RU2624682C1 - Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя и способ осуществления рабочего процесса - Google Patents

Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя и способ осуществления рабочего процесса Download PDF

Info

Publication number
RU2624682C1
RU2624682C1 RU2016127048A RU2016127048A RU2624682C1 RU 2624682 C1 RU2624682 C1 RU 2624682C1 RU 2016127048 A RU2016127048 A RU 2016127048A RU 2016127048 A RU2016127048 A RU 2016127048A RU 2624682 C1 RU2624682 C1 RU 2624682C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion chamber
combustion
fuel
flame tube
nozzles
Prior art date
Application number
RU2016127048A
Other languages
English (en)
Inventor
Николай Николаевич Новиков
Екатерина Александровна Ершова
Original Assignee
Новиков Илья Николаевич
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 Новиков Илья Николаевич filed Critical Новиков Илья Николаевич
Priority to RU2016127048A priority Critical patent/RU2624682C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2624682C1 publication Critical patent/RU2624682C1/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
    • F23R3/30—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

  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к воздушно-реактивным двигателям. Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя содержит наружный и внутренний корпус с входным и выходным отверстиями, кольцевую жаровую трубу, предкамеры, свечи зажигания, установленные в жаровой трубе. Кольцевая жаровая труба состоит из верхней и нижней оболочек, соединенных между собой передней стенкой камеры сгорания. Предкамеры установлены в одной плоскости на передней стенке камеры сгорания двумя ярусами. Каждая предкамера выполнена по конструкции вихревой противоточной камерой сгорания. Центральные оси предкамер, расположенных на разных ярусах камеры сгорания, сходятся на одной окружности в плоскости нормальной центральной оси кольцевого канала жаровой трубы. Диаметр окружности определяется по формуле, защищаемой настоящим изобретением. Угол между центральными осями предкамер составляет от 30 до 90 градусов. Топливные форсунки предкамер гидравлически объединены в три независимые группы. Первая группа содержит форсунки верхнего и нижнего ярусов, работающие на режиме максимальной тяги. Вторая группа содержит часть форсунок верхнего и нижнего ярусов, работающие на крейсерском режиме. Третья группа содержит форсунки нижнего яруса, работающие на пусковом режиме и режиме малого газа. Форсунки соединены с топливным коллектором, соединенным с коммутирующим устройством. Форсунки предкамер расположены на передней стенке в противоположном от соплового закручивающегося аппарата торце предкамеры, в центральной зоне которого расположен цилиндрический патрубок, образующий канал, ось которого совпадает с центральной осью предкамеры. Изобретение позволяет повысить эффективность рабочего процесса сжигания топлива в камере сгорания на разных режимах работы, снизить выбросы в атмосферу оксидов азота, уменьшить длину жаровой трубы и, как следствие, снизить массу камеры сгорания и двигателя в целом, снизить термическую нагрузку на стенки предкамер и стенки жаровой трубы в зонах горения, уменьшить неравномерность поля температуры продуктов сгорания на выходе из камеры. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к воздушно-реактивным двигателям.
Известна камера сгорания газотурбинного двигателя (патент РФ №2334172; кл. F23R 3/26, опубликовано 20.09.2008), содержащая корпус с кольцевой жаровой трубой, включающей кольцевые оболочки, соединенные между собой в передней части лобовой стенкой с отверстиями для установки горелочных модулей.
Наиболее близким по технической сущности заявляемому устройству является кольцевая камера сгорания газовой турбины (патент РФ №2062408; кл. F23R 3/14, опубликовано 20.06.1996), содержащая наружный и внутренний корпус с входным и выходным отверстиями, кольцевую жаровую трубу, состоящую из верхней и нижней оболочек, соединенных между собой передней стенкой камеры сгорания, предкамеры, установленные в одной плоскости на передней стенке камеры сгорания двумя ярусами, свечи зажигания, установленные в жаровой трубе.
К недостаткам известных устройств относятся:
1 - низкая эффективность сжигания топлива;
2 - высокие термические нагрузки на стенки камеры сгорания в зонах горения;
3 - неравномерность поля температур продуктов сгорания на выходе из камеры;
4 - высокая концентрация выбросов в атмосферу оксидов азота;
5 - большие габариты конструкции жаровой трубы.
Известен способ сжигания топлива в камерах сгорания (патент РФ 2511980; кл. F23R 3/34; F02C 7/22; опубликовано 10.04.2013) включающий разделении потока воздуха в камере сгорания.
Известен способ эксплуатации кольцевой камеры сгорания газовой турбины, выбранный в качестве прототипа (патент РФ №2062408; кл. F23R 3/14, опубликовано 20.06.1996), включающий подачу топлива при запуске и увеличении нагрузки до заданной величины на определенных режимах работы камеры сгорания.
Недостатками известных способов являются:
1 - низкая эффективность сжигания топлива;
2 - высокие термические нагрузки на стенки камеры сгорания в зонах горения;
3 - неравномерность поля температур продуктов сгорания на выходе из камеры;
4 - высокая концентрация выбросов в атмосферу оксидов азота;
5 - большие габариты конструкции жаровой трубы.
Техническим результатом, достигаемым в заявленном изобретений, является разработка устройства и способа осуществления рабочего процесса, позволяющего повысить эффективность рабочего процесса сжигания топлива в камере сгорания на разных режимах работы, снизить выбросы в атмосферу оксидов азота, уменьшить длину жаровой трубы и как следствие снизить массу камеры сгорания и двигателя в целом, снизить термическую нагрузку на стенки предкамер и стенки жаровой трубы в зонах горения, уменьшить неравномерность поля температуры продуктов сгорания на выходе из камеры, путем замены конструкции предкамер в камере сгорания на конструкцию вихревой противоточной камеры сгорания и формирования процесса горения в жаровой трубе предкамер с дальнейшим продолжением процесса горения в жаровой трубе камеры сгорания.
Технический результат в заявленном устройстве достигается тем, что кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая наружный и внутренний корпус с входным и выходным отверстиями, кольцевую жаровую трубу, состоящую из верхней и нижней оболочек, соединенных между собой передней стенкой камеры сгорания, предкамеры, установленные в одной плоскости на передней стенке камеры сгорания двумя ярусами, свечи зажигания, установленные в жаровой трубе.
Новым в устройстве является то, что каждая предкамера выполнена по конструкции вихревой противоточной камерой сгорания, при этом центральные оси предкамер, расположенных на разных ярусах камеры сгорания, сходятся на одной окружности диаметра D0, в плоскости нормальной центральной оси кольцевого канала жаровой трубы, диаметр окружности соответствует формуле:
Figure 00000001
,
где Dв - диаметр окружности верхней оболочки жаровой трубы;
Dн - диаметр окружности нижней оболочки жаровой трубы,
угол между центральными осями предкамер составляет от 30 до 90 градусов, топливные форсунки предкамер гидравлически объединены в три независимые группы, первая группа содержит форсунки верхнего и нижнего ярусов, работающие на режиме максимальной тяги, вторая группа содержит часть форсунок верхнего и нижнего ярусов, работающие на крейсерском режиме, третья группа содержит форсунки нижнего яруса, работающие на пусковом режиме и режиме малого газа, форсунки соединены с топливным коллектором, соединенным с коммутирующим устройством, форсунки предкамер расположены на передней стенке в противоположном от соплового закручивающегося аппарата торце предкамеры, в центральной зоне которого расположен цилиндрический патрубок, образующий канал, ось которого совпадает с центральной осью предкамеры.
Использование конструкции вихревой противоточной камеры сгорания приводит к более эффективному рабочему процессу сжигания топлива в предкамере за счет высокоразвитой анизотропной турбулентности превалирующей по радиусу вихревой жаровой трубы предкамеры, которая, в совокупности с противоточной структурой потоков в поле с высоким радиальным градиентом статического давления, приводит к генерированию низко и высокочастотных акустических колебаний и интенсификации тепломассообменных процессов.
Использование вихревой противоточной предкамеры приводит к формированию зоны горения во внутреннем потоке жаровой трубы предкамеры с обеспечением высокой степени стабилизации процесса горения, влияющее на эффективность рабочего процесса сжигания топлива в камере сгорания на разных режимах работы, особенно на «богатой» с коэффициентом избытка воздуха от 0,4 до 0,9 топливовоздушной смеси, при которой стабилизация процесса горения обеспечивается формированием "горячих" турбулентных микро-вихрей (горячих турбулентных молей), движущихся радиально в зону горения от границы разделения внешнего и внутреннего потоков со скоростями, превышающими скорости распространения пламени. «Горячие» турбулентные микро-вихри, формирующиеся на границе потоков и перемещающиеся в зону горения, служат источниками зажигания (микро факелами), поддерживающими горение в случае срыва. Скорость перемещения таких «горячих» пузырей превышает скорость распространения пламени. При этом, наличие низко и высокочастотных акустических колебаний, которые, раскачивая реагирующие компоненты топлива и окислителя, активизируют их химическую активность, увеличивая на порядок и более скорость химических реакций, стабилизируя процессы горения в предкамере и в жаровой трубе камеры сгорания, кроме того, сжигание «богатой» топливовоздушной смеси в предкамере предотвращает синтез NOx вследствие отсутствия избыточного кислорода.
Противоточная структура потоков в предкамере с размещением зоны горения во внутреннем потоке и формированием топливовоздушной смеси во внешнем потоке, выполняющем роль конвективно-пленочного охлаждения стенок предкамеры, позволяет изолировать стенки от высоких термических нагрузок.
Использование предкамеры с углом раскрытия факела продуктов сгорания на выходе из предкамеры равным 60-90 градусам, в совокупности с углом между центральными осями предкамер равным от 30 до 90 градусам, сходящимися на окружности с диаметром равным
Figure 00000002
позволяет сократить длину жаровой трубы камеры сгорания, интенсифицировать процессы тепломассообмена в зонах горения, в промежуточной зоне и в зоне разбавления, снизить неравномерность температурного поля на выходе из камеры сгорания. Кроме того, уменьшение длины зоны горения в жаровой трубе приводит к снижению объема зоны горения в жаровой трубе камеры сгорания, уменьшению времени пребывания продуктов сгорания в зоне максимальной температуры, и, как следствие, к снижению синтеза NOx.
Технический результат в заявленном способе достигается тем, что способ осуществления рабочего процесса кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя, включающий подачу топлива при запуске и увеличении нагрузки до заданной величины на определенных режимах работы камеры сгорания.
Новым в способе является то, что подачу топлива на пусковом режиме и режиме малого газа, крейсерском режиме, режиме максимальной тяги осуществляют подачей топлива в определенные группы предкамер, а процесс смесеобразования, горения топлива и формирование структуры потока продуктов сгорания осуществляют в предкамерах, в сильно закрученных потоках, движущихся в противотоке с осевыми скоростями, причем начало формирования потока и начало выхода продуктов сгорания располагают в близких плоскостях, нормальных центральной оси закрученных потоков, при этом начало формирования топливовоздушной смеси осуществляют во внешнем потоке, а зону горения располагают во внутреннем потоке, причем процесс горения продолжают в зоне горения жаровой трубы камеры сгорания.
На пусковом режиме и режиме малого газа топливо подают в группу предкамер нижнего яруса. На крейсерском режиме топливо подают в группу предкамер нижнего и верхнего яруса. На режиме максимальной тяги топливо подают во все предкамеры. Предлагаемое распределение подачи топлива в зависимости от режима работы двигателя способствует улучшению характеристик продуктов сгорания на выходе из камеры сгорания по полноте сгорания, по эмиссии NOx, по неравномерности поля температуры на выходе из камеры сгорания, по эффективности рабочего процесса сжигания топлива в камере сгорания на различных режимах работы двигателя, а также уменьшению длины жаровой трубы и снижению термической нагрузки на стенки предкамер и стенки жаровой трубы.
В предкамеры подают от 40% до 90% воздуха необходимого для сгорания топлива в камере сгорания. Увеличение расхода воздуха, подаваемого в предкамеры, приводит к увеличению ее доли в рабочем процессе сжигания топлива и снижению доли в процессе горения в зоне горения жаровой трубы камеры сгорания, что способствует уменьшению длины зоны горения в жаровой трубе, приводит к снижению объема зоны горения в жаровой трубе камеры сгорания, уменьшению времени пребывания продуктов сгорания в зоне максимальной температуры, и, как следствие, к снижению синтеза NOx.
Процесс горения в предкамере осуществляют с коэффициентом избытка воздуха от 0,6 до 1,0 и завершают в зоне горения и промежуточной зоне жаровой трубы камеры сгорания с заданным коэффициентом избытка воздуха. Сжигание «богатой» топливовоздушной смеси в предкамере предотвращает синтез NOx вследствие отсутствия избыточного кислорода.
Предлагаемое изобретение поясняется чертежами, где
на фиг. 1 - продольный разрез устройства;
на фиг. 2 - продольный разрез предкамеры на пусковом режиме;
на фиг. 3 - продольный разрез предкамеры на рабочем режиме;
на фиг. 4 - схема распределения подачи топлива в предкамеры на режиме максимальной тяги;
на фиг. 5 - схема распределения подачи топлива в предкамеры на крейсерском режиме;
на фиг. 6 - схема распределения подачи топлива в предкамеры на режиме малого газа.
Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя содержит наружный 1 и внутренний 2 корпус с входным 3 и выходным 4 отверстиями (фиг. 1). Кольцевая жаровая труба 5 (фиг. 1) состоит из верхней 6 (фиг. 1, 4, 5, 6) и нижней 7 (фиг. 1, 4, 5, 6) оболочек, соединенных между собой передней стенкой 8 (фиг. 1) камеры сгорания. Предкамеры верхнего 9 (фиг. 1, 4, 5, 6) и нижнего 10 (фиг. 1, 4, 5, 6) яруса установлены в одной плоскости на передней стенке 8 камеры сгорания (фиг. 1).
Каждая предкамера включает в себя элементы конструкции вихревой противоточной камерой сгорания: трубчатую вихревую жаровую трубу 11, тангенциальные сопловые закручивающие аппараты первичный 12 и вторичный 13, топливную форсунку 14, патрубок 15, диффузорный выходной канал 16, сопрягающийся с цилиндрическим посадочным кольцом 17 (фиг. 1, 2, 3).
Центральные оси предкамер верхнего 9 и нижнего 10 яруса (фиг. 1, 4, 5, 6) сходятся на одной окружности диаметра D0, в плоскости нормальной центральной оси кольцевого канала 18 жаровой трубы 5 (фиг. 1).
Диаметр окружности соответствует формуле:
Figure 00000003
,
где Dв - диаметр окружности верхней оболочки жаровой трубы;
Dн - диаметр окружности нижней оболочки жаровой трубы,
Угол между центральными осями предкамер 9, 10 (фиг. 1, 4, 5, 6) составляет от 30 до 90 градусов.
Топливные форсунки 14 предкамер гидравлически объединены в три независимые группы, первая группа содержит топливные форсунки 14 верхнего 9 и нижнего 10 ярусов, работающие на режиме максимальной тяги, вторая группа содержит часть топливных форсунок 14 верхнего 9 и нижнего 10 ярусов, работающие на крейсерском режиме, третья группа содержит топливные форсунки 14 нижнего 10 яруса, работающие на пусковом режиме и режиме малого газа (фиг. 1).
Топливные форсунки 14 соединены с топливным коллектором 19, соединенным с коммутирующим устройством (не показано) (фиг. 1).
Топливные форсунки 14 предкамер расположены на передней стенке 8 в противоположном от соплового закручивающегося аппарата торце предкамеры, в центральной зоне которого расположен цилиндрический патрубок 19, образующий канал 20 которого совпадает с центральной осью предкамер (фиг. 1).
Свечи зажигания 21 установленные в жаровой трубе 5 (фиг. 1).
Способ осуществления рабочего процесса кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя.
Воздух из компрессора входит через входное отверстие 3 в кольцевую полость между наружным 1 и внутренним 2 корпусами камеры сгорания, где разделяются на два потока (фиг. 1). Один поток входит в кольцевые каналы 18 (фиг. 1), образованные стенками наружным 1 и внутренним 2 корпусами камеры сгорания, и верхней 6 (фиг. 1, 4, 5, 6) и нижней 7 (фиг. 1, 4, 5, 6) оболочками жаровой трубы 5 (фиг. 1). Другой поток обтекает наружные поверхности предкамер 9, 10 (фиг. 1, 4, 5, 6) и поступает в тангенциальные сопловые закручивающиеся аппараты 12, 13, (фиг. 1, 2, 3) ускоряется и выходит из закручивающегося аппарата 12 в вихревую жаровую трубу 11 (фиг. 1, 2, 3), а из закручивающегося аппарата 13 в жаровую трубу 5, в виде сильно закрученных потоков.
В предкамерах 9, 10 (фиг. 1, 4, 5, 6) формируются два закручивающихся потока - внешний поток и внутренний поток, движущихся в противоположных осевых направлениях. Внешний поток движется в направлении топливной форсунки 14 (фиг. 1, 2, 3), а внутренний поток - в направлении патрубка 15 (фиг. 2, 3).
Из форсунки 14 в вихревую жаровую трубу 11 предкамеры, в зависимости от режима работы двигателя, впрыскивается или не впрыскивается топливо (фиг. 1, 2, 3). Капли топлива отбрасываются во внешний поток, дробятся, испаряются, формируя топливовоздущную смесь.
На пусковом режиме топливовоздушная смесь поджигается электрическими свечами зажигания 21 (фиг. 1), установленными в жаровой трубе 5 (фиг. 1) камеры сгорания. Розжиг предкамер 9, 10 (фиг. 1, 4, 5, 6) в которые подается топливо, как на пусковом режиме, так и на переходных режимах работы камеры сгорания, осуществляется горящими продуктами сгорания, поступающими из зоны горения жаровой трубы 5 камеры сгорания в вихревую жаровую трубу 11 предкамеры (фиг. 1, 2, 3). Движение горящих продуктов сгорания во внутреннюю область вихревой камеры предкамеры вызвано наличием за предкамерой зоны циркуляции, сформированной осевым градиентом статического давления, вызванного радиальным градиентом статического давления, за счет формирования на выходе из вторичного закручивающего аппарата 13 (фиг. 1, 2, 3) сильно закрученного потока. При этом вектор осевого градиента статического давления направлен в сторону зоны горения жаровой трубы 5 камеры сгорания (фиг. 1).
В зоне горения жаровой трубы 5 (фиг. 1) камеры сгорания продукты сгорания дожигаются с заданным коэффициентом избытка воздуха и поступают далее в промежуточную зону, откуда в зону разбавления.
Оставшаяся часть вторичного воздуха из кольцевых каналов, через отверстия в стенках верхней 6 и нижней 7 (фиг. 1, 4, 5, 6) оболочек жаровой трубы 5 (фиг. 1), подается в зону разбавления для формирования эпюр скоростей и заданной радиальной и окружной температурной неравномерности потока на входе в сопловой аппарат турбины.
Таким образом, применение кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя и способа осуществления рабочего процесса позволит повысить эффективность рабочего процесса сжигания топлива в камере сгорания на максимальном режиме, крейсерском режиме, на пусковом режиме и режиме малого газа, снизить эмиссию NOx в выхлопных газах, уменьшить длину жаровой трубы и, тем самым уменьшить массу двигателя, снизить термические нагрузки на стенки предкамер и стенки жаровой трубы в зонах горения, уменьшить неравномерность поля температуры продуктов сгорания на выходе из камеры сгорания.

Claims (9)

1. Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая наружный и внутренний корпус с входным и выходным отверстиями, кольцевую жаровую трубу, состоящую из верхней и нижней оболочек, соединенных между собой передней стенкой камеры сгорания, предкамеры, установленные в одной плоскости на передней стенке камеры сгорания двумя ярусами, свечи зажигания, установленные в жаровой трубе, отличающаяся тем, что каждая предкамера выполнена по конструкции вихревой противоточной камерой сгорания, при этом центральные оси предкамер, расположенных на разных ярусах камеры сгорания, сходятся на одной окружности диаметра D0, в плоскости нормальной центральной оси кольцевого канала жаровой трубы, диаметр окружности соответствует формуле:
D0=[(D2 в+D2 н):2]0,5,
где Dв - диаметр окружности верхней оболочки жаровой трубы;
Dн - диаметр окружности нижней оболочки жаровой трубы,
угол между центральными осями предкамер составляет от 30 до 90 градусов, топливные форсунки предкамер гидравлически объединены в три независимые группы, первая группа содержит форсунки верхнего и нижнего ярусов, работающие на режиме максимальной тяги, вторая группа содержит часть форсунок верхнего и нижнего ярусов, работающие на крейсерском режиме, третья группа содержит форсунки нижнего яруса, работающие на пусковом режиме и режиме малого газа, форсунки соединены с топливным коллектором, соединенным с коммутирующим устройством, форсунки предкамер расположены на передней стенке в противоположном от соплового закручивающегося аппарата торце предкамеры, в центральной зоне которого расположен цилиндрический патрубок, образующий канал, ось которого совпадает с центральной осью предкамеры.
2. Способ осуществления рабочего процесса кольцевой камеры сгорания газотурбинного, включающий подачу топлива при запуске и увеличении нагрузки до заданной величины на определенных режимах работы камеры сгорания, отличающийся тем, что подачу топлива на пусковом режиме, крейсерском режиме и режиме максимальной тяги осуществляют подачей топлива в определенные группы предкамер, а процесс смесеобразования, горения топлива и формирование структуры потока продуктов сгорания осуществляют в предкамерах, в сильно закрученных потоках, движущихся в противотоке с осевыми скоростями, причем начало формирования потока и начало выхода продуктов сгорания располагают в близких плоскостях, нормальных центральной оси закрученных потоков, при этом начало формирования топливовоздушной смеси осуществляют во внешнем потоке, а зону горения располагают во внутреннем потоке, причем процесс горения продолжают в зоне горения жаровой трубы камеры сгорания.
3. Способ по п. 2, отличающийся тем, что на пусковом режиме и режиме малого газа топливо подается в группу предкамер нижнего яруса, на крейсерском режиме топливо подают в группу предкамер нижнего и верхнего яруса, а на режиме максимальной тяги топливо подают во все предкамеры.
4. Способ по п. 2, отличающийся тем, что в предкамеры подают от 40 до 90% воздуха, необходимого для сгорания топлива в камере сгорания.
5. Способ по п. 2, отличающийся тем, что процесс горения в предкамере осуществляют с коэффициентом избытка воздуха от 0,6 до 1,0 и завершают в зоне горения и промежуточной зоне жаровой трубы камеры сгорания с заданным коэффициентом избытка воздуха.
RU2016127048A 2016-07-05 2016-07-05 Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя и способ осуществления рабочего процесса RU2624682C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016127048A RU2624682C1 (ru) 2016-07-05 2016-07-05 Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя и способ осуществления рабочего процесса

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016127048A RU2624682C1 (ru) 2016-07-05 2016-07-05 Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя и способ осуществления рабочего процесса

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2624682C1 true RU2624682C1 (ru) 2017-07-05

Family

ID=59312802

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016127048A RU2624682C1 (ru) 2016-07-05 2016-07-05 Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя и способ осуществления рабочего процесса

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2624682C1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2750176C1 (ru) * 2020-12-14 2021-06-23 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева" Противоточный горелочный модуль предварительного смешивания
RU2785096C1 (ru) * 2020-07-10 2022-12-02 Общество с ограниченной ответственностью "Топливная Экологическая Компания" Газогенераторная установка и способ генерации газа для производства водородсодержащего синтез-газа

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1993025851A1 (en) * 1992-06-12 1993-12-23 United Technologies Corporation Combustion chamber apparatus and method for performing combustion
JPH06294517A (ja) * 1993-04-06 1994-10-21 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 予混合燃焼器
RU2062408C1 (ru) * 1991-11-13 1996-06-20 Асеа Браун Бовери АГ Кольцевая камера сгорания газовой турбины и способ ее эксплуатации
RU2109219C1 (ru) * 1996-02-06 1998-04-20 Акционерное общество "Авиадвигатель" Трубчато-кольцевая камера сгорания газовой турбины
RU2121113C1 (ru) * 1996-05-28 1998-10-27 Акционерное общество "Авиадвигатель" Камера сгорания газовой турбины
GB2348484A (en) * 1997-03-10 2000-10-04 Gen Electric Premixer for a combustion chamber

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2062408C1 (ru) * 1991-11-13 1996-06-20 Асеа Браун Бовери АГ Кольцевая камера сгорания газовой турбины и способ ее эксплуатации
WO1993025851A1 (en) * 1992-06-12 1993-12-23 United Technologies Corporation Combustion chamber apparatus and method for performing combustion
JPH06294517A (ja) * 1993-04-06 1994-10-21 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 予混合燃焼器
RU2109219C1 (ru) * 1996-02-06 1998-04-20 Акционерное общество "Авиадвигатель" Трубчато-кольцевая камера сгорания газовой турбины
RU2121113C1 (ru) * 1996-05-28 1998-10-27 Акционерное общество "Авиадвигатель" Камера сгорания газовой турбины
GB2348484A (en) * 1997-03-10 2000-10-04 Gen Electric Premixer for a combustion chamber

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2785096C1 (ru) * 2020-07-10 2022-12-02 Общество с ограниченной ответственностью "Топливная Экологическая Компания" Газогенераторная установка и способ генерации газа для производства водородсодержащего синтез-газа
RU2750176C1 (ru) * 2020-12-14 2021-06-23 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева" Противоточный горелочный модуль предварительного смешивания
RU2797727C1 (ru) * 2022-10-11 2023-06-08 Илиев Роман Лазаревич Двухступенчатая горелка с двухслойным вихревым противоточным течением
RU2806421C1 (ru) * 2023-01-17 2023-10-31 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева" Камера сгорания газотурбинной установки с организацией горения в противоточном закрученном потоке

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112879178B (zh) 一种基于爆震燃烧的固体火箭冲压发动机
US4112676A (en) Hybrid combustor with staged injection of pre-mixed fuel
RU2444680C2 (ru) Камера сгорания газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
US10072848B2 (en) Fuel injector with premix pilot nozzle
US4160640A (en) Method of fuel burning in combustion chambers and annular combustion chamber for carrying same into effect
JP3782822B2 (ja) 燃料噴射装置及び該燃料噴射装置の運転方法
US5475979A (en) Gas turbine engine combustion chamber
US8783008B2 (en) Gas turbine reheat combustor including a fuel injector for delivering fuel into a gas mixture together with cooling air previously used for convectively cooling the reheat combustor
JP5930731B2 (ja) ガスタービンエンジン用の燃焼器、およびガスタービンエンジンの燃焼器の運転方法
US9664391B2 (en) Gas turbine combustor
RU2626887C2 (ru) Тангенциальная кольцевая камера сгорания с предварительно смешанным топливом и воздухом для использования в газотурбинных двигателях
US4067190A (en) Catalytic gas turbine combustor with a fuel-air premix chamber
CN107605600B (zh) 一种预混喷注的旋转爆震发动机
CA2452972A1 (en) Methods and apparatus for generating gas turbine engine thrust
RU2619673C2 (ru) Способ смешивания вступающих в реакцию горения веществ для камеры сгорания газотурбинного двигателя
RU2014110628A (ru) Трубчато-кольцевая камера сгорания со ступенчатыми и тангенциальными топливовоздушными форсунками для использования в газотурбинных двигателях
US9541292B2 (en) Combustor for gas turbine engine
CN110131750A (zh) 一种使用气体燃料的燃气轮机低排放燃烧室
CN110822474A (zh) 一种燃烧室火焰稳定结构
US3653207A (en) High fuel injection density combustion chamber for a gas turbine engine
RU2349840C1 (ru) Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя
US5473882A (en) Combustion apparatus for a gas turbine having separate combustion and vaporization zones
US8413446B2 (en) Fuel injector arrangement having porous premixing chamber
RU2624682C1 (ru) Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя и способ осуществления рабочего процесса
US2667033A (en) Combustion apparatus for operation in fast-moving air streams

Legal Events

Date Code Title Description
QB4A Licence on use of patent

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180302

Effective date: 20180302