RU2667849C2 - Камера сгорания газотурбинного двигателя, оснащенная средствами отклонения воздуха для уменьшения следа, создаваемого свечой зажигания - Google Patents
Камера сгорания газотурбинного двигателя, оснащенная средствами отклонения воздуха для уменьшения следа, создаваемого свечой зажигания Download PDFInfo
- Publication number
- RU2667849C2 RU2667849C2 RU2016116798A RU2016116798A RU2667849C2 RU 2667849 C2 RU2667849 C2 RU 2667849C2 RU 2016116798 A RU2016116798 A RU 2016116798A RU 2016116798 A RU2016116798 A RU 2016116798A RU 2667849 C2 RU2667849 C2 RU 2667849C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- spark plug
- wall
- annular
- air
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 112
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 11
- 238000007664 blowing Methods 0.000 claims abstract description 6
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 14
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 3
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 2
- 238000005070 sampling Methods 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 abstract 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 20
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 4
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 4
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 4
- 238000010790 dilution Methods 0.000 description 3
- 239000012895 dilution Substances 0.000 description 3
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 2
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 1
- 238000005336 cracking Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000002708 enhancing effect Effects 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
-
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
- F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/26—Starting; Ignition
- F02C7/264—Ignition
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02P—IGNITION, OTHER THAN COMPRESSION IGNITION, FOR INTERNAL-COMBUSTION ENGINES; TESTING OF IGNITION TIMING IN COMPRESSION-IGNITION ENGINES
- F02P15/00—Electric spark ignition having characteristics not provided for in, or of interest apart from, groups F02P1/00 - F02P13/00 and combined with layout of ignition circuits
- F02P15/001—Ignition installations adapted to specific engine types
- F02P15/003—Layout of ignition circuits for gas turbine plants
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/04—Air inlet arrangements
- F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
-
- 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
-
- 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)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
Модуль камеры сгорания для газотурбинного двигателя содержит замкнутое кольцевое пространство, кольцевую камеру сгорания, свечу зажигания. Кольцевая камера сгорания расположена в упомянутом замкнутом кольцевом пространстве и содержит по меньшей мере одну кольцевую стенку, ограничивающую камеру сгорания и содержащую отверстие для установки свечи, а также множество микроотверстий для впуска охлаждающего воздуха в камеру сгорания с целью охлаждения упомянутой кольцевой стенки. В модуль камеры сгорания поступает воздушный поток из компрессора газотурбинного двигателя и проходит в основном от входа к выходу камеры сгорания внутри упомянутого замкнутого кольцевого пространства. Часть воздушного потока огибает камеру сгорания вдоль кольцевой стенки и обдувает свечу зажигания, которая создает таким образом след. Модуль камеры сгорания дополнительно содержит средства отклонения, которые проходят от входа к выходу, приближаясь к срединной плоскости упомянутого следа и приближаясь к кольцевой стенке камеры сгорания таким образом, чтобы отклонять часть воздуха, обдувающую свечу зажигания, в направлении срединной плоскости упомянутого следа и в направлении упомянутой кольцевой стенки. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения кольцевой стенки. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 9 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к области камер сгорания газотурбинных двигателей, в частности, предназначенных для летательных аппаратов.
В частности, изобретение касается охлаждения кольцевой стенки такой камеры сгорания, содержащей отверстие для установки свечи зажигания.
ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
На фиг. 1 представлен типичный пример газотурбинного двигателя 1 известного типа, например, авиационного двухконтурного и двухвального турбореактивного двигателя.
Последовательно в направлении тяги, показанном стрелкой 2 и соответствующем также общему направлению потока газов в турбореактивном двигателе, газотурбинный двигатель 1 содержит компрессор 4 низкого давления, компрессор 6 высокого давления, кольцевую камеру 8 сгорания, турбину 10 высокого давления и турбину 11 низкого давления.
Как известно, камера 8 сгорания установлена на выходе компрессора 6 высокого давления, предназначенного для питания этой камеры воздухом под давлением, и на входе турбины 10 высокого давления, предназначенной для приведения во вращение компрессора 6 высокого давления под действием тяги газов, выходящих из камеры сгорания.
На фиг. 2 показана камера 8 сгорания в более крупном масштабе и непосредственно окружающая ее среда.
Камера 8 сгорания содержит две коаксиальные кольцевые стенки, соответственно радиально внутреннюю 12 и радиально наружную 13, которые расположены вокруг продольной оси 14 камеры сгорания.
Эти две кольцевые стенки 12 и 13 закреплены на выходе на внутреннем 15 и наружном 16 картерах камеры и соединены между собой на своем входном конце кольцевой стенкой 18 дна камера.
Кольцевая стенка 18 дна камеры содержит кольцевой ряд отверстий, равномерно распределенных вокруг оси 14 камеры сгорания, в которых установлены системы 20 впрыска, связанные с кольцевым рядом топливных форсунок 22, каждая из которых имеет ось 24 выхода топлива.
Каждая система 20 впрыска содержит отверстия, предназначенные для нагнетания в камеру сгорания части воздушного потока 26, поступающего из диффузора 28, установленного на выходе компрессора высокого давления газотурбинного двигателя.
Кроме того, кольцевые стенки 12 и 13 камеры сгорания соединены на своем входном конце с кольцевым обтекателем 30, содержащим отверстия, совмещенные с системами 20 впрыска для прохождения форсунок 22 и воздуха, питающего системы 20 впрыска. Основной функцией этого обтекателя 20 является защита стенки 18 дна камеры и направление частей 32 и 34 воздушного потока 26, которые проходят в сторону выхода соответственно вдоль внутренней 12 и наружной 13 кольцевых стенок камеры сгорания внутри двух огибающих пространств, соответственно внутреннего 36 и наружного 38. В дальнейшем эти части 32 и 34 воздушного потока 26 будут называться соответственно «внутренним огибающим воздушным потоком» и «наружным огибающим воздушным потоком». Внутреннее 36 и наружное 38 огибающие пространства образуют вместе с входным пространством 39, которое соединяет их друг с другом, кольцевое замкнутое пространство, в котором находится камера 8 сгорания.
Кольцевые стенки 12 и 13 камеры сгорания содержат, каждая, два кольцевых ряда впускных воздушных отверстий 40, 42, предназначенных для нагнетания части каждого огибающего воздушного потока 32, 34 в камеру сгорания.
Первый из этих рядов отверстий выполнен вокруг входной области 44 камеры сгорания, часто называемой «первичной зоной», в которой во время работы происходят реакции горения смеси воздуха и топлива. Поэтому отверстия 40 этого первого ряда часто называют «первичными отверстиями».
Второй ряд отверстий выполнен на выходе вокруг области 46 камеры сгорания, часто называемой «зоной разбавления», в которой разбавляются и охлаждаются газообразные продукты сгорания. Поэтому отверстия 42 этого второго ряда часто называют «отверстиями разбавления».
Кроме того, кольцевые стенки 12 и 13 имеют многочисленные микроотверстия, распределенные по существу по всей поверхности этих стенок и предназначенные для создания охлаждающей воздушной пленки вдоль каждой из этих стенок внутри камеры 8 сгорания. Эти микроотверстия, диаметр которых обычно составляет примерно от 0,3 до 0,6 мм, на фиг. 2 не показаны из соображений соблюдения масштаба.
Кроме того, радиально наружная кольцевая стенка 13 содержит отверстие 46 для установки свечи, имеющее ось 47 и оснащенное направляющей втулкой 48, в которой расположена свеча 50 зажигания, установленная на наружном картере 16 и предназначенная для воспламенения воздушно-топливной смеси при запуске газотурбинного двигателя.
В дальнейшем выражение «модуль камеры сгорания» обозначает узел, включающий в себя по меньшей мере камеру 8 сгорания и свечу 50 зажигания.
Как показано на фиг. 3, свеча 50 зажигания и втулка 48 создают след 52 внутри наружного огибающего воздушного потока 34.
Этот след 52 проходит в сторону выхода и центрован относительно срединной осевой плоскости Р отверстия 46 установки свечи в случае, когда воздушный поток 26 (фиг. 2), выдаваемый компрессором высокого давления, проходит в сторону выхода по существу без вращательной составляющей. Это относится к случаю, когда компрессор высокого давления является компрессором осевого типа, как в представленном примере.
С другой стороны, в случае, когда воздушный поток 26, выдаваемый компрессором высокого давления, проходит в сторону выхода спиралевидно, то есть с вращательной составляющей, след 52 проходит в сторону выхода в основном в наклонном направлении относительно срединной осевой плоскости Р отверстия 46 установки свечи. Это относится, в частности, к случаю, когда компрессор высокого давления является центробежным.
Под «осевой плоскостью» следует понимать плоскость, проходящую через ось 14 (фиг. 2) камеры 8 сгорания, которая совпадает с осью газотурбинного двигателя. Следует отметить, что плоскость Р соответствует плоскости сечения фиг. 2.
На фиг. 3 показаны микроотверстия 53, которые обеспечивают охлаждение радиально наружной кольцевой стенки 13. Для большей ясности эти микроотверстия показаны в увеличенном виде и распределены с меньшей плотностью, чем в реальности.
Во всех случаях след 52 характеризуется разрежением в области наружного воздушного потока 34, перекрываемой направляющей втулкой 48 свечи.
На фиг. 4 показано общее давление Ptot этого воздушного потока 34 в зависимости от положения d, измеренного вдоль поперечного сегмента S фиг. 3. В дальнейшем для каждого сегмента S определяют зону 54 следа (фиг. 3) как зону сегмента S, в которой общее давление Ptot воздушного потока 34 меньше 99% максимума Ptotmax этого общего давления Ptot вдоль этого сегмента S. След 52 определяют как совокупность смежных зон 54 следа, следующих друг за другом от входа к выходу, начиная от отверстия 46 установки свечи.
Присутствие такого следа мешает эффективному охлаждению, обеспечиваемому микроотверстиями 53.
Действительно, поток воздуха проходит через микроотверстия 53 радиально наружной стенки 13 в результате разности между общим давлением Ptot огибающего воздушного потока 34 и статическим давлением внутри камеры 8 сгорания. Как правило, эта разность давления составляет примерно 3%. Таким образом, понижение общего давления примерно на 1%, наблюдаемое внутри следа 52, приводит к снижению расхода внутри микроотверстий, которое может достигать около 20% и даже больше.
Такое снижение эффективности охлаждения вышеупомянутой кольцевой стенки приводит к сокращению срока службы этой стенки, а также к риску ослабления крепления направляющей втулки свечи.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Изобретение призвано предложить простое, экономичное и эффективное решение этой проблемы.
В связи с этим его объектом является модуль камеры сгорания для газотурбинного двигателя, содержащий:
- замкнутое кольцевое пространство,
- кольцевую камеру сгорания, расположенную в упомянутом замкнутом кольцевом пространстве и содержащую по меньшей мере одну кольцевую стенку, ограничивающую упомянутую камеру сгорания и содержащую отверстие для установки свечи, а также множество микроотверстий для впуска охлаждающего воздуха в упомянутую камеру сгорания с целью охлаждения упомянутой кольцевой стенки, и
- свечу зажигания, расположенную в упомянутом замкнутом кольцевом пространстве и проходящую через упомянутое отверстие установки свечи.
В этот модуль камеры сгорания поступает воздушный поток, который выходит из компрессора газотурбинного двигателя и проходит в основном от входа к выходу камеры сгорания внутри упомянутого замкнутого кольцевого пространства и часть которого огибает камеру сгорания вдоль ее упомянутой кольцевой стенки и обдувает упомянутую свечу зажигания, которая создает таким образом след.
Согласно изобретению, упомянутый модуль камеры сгорания дополнительно содержит средства отклонения, которые проходят от входа к выходу, приближаясь к срединной плоскости упомянутого следа и приближаясь к упомянутой кольцевой стенке камеры сгорания таким образом, чтобы отклонять часть воздуха, обдувающую упомянутую свечу зажигания, в направлении упомянутой срединной плоскости упомянутого следа и в направлении упомянутой кольцевой стенки камеры сгорания.
Отклоняемый таким образом воздух позволяет повысить общее давление воздуха внутри следа, создаваемого свечой зажигания, вблизи кольцевой стенки камеры сгорания и, следовательно, увеличить разность давления между упомянутым следом и внутренним пространством камеры сгорания.
В результате улучшается конвекционная передача через микроотверстия упомянутой кольцевой стенки, и, следовательно, снижаются риски появления трещин и риски потерь металла, то есть в целом увеличивается срок службы этой кольцевой стенки.
Когда свеча зажигания направляется через кольцевую стенку камеры сгорания при помощи втулки, установленной в отверстии установки свечи, изобретение позволяет снизить риски отсоединения втулки.
Под «втулкой» следует понимать любое устройство, возможно состоящее из нескольких частей, обеспечивающее направление свечи через кольцевую стенку камеры сгорания, что будет более понятно из нижеследующего описания.
В первом предпочтительном варианте выполнения изобретения упомянутые средства отклонения содержат два канала, каждый из которых ограничен первой тангенциальной стенкой, расположенной напротив кольцевой стенки камеры сгорания, второй тангенциальной стенкой, расположенной со стороны, противоположной кольцевой стенке камеры сгорания, первой боковой стенкой, расположенной со стороны свечи зажигания, и второй боковой стенкой, расположенной со стороны, противоположной свече зажигания.
Кроме того, предпочтительно каждый из упомянутых каналов содержит по меньшей мере один воздушный вход для отбора отклоняемого воздуха, а также по меньшей мере один воздушный выход для распространения отклоненного воздуха в направлении упомянутой срединной плоскости упомянутого следа.
Кроме того, соответствующие упомянутые вторые боковые стенки упомянутых каналов предпочтительно образуют отклоняющие стенки, расположенные с двух сторон от упомянутой свечи зажигания и проходящие от входа к выходу, приближаясь к упомянутой срединной плоскости упомянутого следа.
Наконец, соответствующие упомянутые тангенциальные стенки упомянутых каналов предпочтительно проходят в сторону выхода, приближаясь к кольцевой стенке камеры сгорания.
Предпочтительно упомянутые каналы выполнены на кольцевой опоре, расположенной вокруг упомянутой свечи зажигания.
В варианте упомянутые средства отклонения могут содержать изогнутый канал, проходящий вокруг участка упомянутого отверстия установки свечи и имеющий два воздушных входа, выполненные на двух противоположных концах упомянутого канала для отбора отклоняемого воздуха, и по меньшей мере одно выходное воздушное отверстие, выполненное в срединной части стенки, ограничивающей упомянутый канал, и выходящее в упомянутый след.
В этом случае упомянутый канал предпочтительно встроен во втулку, установленную в упомянутом отверстии установки свечи и предназначенную для направления упомянутой свечи зажигания.
Во втором предпочтительном варианте выполнения изобретения упомянутые средства отклонения содержат отклоняющую стенку, соединенную с картером, окружающим упомянутую камеру сгорания и ограничивающим упомянутое замкнутое кольцевое пространство, при этом упомянутая отклоняющая стенка выполнена таким образом, что, если ее рассматривать в сечении по любой плоскости, параллельной упомянутой срединной плоскости упомянутого следа, упомянутая отклоняющая стенка проходит в сторону выхода, приближаясь к упомянутой кольцевой стенке камеры сгорания, и, если ее рассматривать в сечении по любой плоскости, ортогональной к оси упомянутой свечи зажигания, упомянутая отклоняющая стенка проходит в сторону выхода, приближаясь к упомянутой срединной плоскости упомянутого следа.
Предпочтительно упомянутая отклоняющая стенка вписана в виртуальный цилиндр, ось которого наклонена относительно плоскости, ортогональной к оси упомянутой свечи зажигания.
Объектом изобретения является также газотурбинный двигатель, содержащий описанный выше модуль камеры сгорания, а также компрессор, сообщающийся с упомянутым замкнутым кольцевым пространством упомянутого модуля камеры сгорания.
Следует отметить, что, если упомянутый компрессор выполнен с возможностью питания упомянутого модуля камеры сгорания воздушным потоком, не имеющим вращательной составляющей, то в этом случае упомянутая срединная плоскость упомянутого следа является срединной осевой плоскостью упомянутого отверстия установки свечи.
Объектом изобретения является также способ проектирования описанного модуля камеры сгорания для авиационного газотурбинного двигателя, содержащего компрессор, предназначенный для подачи воздушного потока в упомянутый модуль камеры сгорания.
Согласно изобретению, способ включает в себя определение следа, создаваемого упомянутой свечой зажигания в упомянутой части воздушного потока, обдувающей упомянутую свечу зажигания, затем геометрическое определение упомянутых средств отклонения таким образом, чтобы они проходили от входа к выходу, приближаясь к упомянутой срединной плоскости упомянутого следа и приближаясь к упомянутой кольцевой стенке камеры сгорания.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Изобретение, его другие детали, преимущества и отличительные признаки будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве не ограничительного примера со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг. 1 (уже описана) изображает частичный схематичный вид в осевом разрезе известного газотурбинного двигателя.
Фиг. 2 (уже описана) - частичный схематичный вид в осевом разрезе кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя, показанного на фиг. 1.
Фиг. 3 (уже описана) - частичный схематичный вид сверху радиально наружной кольцевой стенки камеры сгорания, показанной на фиг. 2.
Фиг. 4 (уже описана) - график, отображающий общее давление (на оси абсцисс) в зависимости от окружного положения (на оси ординат) вдоль поперечного сегмента S, показанного на фиг. 3.
Фиг. 5 и 6 изображают частичный схематичный вид в изометрии модуля камеры сгорания согласно первому предпочтительному варианту выполнения изобретения.
Фиг. 7 изображает частичный схематичный вид в осевом сечении модуля камеры сгорания согласно второму предпочтительному варианту выполнения изобретения.
Фиг. 8 - частичный схематичный вид модуля камеры сгорания, показанного на фиг. 7, в разрезе по плоскости Р1.
Фиг. 9 - схематичный вид в изометрии отклоняющей стенки модуля камеры сгорания, показанного на фиг. 7.
На всех фигурах идентичные или аналогичные элементы имеют одинаковые обозначения.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ.
На фиг. 5 и 6 показан модуль камеры сгорания газотурбинного двигателя согласно первому варианту выполнения изобретения и, в частности, область радиально наружной кольцевой стенки 13 камеры сгорания, содержащая отверстие 46 установки свечи, в котором установлена втулка 48.
Модуль камеры сгорания содержит также свечу зажигания, установленную во втулке 48, но эта свеча зажигания на фиг. 5 и 6 не показана из соображений упрощения чертежа. Модуль камеры сгорания содержит также замкнутое кольцевое пространство, ограниченное внутренними и наружными картерами, в котором находится камера сгорания, аналогично примеру, показанному на фиг.2. На фиг. 5 и 6 эти элементы не показаны. На этих фиг. 5 и 6 показаны также первичные отверстия 40 и отверстия 42 разбавления, а также микроотверстия 53, причем эти элементы являются, например, элементами известного типа.
В представленном примере рассматриваемый газотурбинный двигатель содержит компрессор, выполненный с возможностью подачи воздушного потока, не имеющего вращательной составляющей, в модуль камеры сгорания. Такой воздушный поток проходит в основном в направлении, параллельном оси 14 камеры сгорания.
В этом случае, как было указано выше, след 52, создаваемый свечой зажигания и соответствующей втулкой, по существу центрован относительно срединной осевой плоскости Р отверстия 46 установки свечи. Таким образом, эта плоскость образует срединную плоскость следа.
Согласно изобретению, модуль камеры сгорания дополнительно содержит средства отклонения части 34’ воздуха, проходящей вблизи свечи зажигания, в направлении срединной плоскости Р следа и радиальной наружной кольцевой стенки 13 камеры сгорания, что будет подробнее описано ниже.
Таким образом, в первом варианте выполнения, представленном на фиг. 5 и 6, средства отклонения содержат два канала 60, каждый из которых ограничен первой тангенциальной стенкой 62, расположенной напротив кольцевой стенки 13 камеры сгорания, второй тангенциальной стенкой 63, расположенной со стороны, противоположной кольцевой стенке 13 камеры сгорания, первой боковой стенкой 66, расположенной напротив втулки 48, и второй боковой стенкой 68, расположенной со стороны, противоположной втулке 48. Две боковые стенки 66, 68 соединены, каждая, с двумя тангенциальными стенками 62, 64, которые соединены с кольцевой опорой 70, установленной на втулке 48 вокруг свечи зажигания.
Тангенциальные стенки 62 и 64 каждого канала выполнены таким образом, что проходят в сторону выхода, приближаясь к кольцевой стенке 13 камеры сгорания, усиливая действие отклоняемого воздуха в области следа 52, находящейся вблизи втулки 48.
Каждый из каналов 60 имеет воздушный вход 72, обращенный в сторону входа, а такое первый воздушный выход 74, направленный в сторону выхода и в направлении срединной плоскости Р следа. В представленном примере каждый канал продолжен за пределы первого воздушного выхода 74 удлинением 75 канала, имеющим второй воздушный выход 76.
Вторая боковая стенка 68 каждого из каналов 60 проходит в сторону выхода, приближаясь к срединной плоскости Р следа, и образует таким образом отклоняющую стенку, выполненную с возможностью отклонения воздуха, поступающего в канал, в направлении упомянутой плоскости.
В представленном примере вторая боковая стенка 68 каждого из каналов 60 проходит параллельно оси свечи зажигания, которая совпадает с осью 47 отверстия 46 установки свечи. Таким образом, вторая боковая стенка 68 является по существу ортогональной к кольцевой стенке 13 камеры сгорания.
Каждое удлинение 75 канала ограничено удлинением каждой из тангенциальных стенок 62 и 64 и первой боковой стенкой 78 удлинения, расположенной со стороны срединной плоскости Р следа, и второй боковой стенкой 80 удлинения, расположенной с противоположной стороны. Эта последняя стенка проходит в сторону выхода, приближаясь к срединной плоскости Р следа с более высокой степенью приближения, чем соответствующая вторая боковая стенка 68. Таким образом, эта вторая боковая стенка 80 удлинения тоже образует отклоняющую стенку в рамках терминологии изобретения.
Кроме того, в представленном примере оба канала 60 расположены симметрично относительно срединной плоскости Р следа.
Во время работы часть воздуха, поступающего в модуль камеры сгорания из компрессора газотурбинного двигателя, проходит в наружном огибающем пространстве 38 вдоль радиальной наружной кольцевой стенки 13 камеры сгорания. Часть 34’ этого воздуха, проходящая вблизи свечи зажигания и соответствующей втулки 48, попадает в каналы 60 и направляется вторым боковыми стенками 68 и вторыми боковыми стенками 80 удлинения. Таким образом, каналы 60 выдают через своих выходы 74 и 76 воздушный поток 82, отклоняемый в направлении срединной плоскости Р следа и наружной кольцевой стенки 13 камеры сгорания. Это приводит к повышению общего давления воздуха в зоне, соответствующей следу 52, вблизи кольцевой стенки 13, что позволяет улучшить конвекционные обмены через микроотверстия 53 и, следовательно, улучшить охлаждение кольцевой стенки 13.
Во втором предпочтительном варианте выполнения изобретения, показанном на фиг. 7-9, средства отклонения содержат отклоняющую стенку 90, соединенную с наружным картером 16 (фиг. 7 и 2), окружающим камеру 8 сгорания и ограничивающим замкнутое кольцевое пространство, в котором находится эта камера сгорания.
Эта отклоняющая стенка 90 выполнена таким образом, что, если ее рассматривать в сечении по любой плоскости, параллельной срединной плоскости Р следа, отклоняющая стенка 90 проходит в сторону выхода, приближаясь к кольцевой стенке 13 камеры сгорания, и, если ее рассматривать в сечении по любой плоскости, ортогональной к оси свечи зажигания, которая совпадает с осью 47 отверстия 46 установки свечи, отклоняющая стенка 90 проходит в сторону выхода, приближаясь к срединной плоскости Р следа.
Для этого в представленном примере отклоняющая стенка 90 вписана в виртуальный цилиндр 92, как показано на фиг. 9. В частности, отклоняющая стенка 90 соответствует участку цилиндра 92, ограниченному двумя секущими плоскостями Р1 и Р2 по линии D, ортогональной к оси 94 цилиндра 92. Плоскость Р1 ограничивает верхний край отклоняющей стенки 90, которым она соединяется с наружным картером 16. Таким образом, плоскость Р1 является касательной к этому картеру 16 и, например, ортогональной к оси 47 отверстия 46 установки свечи. Плоскость Р2 ограничивает нижний край отклоняющей стенки 90. Обе плоскости Р1 и Р2 образуют между собой угол θ, например, равный приблизительно 30 градусов. Кроме того, ось 94 виртуального цилиндра 92 образует, например, угол α, равный примерно 45 градусов, с осью 47 отверстия 46 установки свечи. Таким образом, ось 94 цилиндра наклонена относительно плоскости Р1.
Например, как показано на фиг. 7, наружный картер 16 содержит прилив 95, имеющий отверстие, через которое проходит свеча 50 зажигания. Предпочтительно отклоняющая стенка 90 закреплена на этом приливе 95.
На фиг. 7 представлен также более дательный пример втулки 48, предназначенной для направления свечи 50 зажигания. Эта втулка 48 содержит направляющую 96 свечи, установленную на гнезде 98 и удерживаемую на нем при помощи кольцевой детали 100, иногда называемой «манжетой», а также кольцо 102, которое запрессовано в отверстии 46 установки свечи и в котором запрессовано гнездо 98. Как известно, направляющая 96 свечи имеет свободу движения перпендикулярно к оси 47 отверстия 46 установки свечи, что позволяет втулке 48 выдерживать деформации модуля камеры сгорания, появляющиеся при обычных явлениях дифференциальных расширений.
Во время работы, как показано на фиг. 7 и 8, часть воздуха, поступающего в модуль камеры сгорания из компрессора газотурбинного двигателя, проходит в наружном огибающем пространстве 38 вдоль радиальной наружной кольцевой стенки 13 камеры сгорания. Часть 34’ этого воздуха, проходящая вблизи свечи зажигания, проходит в направлении отклоняющей стенки 90 и отклоняется этой стенкой, образуя воздушный поток 104, отклоняемый в направлении срединной плоскости Р следа и в направлении кольцевой стенки 13 камеры сгорания.
Это позволяет еще больше повысить общее давление воздуха в зоне, соответствующей следу, и способствует улучшению конвекционных обменов через микроотверстия кольцевой стенки 13.
В представленном примере отклоняющая стенка 90 позволяет также скрыть область наружного картера 16, находящуюся на выходе его прилива 96, что позволяет снизить уровень конвекционной теплопередачи между воздухом и наружным картером 16 на уровне этой зоны. Это приводит к уменьшению тепловых напряжений, действующих на эту наиболее чувствительную область наружного картера 16, и, следовательно, позволяет увеличить срок его службы.
В целом, изобретение позволяет увеличить срок службы кольцевой стенки 13 камеры сгорания в области следа 52 и снизить риски ослабления крепления элементов, образующих втулку 48, предназначенную для направления свечи зажигания через кольцевую стенку 13.
Кроме того, изобретение позволяет увеличить срок службы наружного картера 16, когда он содержит описанный выше прилив 95.
В примерах, представленных выше со ссылками на прилагаемые фигуры, компрессор газотурбинного двигателя выдает воздушный поток 34’, не имеющий вращательной составляющей, поэтому срединная плоскость Р следа является плоскостью, проходящей через ось 14 камеры сгорания.
Разумеется, изобретение можно также применять для газотурбинных двигателей, компрессор которых выполнен с возможностью подачи воздушного потока вращательных движением. В этом случае срединная плоскость Р следа имеет наклон относительно оси 14 камеры сгорания, и заявленные отклоняющие средства следует ориентировать соответствующим образом.
Claims (18)
1. Модуль камеры сгорания для газотурбинного двигателя, содержащий:
- замкнутое кольцевое пространство (36, 38, 39),
- кольцевую камеру (8) сгорания, расположенную в упомянутом замкнутом кольцевом пространстве и содержащую по меньшей мере одну кольцевую стенку (13), ограничивающую упомянутую камеру сгорания и содержащую отверстие (46) для установки свечи, а также множество микроотверстий (53) для впуска охлаждающего воздуха в упомянутую камеру сгорания с целью охлаждения упомянутой кольцевой стенки (13), и
- свечу (50) зажигания, расположенную в упомянутом замкнутом кольцевом пространстве и проходящую через упомянутое отверстие (46) установки свечи,
при этом в упомянутый модуль камеры сгорания поступает воздушный поток (26), который выходит из компрессора газотурбинного двигателя и проходит в основном от входа к выходу камеры сгорания внутри упомянутого замкнутого кольцевого пространства и часть (34’) которого огибает камеру сгорания вдоль упомянутой кольцевой стенки (13) и обдувает упомянутую свечу (50) зажигания, которая создает таким образом след (52),
отличающийся тем, что дополнительно содержит средства (60, 64, 68, 90) отклонения, которые проходят от входа к выходу, приближаясь к срединной плоскости (Р) упомянутого следа и приближаясь к упомянутой кольцевой стенке (13) камеры сгорания таким образом, чтобы отклонять часть (82, 104) воздуха, обдувающую упомянутую свечу зажигания, в направлении упомянутой срединной плоскости (Р) упомянутого следа и в направлении упомянутой кольцевой стенки (13).
2. Модуль камеры сгорания по п. 1, в котором:
- упомянутые средства отклонения содержат два канала (60), каждый из которых ограничен первой тангенциальной стенкой (62), расположенной напротив кольцевой стенки (13) камеры сгорания, второй тангенциальной стенкой (64), расположенной со стороны, противоположной кольцевой стенке (13) камеры сгорания, первой боковой стенкой (66), расположенной со стороны свечи (50) зажигания, и второй боковой стенкой (68), расположенной со стороны, противоположной свече (50) зажигания;
- каждый из упомянутых каналов содержит по меньшей мере один воздушный вход (72) для отбора отклоняемого воздуха, а также по меньшей мере один воздушный выход (74, 76) для распространения отклоненного воздуха (82) в направлении упомянутой срединной плоскости (Р) упомянутого следа;
- соответствующие упомянутые боковые стенки упомянутых каналов образуют отклоняющие стенки (68), расположенные с двух сторон от упомянутой свечи (50) зажигания и проходящие от входа к выходу, приближаясь к упомянутой срединной плоскости (Р) упомянутого следа;
- соответствующие упомянутые тангенциальные стенки (62, 64) упомянутых каналов проходят в сторону выхода, приближаясь к кольцевой стенке (13) камеры сгорания.
3. Модуль камеры сгорания по п. 2, в котором упомянутые каналы (50) выполнены на кольцевой опоре (70), расположенной вокруг упомянутой свечи (50) зажигания.
4. Модуль камеры сгорания по п. 1, в котором упомянутые средства отклонения содержат изогнутый канал, проходящий вокруг участка упомянутого отверстия установки свечи и имеющий два воздушных входа, выполненные на двух противоположных концах упомянутого канала для отбора отклоняемого воздуха, и по меньшей мере одно выходное воздушное отверстие, выполненное в срединной части стенки, ограничивающей упомянутый канал, и выходящее в упомянутый след.
5. Модуль камеры сгорания по п. 4, в котором упомянутый канал встроен во втулку, установленную в упомянутом отверстии установки свечи и предназначенную для направления упомянутой свечи зажигания.
6. Модуль камеры сгорания по п. 1, дополнительно содержащий картер (16), окружающий упомянутую камеру сгорания и ограничивающий упомянутое замкнутое кольцевое пространство (36, 38, 39), при этом упомянутые средства отклонения содержат отклоняющую стенку (90), соединенную с упомянутым картером (16), при этом упомянутая отклоняющая стенка (90) выполнена таким образом, что, если ее рассматривать в сечении по любой плоскости, параллельной упомянутой срединной плоскости (Р) упомянутого следа, упомянутая отклоняющая стенка проходит в сторону выхода, приближаясь к упомянутой кольцевой стенке (13) камеры сгорания, и, если ее рассматривать в сечении по любой плоскости (Р1), ортогональной к оси (47) упомянутой свечи зажигания, упомянутая отклоняющая стенка проходит в сторону выхода, приближаясь к упомянутой срединной плоскости (Р) упомянутого следа.
7. Модуль камеры сгорания по п. 6, в котором упомянутая отклоняющая стенка (90) вписана в виртуальный цилиндр (92), ось (94) которого наклонена относительно плоскости (Р1), ортогональной к оси (47) упомянутой свечи зажигания.
8. Газотурбинный двигатель, содержащий модуль камеры сгорания по любому из пп. 1-7, а также компрессор, сообщающийся с упомянутым замкнутым кольцевым пространством упомянутого модуля камеры сгорания.
9. Способ проектирования модуля камеры сгорания по любому из пп. 1-7 для авиационного газотурбинного двигателя, содержащего компрессор, предназначенный для подачи воздушного потока (26) в упомянутый модуль камеры сгорания, отличающийся тем, что включает в себя определение следа (52), создаваемого упомянутой свечой (50) зажигания в упомянутой части (34’) воздушного потока, обдувающей упомянутую свечу зажигания, затем геометрическое определение упомянутых средств (60, 68, 90) отклонения таким образом, чтобы они проходили от входа к выходу, приближаясь к упомянутой срединной плоскости (Р) упомянутого следа и приближаясь к упомянутой кольцевой стенке (13) камеры сгорания.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR1359659 | 2013-10-04 | ||
FR1359659A FR3011620B1 (fr) | 2013-10-04 | 2013-10-04 | Chambre de combustion de turbomachine pourvue d'un passage d'entree d'air ameliore en aval d'un orifice de passage de bougie |
PCT/FR2014/052500 WO2015049468A1 (fr) | 2013-10-04 | 2014-10-02 | Chambre de combustion de turbomachine pourvue de moyens de déflection d'air pour réduire le sillage créé par une bougie d'allumage |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2016116798A RU2016116798A (ru) | 2017-11-13 |
RU2016116798A3 RU2016116798A3 (ru) | 2018-07-27 |
RU2667849C2 true RU2667849C2 (ru) | 2018-09-24 |
Family
ID=49667452
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016116798A RU2667849C2 (ru) | 2013-10-04 | 2014-10-02 | Камера сгорания газотурбинного двигателя, оснащенная средствами отклонения воздуха для уменьшения следа, создаваемого свечой зажигания |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US10233836B2 (ru) |
EP (1) | EP3039341B1 (ru) |
CN (1) | CN105593601B (ru) |
BR (1) | BR112016006801B1 (ru) |
CA (1) | CA2925565C (ru) |
FR (1) | FR3011620B1 (ru) |
RU (1) | RU2667849C2 (ru) |
WO (1) | WO2015049468A1 (ru) |
Families Citing this family (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US10753283B2 (en) * | 2017-03-20 | 2020-08-25 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor heat shield cooling hole arrangement |
US10816202B2 (en) * | 2017-11-28 | 2020-10-27 | General Electric Company | Combustor liner for a gas turbine engine and an associated method thereof |
CN107975822B (zh) * | 2017-12-19 | 2023-03-14 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种燃气轮机的燃烧室及使用其的燃气轮机 |
FR3081211B1 (fr) | 2018-05-16 | 2021-02-26 | Safran Aircraft Engines | Ensemble pour une chambre de combustion de turbomachine |
US10989411B2 (en) * | 2019-01-03 | 2021-04-27 | General Electric Company | Heat exchanger for turbo machine |
FR3096114B1 (fr) | 2019-05-13 | 2022-10-28 | Safran Aircraft Engines | Chambre de combustion comprenant des moyens de refroidissement d’une zone d’enveloppe annulaire en aval d’une cheminée |
US11603799B2 (en) * | 2020-12-22 | 2023-03-14 | General Electric Company | Combustor for a gas turbine engine |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1794316A3 (en) * | 1990-07-30 | 1995-03-27 | Zaporozhskoe Mashinostroitelno | Flue tube of gas-turbine engine annular combustion chamber |
RU2342602C2 (ru) * | 2003-06-17 | 2008-12-27 | Снекма Мотер | Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя |
WO2009121820A1 (en) * | 2008-04-01 | 2009-10-08 | Siemens Aktiengesellschaft | Combustor for a gas turbine |
RU2435107C2 (ru) * | 2006-02-10 | 2011-11-27 | Снекма | Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель |
FR2975465A1 (fr) * | 2011-05-19 | 2012-11-23 | Snecma | Paroi pour chambre de combustion de turbomachine comprenant un agencement optimise d'orifices d'entree d'air |
EP2527739A2 (en) * | 2011-05-24 | 2012-11-28 | General Electric Company | System and method for flow control in gas turbine engine |
Family Cites Families (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0703413B1 (de) * | 1994-09-21 | 2000-03-29 | ABB Alstom Power (Schweiz) AG | Brennkammer einer Gasturbogruppe |
FR2856466B1 (fr) * | 2003-06-20 | 2005-08-26 | Snecma Moteurs | Dispositif d'etancheite de bougie non soude sur la paroi de chambre |
US20090260340A1 (en) * | 2008-04-17 | 2009-10-22 | General Electric Company | Combustor of a Turbine, a Method of Retro-Fitting a Combustor of a Turbine and a Method of Building a Combustor of a Turbine |
FR2939171B1 (fr) | 2008-11-28 | 2010-12-31 | Snecma | Turbomachine a systemes d'injection de carburant distincts, utilisant des joints d'etancheite identiques. |
US8893501B2 (en) * | 2011-03-28 | 2014-11-25 | General Eletric Company | Combustor crossfire tube |
US8826667B2 (en) * | 2011-05-24 | 2014-09-09 | General Electric Company | System and method for flow control in gas turbine engine |
FR2980553B1 (fr) * | 2011-09-26 | 2013-09-20 | Snecma | Chambre de combustion de turbomachine |
US9267687B2 (en) * | 2011-11-04 | 2016-02-23 | General Electric Company | Combustion system having a venturi for reducing wakes in an airflow |
US20140090385A1 (en) * | 2012-10-01 | 2014-04-03 | General Electric Company | System and method for swirl flow generation |
US9494321B2 (en) * | 2013-12-10 | 2016-11-15 | General Electric Company | Wake reducing structure for a turbine system |
-
2013
- 2013-10-04 FR FR1359659A patent/FR3011620B1/fr active Active
-
2014
- 2014-10-02 RU RU2016116798A patent/RU2667849C2/ru active
- 2014-10-02 EP EP14790221.7A patent/EP3039341B1/fr active Active
- 2014-10-02 BR BR112016006801-7A patent/BR112016006801B1/pt active IP Right Grant
- 2014-10-02 CA CA2925565A patent/CA2925565C/fr active Active
- 2014-10-02 WO PCT/FR2014/052500 patent/WO2015049468A1/fr active Application Filing
- 2014-10-02 CN CN201480054888.5A patent/CN105593601B/zh active Active
- 2014-10-02 US US15/026,010 patent/US10233836B2/en active Active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1794316A3 (en) * | 1990-07-30 | 1995-03-27 | Zaporozhskoe Mashinostroitelno | Flue tube of gas-turbine engine annular combustion chamber |
RU2342602C2 (ru) * | 2003-06-17 | 2008-12-27 | Снекма Мотер | Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя |
RU2435107C2 (ru) * | 2006-02-10 | 2011-11-27 | Снекма | Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель |
WO2009121820A1 (en) * | 2008-04-01 | 2009-10-08 | Siemens Aktiengesellschaft | Combustor for a gas turbine |
FR2975465A1 (fr) * | 2011-05-19 | 2012-11-23 | Snecma | Paroi pour chambre de combustion de turbomachine comprenant un agencement optimise d'orifices d'entree d'air |
EP2527739A2 (en) * | 2011-05-24 | 2012-11-28 | General Electric Company | System and method for flow control in gas turbine engine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2016116798A (ru) | 2017-11-13 |
US20160237896A1 (en) | 2016-08-18 |
WO2015049468A1 (fr) | 2015-04-09 |
FR3011620B1 (fr) | 2018-03-09 |
CN105593601A (zh) | 2016-05-18 |
EP3039341B1 (fr) | 2018-12-05 |
CN105593601B (zh) | 2018-08-10 |
CA2925565A1 (fr) | 2015-04-09 |
FR3011620A1 (fr) | 2015-04-10 |
US10233836B2 (en) | 2019-03-19 |
BR112016006801A2 (pt) | 2017-08-01 |
EP3039341A1 (fr) | 2016-07-06 |
CA2925565C (fr) | 2022-04-05 |
RU2016116798A3 (ru) | 2018-07-27 |
BR112016006801B1 (pt) | 2021-10-26 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2667849C2 (ru) | Камера сгорания газотурбинного двигателя, оснащенная средствами отклонения воздуха для уменьшения следа, создаваемого свечой зажигания | |
US8726631B2 (en) | Dual walled combustors with impingement cooled igniters | |
RU2150597C1 (ru) | Устройство дожигания топлива | |
US10094564B2 (en) | Combustor dilution hole cooling system | |
EP3214373B1 (en) | Bundled tube fuel nozzle with internal cooling | |
US8683806B2 (en) | Chamber-bottom baffle, combustion chamber comprising same and gas turbine engine fitted therewith | |
US20100212324A1 (en) | Dual walled combustors with impingement cooled igniters | |
JP2014181899A (ja) | 燃焼器燃料噴射器への圧縮作動流体の流量を制御するシステム | |
JP6602094B2 (ja) | 燃焼器キャップ組立体 | |
US8579211B2 (en) | System and method for enhancing flow in a nozzle | |
JP5421575B2 (ja) | Igcc燃焼器用の内部マニホルド空気抽出システム及び方法 | |
US20120247112A1 (en) | Turbine combustion system cooling scoop | |
CA2936582C (en) | Turbine vane rear insert scheme | |
JP7112342B2 (ja) | ガスタービン燃焼器及びガスタービン | |
JP5013479B2 (ja) | ガスタービンエンジンディフューザおよび燃焼室およびそれらを備えるガスタービンエンジン | |
JP6001854B2 (ja) | タービンエンジン用燃焼器組立体及びその組み立て方法 | |
US7011492B2 (en) | Turbine vane cooled by a reduced cooling air leak | |
CA2936200C (en) | Combustor cooling system | |
US20180306115A1 (en) | Jet engine with a cooling device | |
US10669860B2 (en) | Gas turbine blade | |
US11846420B2 (en) | Combustion chamber comprising means for cooling an annular casing zone downstream of a chimney | |
CN107532800B (zh) | 涡轮机的肘形燃烧室 | |
EP3220048B1 (en) | Combustion liner cooling | |
US20200103113A1 (en) | Combustion chamber assembly for an engine having heat shields and/or burner seals of at least two different types |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |