RU2584746C2 - Кольцевая камера сгорания для газотурбинного двигателя, содержащая улучшенные отверстия для охлаждения - Google Patents

Кольцевая камера сгорания для газотурбинного двигателя, содержащая улучшенные отверстия для охлаждения Download PDF

Info

Publication number
RU2584746C2
RU2584746C2 RU2013143301/06A RU2013143301A RU2584746C2 RU 2584746 C2 RU2584746 C2 RU 2584746C2 RU 2013143301/06 A RU2013143301/06 A RU 2013143301/06A RU 2013143301 A RU2013143301 A RU 2013143301A RU 2584746 C2 RU2584746 C2 RU 2584746C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wall
cooling
annular
inlets
sectional area
Prior art date
Application number
RU2013143301/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2013143301A (ru
Inventor
Николя Кристиан Раймон ЛЕБЛОН
Жак Марсель Артюр БЮНЕЛЬ
Доминик Морис Жак ЛЭН
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 RU2013143301A publication Critical patent/RU2013143301A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2584746C2 publication Critical patent/RU2584746C2/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
    • F23R3/002—Wall structures
    • 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
    • F23R3/42—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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03041—Effusion cooled combustion chamber walls or domes
    • 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03042—Film cooled combustion chamber walls or domes
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Кольцевая стенка для кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит по меньшей мере один кольцевой ряд впускных отверстий охлаждения воздухом, содержащий два типа отверстий, различающихся площадью своего сечения, а именно отверстий с большей площадью сечения и отверстий с меньшей площадью сечения, и мультиперфорацию для охлаждения этой стенки. Мультиперфорация образована микроперфорациями, площадь сечения которых меньше, чем площадь каждого из этих впускных отверстий охлаждения воздухом, и которые распределены в форме кольцевого ряда выше по потоку и кольцевого ряда ниже по потоку, сформированных на стороне выше по потоку и стороне ниже по потоку, соответственно от ряда впускных отверстий охлаждения воздухом, и по меньшей мере одного промежуточного кольцевого ряда, прерываемого этими впускными отверстиями охлаждения воздухом. Для каждого из этих впускных отверстий охлаждения воздухом геометрическое соотношение определено как частное от деления максимального расстояния между любыми двумя точками на кромке этого отверстия, измеренного в направлении, параллельном центральной оси стенки, на максимальное расстояние между любыми двумя точками на кромке этого отверстия, измеренное в направлении, перпендикулярном центральной оси стенки. Геометрическое отношение для впускных отверстий охлаждения воздухом с большей площадью сечения больше или равно 1. Геометрическое соотношение для впускных отверстий охлаждения воздухом с меньшей площадью сечения больше, чем геометрическое соотношение для впускных отверстий охлаждения воздухом с большей площадью сечения. Изобретение улучшает охлаждение перфорации вокруг отверстий охлаждения простыми, экономичными и эффективными средствами. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Область техники
Настоящее изобретение относится к области кольцевых камер сгорания для газотурбинных двигателей, которые применяются в летательных аппаратах.
Более конкретно изобретение относится к впускным отверстиям охлаждения воздухом, сформированным в коаксиальных стенках таких камер сгорания.
Предшествующий уровень техники
Газотурбинные двигатели содержат по меньшей мере одну турбину, расположенную ниже по потоку от камеры сгорания, для извлечения энергии из первичного потока газов, выбрасываемого из камеры сгорания, и для привода компрессора, расположенного выше по потоку от камеры сгорания и подающего в камеру сгорания воздух высокого давления.
На приложенной фиг. 1 показан типичный пример камеры 10 сгорания газотурбинного двигателя, содержащей две соосные кольцевые стенки, одной из которых является радиально внутренняя стенка 12, а другой - радиально внешняя стенка 14, которые отходят от стороны выше по потоку к стороне ниже по потоку по направлению 16 потока первичного газа в газотурбинном двигателе и проходят по оси 18 камеры сгорания, и которые соединены друг с другом на передних концах кольцевой стенкой 20 дна камеры, которая проходит по существу радиально вышеупомянутой оси 18. К этой кольцевой стенке 20 дна камеры прикреплена система 22 впрыска, распределенная по оси для подачи воздуха и топлива в камеру сгорания.
По существу, камеры сгорания состоят из внутренней области 24 выше по потоку, обычно именуемой первичной зоной, и внутренней области 26 ниже по потоку, обычно именуемой зоной охлаждения.
Первичная зона 24 камеры сгорания предназначена для сжигания топливовоздушной смеси, и в нее подается воздух не только через систему 22 впрыска, но и через отверстия 22 впуска воздуха, которые в настоящее время именуются первичными отверстиями и сформированы в коаксиальных стенках 12 и 14 камеры вокруг первичной зоны 24 камеры одним или несколькими кольцевыми рядами.
Зона 26 охлаждения предназначена для разбавления и охлаждения газов, являющихся результатом горения в первичной зоне, и для создания оптимального температурного профиля потоку этих газов, когда они проходят через турбину, расположенную ниже по потоку от камеры сгорания. Для этого коаксиальные стенки 12 и 14 камеры сгорания содержат по меньшей мере один ряд отверстий 30 впуска воздуха, который расположен на стороне ниже по потоку от вышеописанных первичных отверстий 28, и эти отверстия 30 впуска воздуха обычно именуют отверстиями охлаждения.
Во время работы часть 32 воздушного потока 34 из выпуска 36 компрессора подается на систему 22 впрыска, а другая часть 38 этого воздушного потока обходит камеру сгорания и течет вниз по потоку вдоль коаксиальных стенок 12 и 14 этой камеры и, в частности, подается в первичные отверстия 28 и отверстия 30 охлаждения.
Как показано на приложенной фиг. 2, где приведен развернутый вид в плане части 31 кольцевой стенки камеры сгорания, включая кольцевой ряд отверстий 30 охлаждения круглого сечения, эти отверстия обычно содержат отверстия 40 большего сечения и отверстия 42 меньшего сечения.
Каждое из отверстий 40 охлаждения большего сечения может быть центрировано относительно оси 44 (фиг. 1) соответствующей системы 22 впрыска, а отверстия 42 охлаждения меньшего сечения расположены между отверстиями 40 большего сечения, и их количество может быть, например, в три раза больше, чем количество больших отверстий (фиг. 2).
Обычно коаксиальные стенки 12, 14 камеры сгорания нужно охлаждать, принимая во внимание высокую температуру газов во время сгорания.
Известной технологией для достижения этого эффекта является мультиперфорация, которая заключается в формировании множества микроперфораций 46 (фиг. 2) или, другими словами, небольших отверстий диаметром приблизительно 0,6 мм, обычно с наклонной осью, в некоторых областях коаксиальных стенок 12, 14 камер сгорания. Часть относительно холодного воздушного потока 38, обходящего такие камеры сгорания, может проникать в камеру сгорания через эти микроперфорации, и формировать пленку охлаждающего воздуха вдоль внутренних поверхностей коаксиальных стенок 12, 14 таких камер сгорания.
Однако во время работы коаксиальные стенки 12, 14 камер сгорания расширяются по мере роста их температуры, и на них действуют сильные колебания, которые могут создавать высокие напряжения, приводящие к появлению трещин или надломов, в частности, на кромках отверстий 30 охлаждения.
Обычно для ограничения риска появления и развития таких трещин между отверстиями 30 охлаждения и периметром оставляют минимальное расстояние без каких-либо микроперфораций вокруг каждого из этих отверстий.
Кроме того, поскольку микроперфорации 46 обычно расположены равномерными рядами и равномерно разнесены в продольном направлении, между этими рядами микроперфораций 46 обеспечивают минимальное осевое расстояние.
Однако наличие такого периметра, не имеющего микроперфораций, вокруг отверстий 30 охлаждения означает, что некоторые периферийные зоны вокруг этих отверстий охлаждаются не оптимально, и это, в частности, относится к меньшим охлаждающим отверстиям 42, особенно когда микроперфорации 46 расположены равномерно разнесенными рядами в осевом направлении.
Эта проблема проиллюстрирована на фиг. 2, где показаны два кольцевых ряда микроперфораций 46, ряд 48 выше по потоку и ряд 50 ниже по потоку, выполненные на сторонах выше по потоку и ниже по потоку, соответственно, кольцевого ряда отверстий 30 охлаждениях и три промежуточных ряда 52 микроперфораций 46, которые расположены между рядом 48 выше по потоку и рядом 50 ниже по потоку, упомянутыми выше, и которые прерываются охлаждающими отверстиями 30, при этом на чертеже постоянное расстояние в осевом направлении между двумя последовательными рядами микроперфораций обозначено позицией d.
Наличие такого периметра без микроперфораций влечет образование относительно больших и протяженных зон, в которых отсутствуют микроперфорации в части 54 выше по потоку и в части 56 ниже по потоку периферии каждого из отверстий 42 охлаждения меньшей площади, что может привести к недостаточному охлаждению части 54 выше по потоку и части 56 ниже по потоку.
Краткое изложение сущности изобретения
В частности, задачей настоящего изобретения является улучшение охлаждения периферии вокруг отверстий охлаждения камеры сгорания простыми, экономичными и эффективными средствами, чтобы по меньшей мере частично устранить вышеописанные недостатки.
Для решения этой задачи согласно настоящему изобретению предлагается кольцевая стенка для кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащая по меньшей мере один кольцевой ряд впускных отверстий охлаждения воздухом, содержащий два типа отверстий, различающихся площадью их сечения, а именно отверстий с большей площадью сечения и отверстий с меньшей площадью сечения, а также мультиперфорацию для охлаждения стенки, сформированную из микроперфораций, которые имеют площадь сечения меньшую, чем площадь каждого из впускных отверстий охлаждения воздухом, и которые распределены как кольцевой ряд выше по потоку и кольцевой ряд ниже по потоку, сформированные на стороне выше по потоку и на стороне ниже по потоку, соответственно, относительно ряда впускных отверстий охлаждения воздухом, и по меньшей мере один промежуточный кольцевой ряд, прерываемый этими впускными отверстиями охлаждения воздухом, при этом для каждого из впускных отверстий охлаждения воздухом определено геометрическое соотношение как частное от деления максимального расстояния между любыми двумя точками на кромке этого отверстия, измеренного в направлении, параллельном центральной оси стенки, на максимальное расстояние между любыми двумя точками на кромке этого отверстия, измеренного в направлении, перпендикулярном этой оси.
Согласно настоящему изобретению:
- вышеуказанное геометрическое соотношение больше или равно 1 для впускных отверстий охлаждения воздухом с большей площадью сечения, и
- это геометрическое соотношение впускных отверстий охлаждения воздухом с меньшей площадью сечения больше, чем геометрическое соотношение впускных отверстий охлаждения воздухом с большей площадью сечения.
Форма впускных отверстий охлаждения воздухом с меньшей площадью сечения такова, что ряды выше и ниже по потоку от микроперфораций в частях выше и ниже по потоку могут находиться ближе к кромкам этих отверстий, и, следовательно, зоны, не имеющие микроперфораций, которые имеются в стенках известных типов, как описано выше, можно уменьшить или даже устранить. Результатом становится более равномерное охлаждение вокруг периферии этих отверстий.
Кроме того, форма впускных отверстий охлаждения воздухом с меньшей площадью сечения такова, чтобы можно было сохранять достаточный интервал по окружности между всеми отверстиями охлаждения, и в некоторых случаях такой интервал можно даже увеличить, например между двумя соседними отверстиями с меньшей площадью сечения или между отверстием с большей площадью сечения и соседним отверстием с меньшей площадью сечения.
Поддержание интервала по окружности между соседними отверстиями охлаждения может ограничить риски появления трещин или надломов на кромках этих отверстий.
Увеличение интервала по окружности между соседними отверстиями охлаждения также позволяет увеличить размер проходящих по окружности угловых секторов промежуточных рядов микроперфораций, сформированных между этими отверстиями, и, следовательно, дополнительно улучшить охлаждение, возникающее за счет микроперфораций.
В одном предпочтительном варианте изобретения впускные отверстия охлаждения воздухом с большей площадью сечения имеют круглую форму, а впускные отверстия охлаждения воздухом с меньшей площадью сечения имеют овальную форму.
В этом случае для впускных отверстий охлаждения воздухом с большей площадью сечения упомянутое выше геометрическое соотношение равно 1.
Кромки впускных отверстий охлаждения воздухом обоих типов преимущественно имеют концы выше по потоку и/или ниже по потоку, которые по окружности находятся на одной линии друг с другом.
Такая конфигурация может минимизировать разницу в охлаждении между двумя типами впускных отверстий охлаждения воздухом.
В предпочтительном варианте изобретения каждый промежуточный кольцевой ряд этих мультиперфораций прерывается впускными отверстиями охлаждения воздухом обоих типов.
Таким образом, мультиперфорации позволяют оптимизировать охлаждение всех этих впускных отверстий охлаждения воздухом.
Как вариант, некоторые промежуточные ряды могут прерываться только впускными отверстиями охлаждения воздухом с большей площадью сечения, если такой вариант является полезным.
Кроме того, осевое расстояние между каждой парой последовательных рядов в кольцевых рядах выше по потоку, ниже по потоку и промежуточной мультиперфорации предпочтительно равно постоянной, заранее определенной величине.
Такое единообразие в расположении микроперфораций, само по себе известное, в частности, облегчает формирование этих микроперфораций.
Изобретение также относится к кольцевой камере сгорания для газотурбинного двигателя, содержащей две коаксиальные кольцевые стенки, а именно внутреннюю стенку и внешнюю стенку, соединенные друг с другом кольцевой стенкой дна камеры, при этом по меньшей мере одна из этих стенок относится к описанному выше типу.
Изобретение также относится к газотурбинному двигателю, содержащему кольцевую камеру сгорания описанного выше типа.
Краткое описание чертежей
Изобретение будет более понятно, и другие детали, признаки, преимущества и отличительные признаки станут ясны из нижеследующего подробного описания неограничивающего примера со ссылками на приложенные чертежи, на которых:
фиг. 1 - частичный схематический вид в продольном сечении известной камеры сгорания газотурбинного двигателя.
Фиг. 2 - частичный схематический вид в плане развертки кольцевой стенки камеры сгорания по фиг. 1.
Фиг. 3 - вид, аналогичный фиг. 2, стенки кольцевой камеры сгорания по настоящему изобретению.
Для обозначения идентичных или подобных элементов на всех чертежах используются одинаковые позиции.
Описание предпочтительных вариантов воплощения
На фиг. 3 показана часть кольцевой стенки 60, которая будет внутренней стенкой или внешней стенкой камеры сгорания газотурбинного двигателя, аналогичной камере сгорания, показанной на фиг. 1 и описанной выше.
Кольцевая стенка 60 отличается от стенки известного типа, показанной на фиг. 2, формой впускных отверстий 62 охлаждения воздухом с меньшей площадью сечения и конфигурацией микроперфораций 46 этой стенки.
Впускные отверстия 62 охлаждения воздухом с меньшей площадью сечения имеют овальную форму, и их большая ось приблизительно параллельна центральной оси камеры сгорания.
С другой стороны, поскольку впускные отверстия 40 охлаждения воздухом с большей площадью сечения аналогичны таким же отверстиям в стенке по фиг. 2, впускные отверстия 62 охлаждения воздухом с меньшей площадью сечения имеют площадь, приблизительно идентичную площади впускных отверстий 42 охлаждения воздухом с меньшей площадью сечения, показанных на фиг. 2.
Овальная форма отверстий 62 может увеличить проходящий по окружности размер углового сектора 64 промежуточных рядов 52 микроперфораций 46, в частности, для угловых секторов, расположенных между двумя соседними отверстиями 62 с меньшей площадью.
Такая овальная форма также может увеличить общую плотность размещения микроперфораций 46 по периферии каждого охлаждающего отверстия 62 с меньшей площадью сечения и, в частности, позволяет устранить зоны, в которых отсутствуют микроперфорации вокруг периметра, такие как зоны 54 и 56 на фиг. 2.
Овальная форма отверстий 62 является лишь одним примером конфигурации отверстий из множества возможных, где частное от деления максимального расстояния L между любыми двумя точками на кромке каждого отверстия, измеренного в направлении, параллельном центральной оси 18 (фиг. 1) стенки, на максимальное расстояние l между любыми двумя точками на кромке этого отверстия, измеренное в направлении, перпендикулярном центральной оси 18, больше или равно 1 для отверстий 40 с большей площадью сечения, и больше, чем это частное для отверстий 40 с большей площадью сечения для отверстий 62 с меньшей площадью сечения.
В примере, показанном на фиг. 3, концы 66 выше по потоку и концы 68 ниже по потоку отверстий 40 и 62 охлаждения этих двух типов находятся на одной проходящей по окружности линии для оптимизации равномерности охлаждения.

Claims (7)

1. Кольцевая стенка (60) для кольцевой камеры (10) сгорания газотурбинного двигателя, содержащая по меньшей мере один кольцевой ряд впускных отверстий (30) охлаждения воздухом, содержащий два типа отверстий, различающихся площадью своего сечения, а именно отверстий (40) с большей площадью сечения и отверстий (62) с меньшей площадью сечения, и мультиперфорацию (48, 50, 52) для охлаждения этой стенки, при этом мультиперфорация образована микроперфорациями (46), площадь сечения которых меньше, чем площадь каждого из этих впускных отверстий (30) охлаждения воздухом, и которые распределены в форме кольцевого ряда (48) выше по потоку, и кольцевого ряда (50) ниже по потоку, сформированных на стороне выше по потоку и стороне ниже по потоку, соответственно от ряда впускных отверстий (30) охлаждения воздухом, и по меньшей мере один промежуточный кольцевой ряд (52), прерываемый этими впускными отверстиями (30) охлаждения воздухом, при этом для каждого из этих впускных отверстий (30) охлаждения воздухом геометрическое соотношение определено как частное от деления максимального расстояния L между любыми двумя точками на кромке этого отверстия, измеренного в направлении, параллельном центральной оси (18) стенки, на максимальное расстояние l между любыми двумя точками на кромке этого отверстия, измеренное в направлении, перпендикулярном центральной оси (18) стенки, отличающаяся тем, что
- геометрическое отношение для впускных отверстий (40) охлаждения воздухом с большей площадью сечения больше или равно 1, и
- геометрическое соотношение для впускных отверстий (62) охлаждения воздухом с меньшей площадью сечения больше, чем геометрическое соотношение для впускных отверстий (40) охлаждения воздухом с большей площадью сечения.
2. Стенка по п. 1, отличающаяся тем, что впускные отверстия (40) охлаждения воздухом с большей площадью сечения имеют круглую форму, а впускные отверстия (62) охлаждения воздухом с меньшей площадью сечения имеют овальную форму.
3. Стенка по п. 1, отличающаяся тем, что кромки обоих типов впускных отверстий (30, 40, 62) охлаждения воздухом имеют соответствующие концы (66) выше по потоку и/или концы (68) ниже по потоку, расположенные на одной проходящей по окружности линии друг с другом.
4. Стенка по п. 1, отличающаяся тем, что каждый промежуточный кольцевой ряд (52) мультиперфорации прерывается впускными отверстиями (30, 40, 62) охлаждения воздухом обоих типов.
5. Стенка по п. 1, отличающаяся тем, что осевое расстояние между каждой парой последовательных рядов среди кольцевых рядов выше по потоку (48), ниже по потоку (50) и промежуточной (52) мультиперфорации равно постоянной, заранее определенной величине.
6. Кольцевая камера (10) сгорания для газотурбинного двигателя, содержащая две коаксиальные боковые стенки, а именно внутреннюю стенку (12) и внешнюю стенку (14), соединенные друг с другом кольцевой стенкой (20) дна камеры сгорания, отличающаяся тем, что по меньшей мере одна из этих коаксиальных кольцевых стенок является стенкой (60) по п. 1.
7. Газотурбинный двигатель, отличающийся тем, что содержит кольцевую камеру (10) сгорания по п. 6.
RU2013143301/06A 2011-02-25 2012-02-20 Кольцевая камера сгорания для газотурбинного двигателя, содержащая улучшенные отверстия для охлаждения RU2584746C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1151561 2011-02-25
FR1151561A FR2972027B1 (fr) 2011-02-25 2011-02-25 Chambre annulaire de combustion de turbomachine comprenant des orifices de dilution ameliores
PCT/FR2012/050355 WO2012114030A1 (fr) 2011-02-25 2012-02-20 Chambre annulaire de combustion de turbomachine comprenant des orifices de dilution ameliores

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013143301A RU2013143301A (ru) 2015-03-27
RU2584746C2 true RU2584746C2 (ru) 2016-05-20

Family

ID=45873172

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013143301/06A RU2584746C2 (ru) 2011-02-25 2012-02-20 Кольцевая камера сгорания для газотурбинного двигателя, содержащая улучшенные отверстия для охлаждения

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9599342B2 (ru)
EP (1) EP2678610B1 (ru)
CN (1) CN103415743B (ru)
BR (1) BR112013021367B1 (ru)
CA (1) CA2827083C (ru)
FR (1) FR2972027B1 (ru)
RU (1) RU2584746C2 (ru)
WO (1) WO2012114030A1 (ru)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2998038B1 (fr) 2012-11-09 2017-12-08 Snecma Chambre de combustion pour une turbomachine
DE102013112549B4 (de) 2013-11-14 2021-08-05 OSRAM Opto Semiconductors Gesellschaft mit beschränkter Haftung Verfahren zur Herstellung von optoelektronischen Halbleiterbauelementen und optoelektronisches Halbleiterbauelement
US10670267B2 (en) * 2015-08-14 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Combustor hole arrangement for gas turbine engine
GB201518345D0 (en) * 2015-10-16 2015-12-02 Rolls Royce Combustor for a gas turbine engine
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
FR3084447B1 (fr) * 2018-07-30 2020-07-31 Ifp Energies Now Chambre de combustion pour une turbine a gaz destinee a la production d'energie notamment d'energie electrique, comprenant des trous de dilution asymetriques dans un tube a flamme.
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
CN112146127B (zh) * 2020-08-13 2022-04-08 南京航空航天大学 用于调节燃烧室出口温度分布的异型掺混孔
US11774100B2 (en) * 2022-01-14 2023-10-03 General Electric Company Combustor fuel nozzle assembly

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1553794A1 (ru) * 1987-12-17 1990-03-30 Казанский филиал Московского энергетического института Камера сгорани газотурбинной установки
SU1638478A1 (ru) * 1989-01-23 1991-03-30 Среднеазиатский Филиал Всесоюзного Научно-Исследовательского Института Использования Газа В Народном Хозяйстве И Подземного Хранения Нефти, Нефтепродуктов И Сжиженных Газов Теплогенератор
EP1281916A2 (en) * 2001-07-31 2003-02-05 General Electric Company Hybrid film cooled combustor liner
EP1777458A1 (fr) * 2005-10-18 2007-04-25 Snecma Amélioration des performances d'une chambre de combustion par multiperforation des parois
EP1363075B1 (en) * 2002-05-16 2011-05-04 United Technologies Corporation Heat shield panels for use in a combustor for a gas turbine engine

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6260359B1 (en) * 1999-11-01 2001-07-17 General Electric Company Offset dilution combustor liner
US6427446B1 (en) * 2000-09-19 2002-08-06 Power Systems Mfg., Llc Low NOx emission combustion liner with circumferentially angled film cooling holes
US6543233B2 (en) * 2001-02-09 2003-04-08 General Electric Company Slot cooled combustor liner
US6513331B1 (en) * 2001-08-21 2003-02-04 General Electric Company Preferential multihole combustor liner
US7036316B2 (en) 2003-10-17 2006-05-02 General Electric Company Methods and apparatus for cooling turbine engine combustor exit temperatures
FR2897143B1 (fr) * 2006-02-08 2012-10-05 Snecma Chambre de combustion d'une turbomachine
FR2899315B1 (fr) * 2006-03-30 2012-09-28 Snecma Configuration d'ouvertures de dilution dans une paroi de chambre de combustion de turbomachine
US7895841B2 (en) * 2006-07-14 2011-03-01 General Electric Company Method and apparatus to facilitate reducing NOx emissions in turbine engines
DE102007018061A1 (de) * 2007-04-17 2008-10-23 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammerwand
US8616004B2 (en) * 2007-11-29 2013-12-31 Honeywell International Inc. Quench jet arrangement for annular rich-quench-lean gas turbine combustors
US8091367B2 (en) * 2008-09-26 2012-01-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor with improved cooling holes arrangement
US20110000215A1 (en) 2009-07-01 2011-01-06 General Electric Company Combustor Can Flow Conditioner
US9322554B2 (en) * 2011-07-29 2016-04-26 United Technologies Corporation Temperature mixing enhancement with locally co-swirling quench jet pattern for gas turbine engine combustor

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1553794A1 (ru) * 1987-12-17 1990-03-30 Казанский филиал Московского энергетического института Камера сгорани газотурбинной установки
SU1638478A1 (ru) * 1989-01-23 1991-03-30 Среднеазиатский Филиал Всесоюзного Научно-Исследовательского Института Использования Газа В Народном Хозяйстве И Подземного Хранения Нефти, Нефтепродуктов И Сжиженных Газов Теплогенератор
EP1281916A2 (en) * 2001-07-31 2003-02-05 General Electric Company Hybrid film cooled combustor liner
EP1363075B1 (en) * 2002-05-16 2011-05-04 United Technologies Corporation Heat shield panels for use in a combustor for a gas turbine engine
EP1777458A1 (fr) * 2005-10-18 2007-04-25 Snecma Amélioration des performances d'une chambre de combustion par multiperforation des parois

Also Published As

Publication number Publication date
CN103415743A (zh) 2013-11-27
CA2827083C (fr) 2018-07-31
CN103415743B (zh) 2016-01-13
US9599342B2 (en) 2017-03-21
RU2013143301A (ru) 2015-03-27
CA2827083A1 (fr) 2012-08-30
US20130333387A1 (en) 2013-12-19
BR112013021367B1 (pt) 2021-02-17
EP2678610B1 (fr) 2015-11-18
FR2972027B1 (fr) 2013-03-29
BR112013021367A2 (pt) 2016-10-18
EP2678610A1 (fr) 2014-01-01
WO2012114030A1 (fr) 2012-08-30
FR2972027A1 (fr) 2012-08-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2584746C2 (ru) Кольцевая камера сгорания для газотурбинного двигателя, содержащая улучшенные отверстия для охлаждения
US8307657B2 (en) Combustor liner cooling system
US8590314B2 (en) Combustor liner helical cooling apparatus
US10378774B2 (en) Annular combustor with scoop ring for gas turbine engine
US7748222B2 (en) Performance of a combustion chamber by multiple wall perforations
US10359194B2 (en) Film cooling hole arrangement for acoustic resonators in gas turbine engines
CN107683391B (zh) 具有优化冷却的燃烧室的环形壁
JP2003114023A (ja) 選択的な多孔を備える燃焼器ライナ
JP2017166808A (ja) ガスタービンの燃焼システム内の多段燃料及び空気噴射装置
RU2382279C2 (ru) Камера сгорания газотурбинного двигателя
RU2008135874A (ru) Камера сгорания турбомашины со спиральной циркуляцией воздуха
RU2527932C2 (ru) Камера сгорания турбомашины, содержащая улучшенные средства питания воздухом
US20170268777A1 (en) Acoustic damping system for a combustor of a gas turbine engine
US7328582B2 (en) Annular combustion chamber for a turbomachine
JP6650694B2 (ja) ガスタービン燃焼器に関連するシステム及び装置
US10871075B2 (en) Cooling passages in a turbine component
US20160054003A1 (en) Combustor cap assembly
US11365883B2 (en) Turbine engine combustion chamber bottom
CN205079262U (zh) 涡轮发动机燃烧室的环形壁、包括其的燃烧室和涡轮发动机
US8091368B2 (en) Turbomachine combustion chamber
US10697636B2 (en) Cooling a combustor heat shield proximate a quench aperture
JP6934359B2 (ja) 燃焼器及びその燃焼器を備えるガスタービン
US20180224123A1 (en) Acoustic damping system for a combustor of a gas turbine engine
US10920983B2 (en) Counter-swirl doublet combustor with plunged holes
US11988387B2 (en) Annular combustion chamber for an aircraft turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner