low nox gas turbine combustor liner with elliptical apertures for air swirling
FR2770283B1 (fr) * 1997-10-29 1999-11-19 Snecma Chambre de combustion pour turbomachine
US6145319A (en) * 1998-07-16 2000-11-14 General Electric Company Transitional multihole combustion liner
US7614235B2 (en) * 2005-03-01 2009-11-10 United Technologies Corporation Combustor cooling hole pattern
US7887322B2 (en) * 2006-09-12 2011-02-15 General Electric Company Mixing hole arrangement and method for improving homogeneity of an air and fuel mixture in a combustor
US7926284B2 (en) * 2006-11-30 2011-04-19 Honeywell International Inc. Quench jet arrangement for annular rich-quench-lean gas turbine combustors
CN101275741B (zh) * 2007-03-26 2011-02-02 靳宇男 脉冲矢量高压燃烧器
FR2922630B1 (fr) * 2007-10-22 2015-11-13 Snecma Paroi de chambre de combustion a dilution et refroidissement optimises,chambre de combustion et turbomachine en etant munies
FR2941287B1 (fr) * 2009-01-19 2011-03-25 Snecma Paroi de chambre de combustion de turbomachine a une seule rangee annulaire d'orifices d'entree d'air primaire et de dilution
US8584466B2 (en) * 2010-03-09 2013-11-19 Honeywell International Inc. Circumferentially varied quench jet arrangement for gas turbine combustors

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4720970A (en) * 1982-11-05 1988-01-26 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Sector airflow variable geometry combustor
US4696157A (en) * 1985-10-18 1987-09-29 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." Fuel and air injection system for a turbojet engine
US5297385A (en) * 1988-05-31 1994-03-29 United Technologies Corporation Combustor
EP1092925A1 (en) * 1999-10-14 2001-04-18 General Electric Company Film cooled combustor liner and method of making the same
EP2053312A2 (fr) * 2007-10-22 2009-04-29 Snecma Chambre de combustion à dilution optimisée et turbomachine en étant munie
RU2352864C1 (ru) * 2007-12-11 2009-04-20 Общество с ограниченной ответственностью "Научно-технический центр "Альтернатива" Способ и устройство для сжигания топлива

Also Published As

Publication number Publication date
RU2012116126A (ru) 2013-10-27
CN102510978B (zh) 2015-08-26
CA2774440A1 (fr) 2011-03-24
FR2950415B1 (fr) 2011-10-14
BR112012006146B8 (pt) 2021-01-12
WO2011033242A3 (fr) 2011-05-26
FR2950415A1 (fr) 2011-03-25
JP5902621B2 (ja) 2016-04-13
WO2011033242A2 (fr) 2011-03-24
JP2016106210A (ja) 2016-06-16
US20120186222A1 (en) 2012-07-26
CA2774440C (fr) 2017-08-22
BR112012006146B1 (pt) 2020-05-05
CN102510978A (zh) 2012-06-20
JP2013505419A (ja) 2013-02-14
BR112012006146A2 (pt) 2016-06-28
EP2480834B1 (fr) 2015-07-22
US9279588B2 (en) 2016-03-08
EP2480834A2 (fr) 2012-08-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2539949C2 (ru) Камера сгорания для авиационного газотурбинного двигателя с отверстиями разной конфигурации
US11415321B2 (en) Combustor liner for a gas turbine engine and an associated method thereof
CN204572180U (zh) 预燃室本体
US9791149B2 (en) Gas turbine combustor
US20060157018A1 (en) Fuel injection equipment, internal combustion engine, and control method of fuel injection equipment
EP1959197A2 (en) Combustor of a gas turbine
US20120304649A1 (en) Fuel injector
KR101979126B1 (ko) 내연기관
US10036552B2 (en) Injection system for a combustion chamber of a turbine engine, comprising an annular wall having a convergent inner cross-section
US9194587B2 (en) Gas turbine combustion chamber
JP3903195B2 (ja) 燃料ノズル
WO2015023042A1 (ko) 선회기
US9790845B2 (en) Internal combustion engine
JP2002089267A (ja) ガソリン直噴エンジン
US10808602B2 (en) Internal combustion engine
KR102217888B1 (ko) 가스 터빈 연소기의 공명 흡음 장치 및 이것을 구비한 가스 터빈 연소기 및 가스 터빈
US11204012B2 (en) Cylinder head structure of internal combustion engine
US20170002723A1 (en) Spark-ignition internal combustion engine
EP3460333B1 (en) Combustor system

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner