RU2619673C2 - Способ смешивания вступающих в реакцию горения веществ для камеры сгорания газотурбинного двигателя - Google Patents

Способ смешивания вступающих в реакцию горения веществ для камеры сгорания газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2619673C2
RU2619673C2 RU2014110631A RU2014110631A RU2619673C2 RU 2619673 C2 RU2619673 C2 RU 2619673C2 RU 2014110631 A RU2014110631 A RU 2014110631A RU 2014110631 A RU2014110631 A RU 2014110631A RU 2619673 C2 RU2619673 C2 RU 2619673C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzles
tubular
air
fuel
tubular casing
Prior art date
Application number
RU2014110631A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014110631A (ru
Inventor
Маджед ТОКАН
Брент Аллан ГРЕГОРИ
Джонатан Дэвид РЕГЕЛЬ
Райан Садао ЯМАН
Original Assignee
Маджед ТОКАН
Брент Аллан ГРЕГОРИ
Джонатан Дэвид РЕГЕЛЬ
Райан Садао ЯМАН
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 Маджед ТОКАН, Брент Аллан ГРЕГОРИ, Джонатан Дэвид РЕГЕЛЬ, Райан Садао ЯМАН filed Critical Маджед ТОКАН
Publication of RU2014110631A publication Critical patent/RU2014110631A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2619673C2 publication Critical patent/RU2619673C2/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
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/346—Feeding into different combustion zones for staged combustion
    • 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
    • F23R3/425—Combustion chambers comprising a tangential or helicoidal arrangement of the flame tubes
    • 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
    • F23R3/58—Cyclone or vortex type combustion chambers
    • 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
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • 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
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/30—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply comprising fuel prevapourising devices
    • 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
    • F23R3/46—Combustion chambers comprising an annular arrangement of several essentially tubular flame tubes within a common annular casing or within individual casings

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Electrical Discharge Machining, Electrochemical Machining, And Combined Machining (AREA)

Abstract

Способ смешивания вступающих в реакцию горения веществ для камеры сгорания газотурбинного двигателя осуществляется в трубчато-кольцевой камере сгорания, которая содержит множество распределенных по окружности труб замкнутых между двумя цилиндрическими кожухами. Указанные трубы ограничивают отдельные зоны сгорания. Каждая труба выполнена в виде трубчатого кожуха, имеющего верхний конец, расположенный выше по потоку и содержащий переднюю стенку, и имеющего нижний конец, расположенный ниже по потоку. Зона сгорания представляет собой трубчатый объем трубчатого кожуха, при этом трубчатый объем проходит в продольном направлении от передней стенки верхнего конца трубчатого кожуха до нижнего конца трубчатого кожуха. В передней стенке выполнено множество отверстий для воздуха. В трубчатом кожухе выполнены первые форсунки и вторые форсунки. Первые форсунки отстоят друг от друга и распределены по окружности вокруг зоны сгорания между передней стенкой и нижним концом трубчатого кожуха. Вторые форсунки отстоят друг от друга и распределены по окружности вокруг зоны сгорания между передней стенкой и первыми форсунками, которые расположены ниже по потоку от вторых форсунок в направлении нижнего конца трубчатого кожуха и лежат в первой плоскости, перпендикулярной продольному направлению трубчатого объема. Вторые форсунки расположены выше по потоку от первых форсунок в направлении верхнего конца трубчатого кожуха и лежат во второй плоскости, перпендикулярной продольному направлению трубчатого объема. Способ осуществляют следующим образом. Впрыскивают предварительно смешанную топливовоздушную смесь в трубчатый объем через первые форсунки, каждая из которых подает предварительно смешанную топливовоздушную смесь в трубчатый объем в направлении, образующем угол с касательной к трубчатому кожуху. Затем впрыскивают предварительно смешанную топливовоздушную смесь в трубчатый объем через вторые форсунки, каждая из которых подает предварительно смешанную топливовоздушную смесь в трубчатый объем в направлении, образующем угол с касательной к трубчатому кожуху. Предварительно смешанная топливовоздушная смесь, впрыскиваемая через первые форсунки, имеет первое соотношение топливо/воздух, а предварительно смешанная топливовоздушная смесь, впрыскиваемая через вторые форсунки, имеет второе соотношение топливо/воздух Второе соотношение топливо/воздух больше первого соотношения топливо/воздух. Впрыскивают выходящий из компрессора воздух через множество отверстий для воздуха через переднюю стенку в трубчатый объем в продольном направлении трубчатого объема. Впрыскивания предварительно смешанной топливовоздушной смеси в трубчатый объем через первые форсунки, впрыскивания предварительно смешанной топливовоздушной смеси в трубчатый объем через вторые форсунки и впрыскивания выходящего из компрессора воздуха через множество отверстий для воздуха через переднюю стенку в трубчатый объем обеспечивают создание ступенчатого топливовоздушного эффекта для улучшения горения и снижения выбросов NOx и СО. 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ
Настоящее изобретение относится к устройствам в газотурбинных двигателях, в которых происходит и которые позволяют осуществлять смешивание и сжигание топлива и воздуха. Такие устройства содержат следующие элементы, но не ограничены ими, топливно-воздушные форсунки, кожухи и корпуса камеры сгорания, а также потоконаправляющие элементы, используемые в воздушных суднах военного и коммерческого назначения, системах генерирования энергии и других областях.
ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Газотурбинные двигатели содержат механизмы, позволяющие извлечь работу газообразных продуктов сгорания, выходящих при очень высоких температурах, давлениях и скоростях. Извлеченная работа может быть использована для привода генератора с целью выработки энергии или для обеспечения необходимой тяги воздушного судна. Обычный газотурбинный двигатель состоит из многоступенчатого компрессора, в котором атмосферный воздух сжимают до высоких значений давлений. Сжатый воздух затем смешивают с топливом в определенном соотношении в камере сгорания, в которой происходит увеличение температуры смеси. Газообразные продукты сгорания с высокой температурой и давлением затем расширяются через турбину для утилизации работы таким образом, чтобы обеспечить необходимую тягу или привести в действие генератор в зависимости от области применения. Турбина содержит по меньшей мере одну ступень, каждая ступень состоит из венца лопаток или лопастей. Лопатки распределены по окружности вращающегося сердечника, причем высота каждой лопатки соответствует пути потока горячего газа. Каждую ступень неподвижных лопаток размещают по окружности, которая также проходит поперек пути потока горячего газа. Изобретение относится к камере сгорания газотурбинных двигателей и компонентам подачи топлива и воздуха в указанное устройство.
Существуют различные типы камер сгорания газотурбинного двигателя: трубчатая, кольцевая и комбинированная, трубчато-кольцевая, камеры сгорания. В камере сгорания сжатая топливно-воздушная смесь проходит через топливно-воздушные завихрители и вступает в реакцию горения, создавая поток горячего газа, вызывающего падение давления и ускорение движение газового потока. Камера сгорания трубчатого типа обычно содержит индивидуальные, распределенные по окружности трубы, вмещающие пламя каждой форсунки по отдельности. Поток из каждой трубы затем направляют через проход и объединяют в кольцевом газосборнике, перед тем как поток пройдет к первой ступени лопаток. В камере сгорания кольцевого типа топливно-воздушные форсунки обычно распределены по окружности и позволяют ввести смесь в единственную кольцевую камеру, в которой происходит горение. Поток просто выходит через конец кольцевой камеры, расположенный ниже по потоку, к первой ступени турбины, при этом нет необходимости в газосборнике для объединения потока. Ключевое отличие камеры сгорания последнего типа, трубчато-кольцевой камеры сгорания, состоит в наличии отдельных труб, окруженных кольцевым корпусом, содержащим воздух, подаваемый в каждую трубу. Каждый из типов камер имеет свои достоинства и недостатки, в зависимости от условий их применения.
В камерах сгорания газовых турбин обычным для топливно-воздушных форсунок является завихрение смеси, осуществляемое по нескольким причинам. Во-первых, это улучшает смешение и, следовательно, горение, во-вторых, дополнительное завихрение стабилизирует пламя, что предотвращает затухание пламени и позволяет использовать более бедные топливно-воздушные смеси для уменьшения количества выбросов. Существуют различные конфигурации топливно-воздушных форсунок, например, с одним или множественными кольцевыми заборными патрубками с завихряющими лопатками на каждом.
Что касается других компонентов газовой турбины, необходимо осуществлять охлаждение, чтобы предотвратить расплавление материалов камеры сгорания. Обычный способ охлаждения камеры сгорания - эффузионное охлаждение, осуществляемое вокруг жаровой трубы камеры сгорания со вспомогательным защитным кожухом, нагнетаемый компрессором воздух проходит через отверстия для вторичного воздуха и охлаждающие проходы и входит в поток горячего воздуха. Такой способ позволяет отнимать тепло у охлаждаемого компонента, а также образовать тонкий пограничный слой охлаждающего воздуха между кожухом жаровой камеры и газообразными продуктами сгорания, предотвращая передачу тепла кожуху. Отверстия для вторичного воздуха выполняют две функции в зависимости от их осевого расположения на кожухе: отверстие для вторичного воздуха, расположенное ближе к топливно-воздушным форсункам, помогает осуществлять смешение газов для интенсификации процесса горения, а также обеспечивает подачу свежего воздуха для горения, во-вторых, отверстие, размещенное ближе к турбине, охлаждает поток горячего газа, и может быть приспособлено для регулирования профиля температур на выходе из камеры сгорания.
Понятно, что для интенсификации процесса горения и снижения количества выбросов могут быть применены разные способы и технологии в конструкциях камер сгорания газотурбинных двигателей. Несмотря на то, что наблюдается тенденция к уменьшению образования количества загрязняющих веществ газовыми турбинами по сравнению с другими способами генерирования энергии, все еще существуют возможности для улучшения этих характеристик. В некоторых странах происходит ужесточение государственного регулирования по выбросам, и для того, чтобы удовлетворять предъявляемым требованиям, технологию необходимо усовершенствовать.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Что касается настоящего изобретения, оно обеспечивает неизвестную из уровня техники и усовершенствованную конструкцию камеры сгорания, способную работать в обычном режиме, минимизируя количество выбросов загрязняющих веществ, являющихся результатом горения топливно-воздушной смеси, и решить другие вопросы, с которыми сталкиваются при использовании таких устройств. Изобретение содержит обычную трубчато-кольцевую камеру сгорания с форсунками для предварительно подготовленной топливно-воздушной смеси и/или отверстиями для подвода нагнетаемого компрессором воздуха и сжатого топлива в камеру сгорания при различных расположениях в продольном направлении и в направлении по окружности. Оригинальный признак изобретения заключается в том, что топливные и воздушные форсунки размещены таким образом, чтобы создавать среду для интенсификации смешения участвующих в процессе горения веществ и продуктов. Ступенчатое расположение форсунок для предварительно подготовленной смеси топлива и воздуха обеспечивает более высокую концентрацию топлива выше по потоку от другой серии форсунок, интенсифицирует смешение участвующих в процессе горения веществ и создает определенную концентрацию кислорода в области горения, что позволяет значительно сократить образование NOx. Вдобавок, введение нагнетаемого компрессором воздуха ниже по потоку от области горения позволяет сжигать/утилизировать любое количество СО, образовавшегося во время горения, перед тем, как газ попадет в первую ступень турбины. По существу камера сгорания согласно изобретению позволяет снизить количество выбросов газовой турбиной, сокращая тем самым необходимость в устройствах контроля выбросов, а также минимизировать воздействие на окружающую среду такими устройствами. Вдобавок к этому усовершенствованию, тангенциальное направление пламени и топливно-воздушных форсунок позволяет направить пламя на соседнюю горелку в каждой трубе, в значительной степени интенсифицируя процесс воспламенения в камере сгорания.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ГРАФИЧЕСКИХ МАТЕРИАЛОВ
Обращаясь к графическим материалам:
На фиг. 1 представлен двухмерный схематичный чертеж, показывающий трубчато-кольцевое устройство с форсунками, прикрепленными к наружному трубчатому кожуху и впрыскивающими топливо и воздух в общей плоскости.
На фиг. 2 показан двухмерный схематичный чертеж, представляющий основную идею тангенциально расположенных форсунок, размещенных на трубе трубчато-кольцевой камеры сгорания.
На фиг. 3 показана изометрическая боковая проекция расположенной выше по потоку части примера осуществления настоящего изобретения.
На фиг. 4А показан изометрический вырез настоящего изобретения.
На фиг. 4В представлено увеличенное изображение фиг. 4А.
На фиг. 5 показан разрез А-А, отмеченный на фиг. 3.
На фиг. 6 показан разрез В-В, отмеченный на фиг. 3.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
На фиг. 1 показан пример общей идеи устройства трубчато-кольцевой камеры сгорания с трубами 1, распределенными по окружности с общим радиусом, все трубы замкнуты между цилиндрическим наружным кожухом 2 и цилиндрическим внутренним кожухом 3. На чертеже также показано тангенциальное расположение форсунок на трубах. Более подробно труба показана на фиг. 2. Трубчатый кожух 4 образует трубчатый объем, в который топливно-воздушные форсунки 5 впрыскивают заранее подготовленную топливно-воздушную смесь. Форсунки образуют угол 8 между осевой линией 6 форсунки и линией, являющейся касательной к поверхности трубчатого кожуха 4, пересекающей осевую линию 6 форсунки. Этот угол определяет направление форсунок вдоль по окружности.
На фиг. 2 также показан основной принцип работы трубы в примере осуществления трубчато-кольцевой конструкции камеры сгорания, в которой заранее подготовленную топливно-воздушную смесь 9 впрыскивают в трубы 1 под углом 8. Пламя 10 образует и проходит через трубу путем 11, повторяющим форму трубчатого кожуха. Такое тангенциальное ориентирование форсунок приводит к взаимодействию пламени от каждой форсунки с пламенем от расположенной ниже по потоку соседней форсунки. Это ключевое отличие позволяет интенсифицировать процесс воспламенения и сократить количество необходимых пилотных горелок путем обеспечения воспламенения топлива соседней, расположенной ниже по потоку форсунки от пламени расположенной выше по потоку форсунки.
На фиг. 3 показана передняя или располагающаяся выше по потоку часть трубы примера осуществления без части, располагающейся ниже по потоку. Настоящее изобретение подразумевает наличие множества венцов форсунок, расположенных в продольном направлении трубы. Каждый венец форсунок может содержать по меньшей мере одну форсунку и может быть смещен под круговым углом относительно соседних венцов форсунок. Труба может также иметь несколько венцов распределенных по окружности отверстий 12 или проходов для охлаждающего воздуха, чтобы тот мог попасть в трубу в любом месте.
На фиг. 4А и 4В показан внешний вид 13 конца трубы, расположенный в начале, выше по потоку, который может иметь отверстия 14, подобные отверстиям для вторичного воздуха, позволяющим нагнетаемому компрессором воздуху попадать в трубу.
На фиг. 5 и 6 показано, как форсунки из каждой серии могут быть смещены под круговым углом относительно друг друга. Различные венцы форсунок позволяют осуществлять впрыск топливно-воздушной смеси с более высоким значением соотношения топливо/воздух около передней стенки, чем у второй серии форсунок со смесью, впрыскиваемой ниже по потоку от топливных форсунок 5, чтобы создать желаемое смешение и топливно-воздушный ступенчатый эффект, который позволит создать оптимальную среду горения, что, в свою очередь, позволяет сократить количество выбросов NOx и СО из камеры сгорания.
Настоящее изобретение раскрыто выше на основе предпочтительного варианта осуществления. Однако специалисту в данной области будет понятно, что могут быть выполнены различные изменения и модификации раскрытого варианта изобретения без отклонения от сущности и объема притязаний настоящего изобретения. Различные изменения и модификации варианта осуществления, выбранного в данном документе с целью иллюстрации сущности изобретения, будут очевидны специалистам в данной области. Если такие модификации и вариации не выходят за пределы сущности изобретения, они должны быть включены в объем правовой охраны изобретения.
Изобретение полностью раскрыто в ясной и понятной форме, для того чтобы дать возможность специалистам в данной области техники понять и реализовать его на практике.

Claims (8)

1. Способ смешивания вступающих в реакцию горения веществ для камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащего трубчато-кольцевую камеру сгорания, которая содержит множество распределенных по окружности труб (1), замкнутых между двумя цилиндрическими кожухами (2, 3), причем указанные трубы (1) ограничивают отдельные зоны сгорания, при этом каждая труба выполнена в виде трубчатого кожуха (4), имеющего верхний конец, расположенный выше по потоку и содержащий переднюю стенку, и имеющего нижний конец, расположенный ниже по потоку, при этом зона сгорания представляет собой трубчатый объем трубчатого кожуха, причем указанный трубчатый объем проходит в продольном направлении от передней стенки верхнего конца трубчатого кожуха до нижнего конца трубчатого кожуха, при этом в передней стенке выполнено множество отверстий (14) для воздуха, причем в трубчатом кожухе выполнены первые форсунки и вторые форсунки, при этом первые форсунки отстоят друг от друга и распределены по окружности вокруг зоны сгорания между передней стенкой и нижним концом трубчатого кожуха, а вторые форсунки отстоят друг от друга и распределены по окружности вокруг зоны сгорания между передней стенкой и первыми форсунками, которые расположены ниже по потоку от вторых форсунок в направлении нижнего конца трубчатого кожуха и лежат в первой плоскости (В), перпендикулярной продольному направлению трубчатого объема, при этом вторые форсунки расположены выше по потоку от первых форсунок в направлении верхнего конца трубчатого кожуха и лежат во второй плоскости (А), перпендикулярной продольному направлению трубчатого объема; причем способ включает следующие шаги:
a) впрыскивают предварительно смешанную топливовоздушную смесь в трубчатый объем через первые форсунки, каждая из которых подает предварительно смешанную топливовоздушную смесь в трубчатый объем в направлении, образующем угол с касательной к трубчатому кожуху;
b) впрыскивают предварительно смешанную топливовоздушную смесь в трубчатый объем через вторые форсунки, каждая из которых подает предварительно смешанную топливовоздушную смесь в трубчатый объем в направлении, образующем угол с касательной к трубчатому кожуху, при этом предварительно смешанная топливовоздушная смесь, впрыскиваемая через первые форсунки, имеет первое соотношение топливо/воздух, а предварительно смешанная топливовоздушная смесь, впрыскиваемая через вторые форсунки, имеет второе соотношение топливо/воздух, причем второе соотношение топливо/воздух больше первого соотношения топливо/воздух; и
с) впрыскивают выходящий из компрессора воздух через множество отверстий (14) для воздуха через переднюю стенку в трубчатый объем в продольном направлении трубчатого объема;
причем указанные шаги впрыскивания предварительно смешанной топливовоздушной смеси в трубчатый объем через первые форсунки, впрыскивания предварительно смешанной топливовоздушной смеси в трубчатый объем через вторые форсунки и впрыскивания выходящего из компрессора воздуха через множество отверстий для воздуха через переднюю стенку в трубчатый объем обеспечивают создание ступенчатого топливовоздушного эффекта для улучшения горения и снижения выбросов NOx и СО.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что для каждой трубы (1) обеспечивают наличие на трубчатом кожухе распределенных по окружности отверстий (12) для охлаждающего воздуха между нижним концом трубчатого кожуха и первыми форсунками; и подают охлаждающий воздух через распределенные по окружности отверстия (12) для охлаждающего воздуха в трубчатый объем между нижним концом трубчатого кожуха и первыми форсунками.
3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что каждая из первых форсунок направляет все пламя к соседней первой форсунке для улучшения сгорания, а каждая из вторых форсунок направляет все пламя к соседней второй форсунке для улучшения сгорания.
4. Способ по п. 1, отличающийся тем, что первые форсунки смещены по окружности относительно вторых форсунок.
RU2014110631A 2011-08-22 2011-08-22 Способ смешивания вступающих в реакцию горения веществ для камеры сгорания газотурбинного двигателя RU2619673C2 (ru)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/US2011/048622 WO2013028169A1 (en) 2011-08-22 2011-08-22 Can-annular combustor with premixed tangential fuel-air nozzles for use on gas turbine engines

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014110631A RU2014110631A (ru) 2015-09-27
RU2619673C2 true RU2619673C2 (ru) 2017-05-17

Family

ID=47746712

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014110631A RU2619673C2 (ru) 2011-08-22 2011-08-22 Способ смешивания вступающих в реакцию горения веществ для камеры сгорания газотурбинного двигателя

Country Status (7)

Country Link
EP (1) EP2748443B1 (ru)
JP (1) JP6086371B2 (ru)
KR (1) KR101774094B1 (ru)
CN (1) CN104053883B (ru)
PL (1) PL2748443T3 (ru)
RU (1) RU2619673C2 (ru)
WO (1) WO2013028169A1 (ru)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102010646B1 (ko) 2017-07-04 2019-08-13 두산중공업 주식회사 터닝 가이드, 연료 노즐, 연료 노즐 조립체 및 이를 포함하는 가스 터빈
CN107631323B (zh) * 2017-09-05 2019-12-06 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 燃气轮机的喷嘴
CN108487988A (zh) * 2018-03-14 2018-09-04 罗显平 一种燃气螺管转子发动机全环形燃烧室
CN109404965A (zh) * 2018-12-04 2019-03-01 新奥能源动力科技（上海）有限公司 一种燃气轮机的燃烧室及燃气轮机
US11156164B2 (en) 2019-05-21 2021-10-26 General Electric Company System and method for high frequency accoustic dampers with caps
US11174792B2 (en) 2019-05-21 2021-11-16 General Electric Company System and method for high frequency acoustic dampers with baffles
CN112923398B (zh) * 2021-03-04 2022-07-22 西北工业大学 一种加力燃烧室防振隔热屏
CN114646077B (zh) * 2022-03-23 2023-08-11 西北工业大学 一种环腔开孔的空气雾化喷嘴

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4098075A (en) * 1976-06-01 1978-07-04 United Technologies Corporation Radial inflow combustor
SU1471748A1 (ru) * 1986-10-27 1995-08-09 О.Г. Жирицкий Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя
SU1176678A1 (ru) * 1984-03-01 1995-08-27 О.Г. Жирицкий Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя
US20080163627A1 (en) * 2007-01-10 2008-07-10 Ahmed Mostafa Elkady Fuel-flexible triple-counter-rotating swirler and method of use
US20080233525A1 (en) * 2006-10-24 2008-09-25 Caterpillar Inc. Turbine engine having folded annular jet combustor
US20100011771A1 (en) * 2008-07-17 2010-01-21 General Electric Company Coanda injection system for axially staged low emission combustors

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4938020A (en) * 1987-06-22 1990-07-03 Sundstrand Corporation Low cost annular combustor
US4891936A (en) * 1987-12-28 1990-01-09 Sundstrand Corporation Turbine combustor with tangential fuel injection and bender jets
JPH0375414A (ja) * 1989-08-15 1991-03-29 Nissan Motor Co Ltd ガスタービン燃焼器
US5113647A (en) * 1989-12-22 1992-05-19 Sundstrand Corporation Gas turbine annular combustor
GB2295887A (en) * 1994-12-08 1996-06-12 Rolls Royce Plc Combustor assembly
US6453658B1 (en) * 2000-02-24 2002-09-24 Capstone Turbine Corporation Multi-stage multi-plane combustion system for a gas turbine engine
US6427446B1 (en) * 2000-09-19 2002-08-06 Power Systems Mfg., Llc Low NOx emission combustion liner with circumferentially angled film cooling holes
JP4608154B2 (ja) * 2001-09-27 2011-01-05 大阪瓦斯株式会社 ガスタービン用燃焼装置及びそれを備えたガスタービン
US6751961B2 (en) * 2002-05-14 2004-06-22 United Technologies Corporation Bulkhead panel for use in a combustion chamber of a gas turbine engine
JP3959632B2 (ja) * 2002-09-04 2007-08-15 石川島播磨重工業株式会社 拡散燃焼方式低ＮＯｘ燃焼器
JP3901629B2 (ja) * 2002-11-11 2007-04-04 石川島播磨重工業株式会社 アニュラ型渦巻き拡散火炎燃焼器
US7052231B2 (en) * 2003-04-28 2006-05-30 General Electric Company Methods and apparatus for injecting fluids in gas turbine engines
US6923001B2 (en) * 2003-07-14 2005-08-02 Siemens Westinghouse Power Corporation Pilotless catalytic combustor
US20070107437A1 (en) 2005-11-15 2007-05-17 Evulet Andrei T Low emission combustion and method of operation
US20070119183A1 (en) * 2005-11-28 2007-05-31 General Electric Company Gas turbine engine combustor
GB0610578D0 (en) * 2006-05-27 2006-07-05 Rolls Royce Plc Method of removing deposits
US8863528B2 (en) * 2006-07-27 2014-10-21 United Technologies Corporation Ceramic combustor can for a gas turbine engine
WO2008047825A1 (fr) * 2006-10-20 2008-04-24 Ihi Corporation Chambre de combustion de turbine à gaz
US8079804B2 (en) * 2008-09-18 2011-12-20 Siemens Energy, Inc. Cooling structure for outer surface of a gas turbine case
US8661779B2 (en) * 2008-09-26 2014-03-04 Siemens Energy, Inc. Flex-fuel injector for gas turbines
JP2010243009A (ja) * 2009-04-02 2010-10-28 Ihi Corp ガスタービンの燃焼器
US8904799B2 (en) * 2009-05-25 2014-12-09 Majed Toqan Tangential combustor with vaneless turbine for use on gas turbine engines

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4098075A (en) * 1976-06-01 1978-07-04 United Technologies Corporation Radial inflow combustor
SU1176678A1 (ru) * 1984-03-01 1995-08-27 О.Г. Жирицкий Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя
SU1471748A1 (ru) * 1986-10-27 1995-08-09 О.Г. Жирицкий Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя
US20080233525A1 (en) * 2006-10-24 2008-09-25 Caterpillar Inc. Turbine engine having folded annular jet combustor
US20080163627A1 (en) * 2007-01-10 2008-07-10 Ahmed Mostafa Elkady Fuel-flexible triple-counter-rotating swirler and method of use
US20100011771A1 (en) * 2008-07-17 2010-01-21 General Electric Company Coanda injection system for axially staged low emission combustors

Also Published As

Publication number Publication date
RU2014110631A (ru) 2015-09-27
JP6086371B2 (ja) 2017-03-01
EP2748443A4 (en) 2015-05-27
EP2748443B1 (en) 2019-04-24
EP2748443A1 (en) 2014-07-02
WO2013028169A1 (en) 2013-02-28
JP2014526030A (ja) 2014-10-02
CN104053883B (zh) 2017-02-15
WO2013028169A8 (en) 2014-04-17
PL2748443T3 (pl) 2019-09-30
CN104053883A (zh) 2014-09-17
KR101774094B1 (ko) 2017-09-04
KR20140082659A (ko) 2014-07-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2619673C2 (ru) Способ смешивания вступающих в реакцию горения веществ для камеры сгорания газотурбинного двигателя
EP2577169B1 (en) Tangential combustor with vaneless turbine for use on gas turbine engines
CN106796031B (zh) 火炬式点火器
RU2632073C2 (ru) Узел впрыска топлива и установка, содержащая узел впрыска топлива
US6374615B1 (en) Low cost, low emissions natural gas combustor
RU2626887C2 (ru) Тангенциальная кольцевая камера сгорания с предварительно смешанным топливом и воздухом для использования в газотурбинных двигателях
KR101774093B1 (ko) 가스 터빈 엔진에서 사용되는 스테이지가 형성되고 접선방향으로 형성된 연료-공기 노즐을 가진 캔-애뉼러형 연소실
JP4997018B2 (ja) 一次燃料噴射器及び複数の二次燃料噴射ポートを有するガスタービンエンジン燃焼器のミキサ組立体のためのパイロットミキサ
JP2004205204A (ja) タービン内蔵システム及びそのインジェクタ
US9052114B1 (en) Tangential annular combustor with premixed fuel and air for use on gas turbine engines
JP2012154618A (ja) ガスタービンエンジンのミキサーアッセンブリ
US20170363294A1 (en) Pilot premix nozzle and fuel nozzle assembly
US9181812B1 (en) Can-annular combustor with premixed tangential fuel-air nozzles for use on gas turbine engines
US9091446B1 (en) Tangential and flameless annular combustor for use on gas turbine engines
US8739511B1 (en) Can-annular combustor with staged and tangential fuel-air nozzles for use on gas turbine engines
RU2618785C2 (ru) Тангенциальная и беспламенная кольцевая камера сгорания для использования в газотурбинных двигателях