RU92715U1 - BURNER FOR COMBUSTION OF FUEL IN THE COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE - Google Patents
BURNER FOR COMBUSTION OF FUEL IN THE COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE Download PDFInfo
- Publication number
- RU92715U1 RU92715U1 RU2009145186/22U RU2009145186U RU92715U1 RU 92715 U1 RU92715 U1 RU 92715U1 RU 2009145186/22 U RU2009145186/22 U RU 2009145186/22U RU 2009145186 U RU2009145186 U RU 2009145186U RU 92715 U1 RU92715 U1 RU 92715U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- channel
- air
- blade
- burner
- Prior art date
Links
Landscapes
- Pressure-Spray And Ultrasonic-Wave- Spray Burners (AREA)
Abstract
1. Горелка для сжигания топлив в камере сгорания газотурбинного двигателя, содержащая систему подачи жидкого топлива, состоящую из вспомогательного и основного контуров, и сопряженных с ними воздушных каналов, где вспомогательный контур включает аксиальный топливный канал с магистралью подвода топлива на входе, завихрителем внутри и суживающимся соплом на выходе, и коаксиально размещенный относительно аксиального топливного канала, сопряженный с ним через стенку, с острой кромкой на выходе воздушный внутренний суживающийся канал с лопаточным завихрителем внутри, а основной контур включает коаксиально расположенный над воздушным внутренним каналом, сопряженный с ним через стенку с острой кромкой на выходе, топливный внешний суживающийся канал с магистралью подвода топлива на входе и завихрителем внутри, и кроме того, коаксиально расположенный над топливным внешним каналом, сопряженный с ним через стенку с острой кромкой на выходе, воздушный внешний суживающийся канал с лопаточным завихрителем внутри, ограниченный наружной стенкой с острой кромкой на выходе, где закрутка лопаток завихрителей воздушных каналов и завихрителей топливных каналов направлена в одну сторону, причем лопаточные завихрители воздуха внутреннего и внешнего каналов содержат жестко закрепленные на выходных кромках лопаток упругие стержневые элементы, отличающаяся тем, что в каждой лопатке завихрителя воздушного канала выполнена полость, сообщающаяся отверстием с полостью сопряженного топливного канала, причем на боковых поверхностях лопатки имеется, по крайней мере, одно сквозное в полость лопатки отверстие, направленное �1. A burner for burning fuels in a combustion chamber of a gas turbine engine, comprising a liquid fuel supply system consisting of an auxiliary and a main circuit and associated air channels, where the auxiliary circuit includes an axial fuel channel with a fuel supply line at the inlet, a swirl inside and tapering a nozzle at the exit, and coaxially placed relative to the axial fuel channel, mated to it through the wall, with a sharp edge at the exit, an air inner tapering channel with with a flow swirler inside, and the main circuit includes coaxially located above the air inner channel, coupled to it through a wall with a sharp edge at the outlet, a fuel external tapering channel with a fuel supply line at the inlet and a swirl inside, and, in addition, coaxially located above the fuel external channel interfaced with it through a wall with a sharp edge at the outlet, an air outer tapering channel with a blade vortex inside, bounded by an outer wall with a sharp edge at the outlet, where the blade of the blades of the swirls of the air channels and swirls of the fuel channels is directed to one side, and the blade swirls of the air of the internal and external channels contain elastic rod elements rigidly fixed to the outlet edges of the blades, characterized in that in each blade of the swirl of the air channel there is a cavity communicating by an opening with a cavity the associated fuel channel, and on the side surfaces of the blade there is at least one through hole directed into the cavity of the blade
Description
Полезная модель относится к устройствам с непосредственным впрыскиванием жидкого углеводородного топлива нормальной или повышенной вязкости в капельном состоянии в камеру сгорания газотурбинного двигателя (ГТД) и подготовкой топливовоздушной смеси (ТВС) для сжигания в зоне горения с помощью воздуха. Горелка может быть использована во многих типах теплоэнергетических установок. The utility model relates to devices with direct injection of liquid hydrocarbon fuel of normal or increased viscosity in a dropping state into the combustion chamber of a gas turbine engine (GTE) and the preparation of a fuel-air mixture (FA) for combustion in the combustion zone using air. The burner can be used in many types of heat power plants.
В настоящее время актуальной задачей является создание камер сгорания ГТД и наземных газотурбинных установок (ГТУ), которые могут работать на топливах с нормальной или повышенной вязкостью при сохранении низкого уровня эмиссии вредных веществ. Это связано с замедлением темпов и удорожанием добычи нефти. В качестве альтернативы реактивным топливам могут рассматриваться топлива с повышенной вязкостью такие как, например, дизельные и судовые топлива, имеющие больший объем и меньшую стоимость производства, чем топлива для реактивных двигателей.Currently, the urgent task is to create gas turbine combustion chambers and ground gas turbine units (GTU), which can operate on fuels with normal or high viscosity while maintaining a low level of emission of harmful substances. This is due to a slowdown and higher oil production. As an alternative to jet fuels, high viscosity fuels such as, for example, diesel and marine fuels having a larger volume and lower production cost than jet fuels can be considered.
Стандартное авиационное топливо (например, керосин марки ТС-1 по ГОСТ 10227-86 «Топлива для реактивных двигателей») имеет кинематическую вязкость при плюс 20°С от 1,25 до 1,30 мм2/с (сСт). Дизельное топливо по ГОСТ 305-82 «Топливо дизельное» имеет кинематическую вязкость при плюс 20°С от 3,0 до 6,0 мм2/с (летнее) и от 1,8 до 5,0 мм2/с (зимнее). В этих стандартах указано повышенное содержание, практически в десять раз, наличия смол в дизельном топливе по сравнению с топливом для реактивных двигателей. Концентрация смол, мг на 100 см3 для топлива ТС-1 составляет от 3 до 5, а для дизельного топлива от 30 до 40. Чтобы топливо легко прокачивалось по системе питания, вязкость его при минус 40°С не должна превышать 16 сСт. В настоящее время также действует постановление Правительства РФ №118 от 27.02.2008 - технический регламент «О требованиях к автомобильному и авиационному бензину, дизельному и судовому топливу, топливу для реактивных двигателей и топочному мазуту». Следовательно, необходимо обеспечить беспрепятствованную прокачиваемость топлива с повышенной вязкостью через систему питания двигателя в заданном температурном диапазоне.Standard aviation fuel (e.g. "jet fuel" kerosene TS-1 according to GOST 10227-86) has a kinematic viscosity at + 20 ° C of 1.25 to 1.30 mm 2 / s (cSt). Diesel fuel according to GOST 305-82 “Diesel fuel” has a kinematic viscosity at plus 20 ° C from 3.0 to 6.0 mm 2 / s (summer) and from 1.8 to 5.0 mm 2 / s (winter) . These standards indicate an increased content, almost ten times, of the presence of resins in diesel fuel compared with jet fuel. Resin concentration in mg per 100 cm 3 of fuel TS-1 is from 3 to 5, and the diesel fuel 30 to 40. In order to easily fuel pumped by the fuel supply system, its viscosity at minus 40 ° C should not exceed 16 cSt. Currently, the Government of the Russian Federation is also in effect No. 118 dated 02.27.2008 - the technical regulation “On requirements for automobile and aviation gasoline, diesel and marine fuel, jet engine fuel and heating oil”. Therefore, it is necessary to ensure unimpeded pumpability of fuel with high viscosity through the engine power system in a given temperature range.
В то же время, ухудшение экологического состояния окружающей среды и ужесточение норм на вредные выбросы требуют разработки экологически «чистых» камер сгорания ГТД и ГТУ, что обязывает разработчиков совершенствовать процессы распыла жидкого топлива в камерах сгорания и процессы гомогенизации ТВС.At the same time, the deterioration of the ecological state of the environment and the tightening of standards for harmful emissions require the development of ecologically “clean” gas turbine engine and gas turbine combustion chambers, which obliges developers to improve liquid fuel atomization processes in combustion chambers and fuel assembly homogenization processes.
Кроме того, при разработке камер сгорания, работающих на дизельном топливе важнейшими задачами являются надежность, воспламеняемость ТВС и обеспечение заданного ресурса при сохранении уровня эмиссии вредных веществ заданных для реактивных топлив. Основное внимание здесь уделяется снижению в продуктах сгорания оксидов азота (NOx), монооксида углерода (СО), несгоревших углеводородов (UHC) и снижению дымления (сажеобразования). Эмиссия этих веществ характерна для любой тепловой машины, работающей на природном топливе. При создании низкоэмисионных камер сгорания основной проблемой является достижение эффективного предварительного смешения топлива с воздухом и организация устойчивого горения бедных смесей. Например, генерация оксидов азота по основному, термическому механизму Зельдовича, сильно зависит от температуры в зоне горения Тзг и при ее значении, меньшем 1730К становится практически несущественной. В этом диапазоне температур (Тзг<1730К) индекс эмиссии оксидов азота очень слабо зависит от времени пребывания газа в камере сгорания.In addition, when developing combustion chambers operating on diesel fuel, the most important tasks are the reliability, flammability of fuel assemblies and providing a given resource while maintaining the level of emission of harmful substances specified for jet fuels. The main focus here is on reducing nitrogen oxides (NO x ), carbon monoxide (CO), unburned hydrocarbons (UHC) in combustion products, and reducing smoke (soot formation). The emission of these substances is characteristic of any heat engine running on fossil fuels. When creating low-emission combustion chambers, the main problem is to achieve effective preliminary mixing of fuel with air and the organization of sustainable combustion of poor mixtures. For example, the generation of nitrogen oxides by the basic thermal mechanism of Zel'dovich strongly depends on the temperature in the combustion zone T zg and with its value less than 1730 K becomes practically insignificant. In this temperature range (T sr <1730K) NOx emission index is very weakly dependent on the residence time of gas in the combustion chamber.
Одним из путей снижения вредных выбросов, например, авиационными камерами сгорания является использование камер, в которых горение происходит в двух зонах: вспомогательной (пилотной) и основной. В первой организуется горение богатой топливовоздушной смеси, во второй - .бедной гомогенной. Зоны могут располагаться относительно друг друга последовательно или параллельно.One of the ways to reduce harmful emissions, for example, by aviation combustion chambers, is to use chambers in which combustion occurs in two zones: auxiliary (pilot) and primary. In the first, the combustion of a rich air-fuel mixture is organized, in the second, a poor homogeneous mixture. Zones can be located relative to each other in series or in parallel.
Однако использование пилотной зоны, в которой горение происходит по диффузионному механизму, существенно увеличивает эмиссию оксидов азота. В камерах сгорания авиационных двигателей, где время пребывания газа мало (≈7 мс), избавится от пилотной, постоянно работающей диффузионной зоны горения, без ущерба для устойчивого воспламенения и горения топливовоздушной смеси, а также обеспечения полноты ее сгорания не удается.However, the use of the pilot zone, in which combustion occurs according to the diffusion mechanism, significantly increases the emission of nitrogen oxides. In the combustion chambers of aircraft engines, where the gas residence time is short (≈7 ms), it is not possible to get rid of the pilot, constantly operating diffusion combustion zone, without prejudice to the stable ignition and combustion of the air-fuel mixture, and to ensure the completeness of its combustion.
Для камер сгорания наземных ГТУ указанные проблемы со стабилизацией и полнотой сгорания бедной топливовоздушной смеси можно решить за счет увеличения объема камеры сгорания и увеличения размера зоны стабилизации пламени в ней, уменьшения скорости течения смеси.For combustion chambers of ground-based gas turbines, the indicated problems with stabilization and completeness of combustion of a poor air-fuel mixture can be solved by increasing the volume of the combustion chamber and increasing the size of the flame stabilization zone in it, and reducing the flow rate of the mixture.
Для обеспечения снижения уровня эмиссии загрязняющих веществ в продуктах сгорания камер авиационных ГТД и наземных ГТУ основной проблемой остается достижение эффективного предварительного распыла на мелкие однородные капли и смешения распыленного топлива с воздухом перед сгоранием (гомогенизация топливовоздушной смеси).To ensure a reduction in the level of pollutant emissions in the combustion products of aircraft gas turbine engine chambers and ground gas turbine engines, the main problem remains to achieve effective preliminary spraying into small uniform droplets and mixing atomized fuel with air before combustion (homogenization of the air-fuel mixture).
Известен способ и устройство перемешивания топлива для уменьшения эмиссии вредных выбросов из камеры сгорания (Патент США №6,484,489 B1, F02C 7/26, Nov.26.2002) фирмы General Electric Company (US). Камера сгорания выполнена с высокой эффективностью горения, низкой эмиссией окиси углерода, окиси азота и дымления на всех режимах работы ГТД. Камера сгорания содержит смесительный узел состоящий из вспомогательного и основного смесителей. Вспомогательный смеситель имеет вспомогательную топливную форсунку, по меньшей мере, один завихритель и разделитель воздуха. Основной смеситель расположен вокруг вспомогательного смесителя. Каналы для подачи топлива и завихрители воздуха расположены перед отверстиями для впрыска топлива. При работе на режиме малого газа вспомогательный смеситель аэродинамически изолирован от основного смесителя и через основной смеситель подается только воздух. С увеличением мощности двигателя топливо подается в основной смеситель, а завихритель основного смесителя смешивает топливо с воздухом для обеспечения равномерного распределения по окружности и горения. ТВС равномерно распределяется внутри камеры сгорания, что способствует полному сгоранию топлива и снижению выброса окиси азота на максимальном режиме работы ГТД. Однако одноступенчатый распыл струй топлива повышенной вязкости через основной смеситель не способствует приготовлению однородной мелкораспыленной ТВС.A known method and device for mixing fuel to reduce the emission of harmful emissions from the combustion chamber (US Patent No. 6,484,489 B1, F02C 7/26, Nov.26.2002) company General Electric Company (US). The combustion chamber is made with high combustion efficiency, low emission of carbon monoxide, nitric oxide and smoke in all modes of operation of the gas turbine engine. The combustion chamber contains a mixing unit consisting of auxiliary and main mixers. The auxiliary mixer has an auxiliary fuel nozzle, at least one swirler and an air separator. The main mixer is located around the auxiliary mixer. Fuel channels and air swirls are located in front of the fuel injection holes. When operating in the low-gas mode, the auxiliary mixer is aerodynamically isolated from the main mixer and only air is supplied through the main mixer. With an increase in engine power, fuel is supplied to the main mixer, and the swirl of the main mixer mixes the fuel with air to ensure uniform distribution around the circumference and combustion. A fuel assembly is evenly distributed inside the combustion chamber, which contributes to the complete combustion of fuel and a decrease in the emission of nitric oxide at maximum GTE operation. However, a single-stage spray of high viscosity fuel jets through the main mixer does not contribute to the preparation of a homogeneous finely atomized fuel assembly.
Известна форсунка с очищающим коллектором (Патент США №6073436, F02C 7/26, 13.06.2000) фирмы Rolls-Royce plc, London (GB). Форсунка состоит из двух завихрителей, окружающих основное топливное сопло и пилотное топливное сопло. Основное топливо дробится и смешивается с закрученным воздухом на выходе из цилиндрического канала. При этом внешний воздушный завихритель лишь предотвращает вылет полидисперсных капель за границу факела и не участвует в интенсивном перемешивании из-за своей удаленности от кромки распыливания топлива. Пилотное топливо дробится и смешивается с закрученным воздушным потоком внутри цилиндрического канала. Такое расположение кромки впрыска пилотного топлива может повысить коэффициент перемешивания смеси, но с другой стороны повышает риск нагарообразования более вязкого топлива на внутренней поверхности цилиндрического канала и создает опасность проскока пламени по оси и поверхностям форсунки.Known nozzle with a cleaning manifold (US Patent No. 6073436, F02C 7/26, 06/13/2000) company Rolls-Royce plc, London (GB). The nozzle consists of two swirlers surrounding the main fuel nozzle and the pilot fuel nozzle. The main fuel is crushed and mixed with swirling air at the outlet of the cylindrical channel. In this case, the external air swirl only prevents the dispersion of polydispersed droplets beyond the border of the torch and does not participate in intensive mixing due to its distance from the edge of the atomization of fuel. Pilot fuel is crushed and mixed with swirling air flow inside a cylindrical channel. Such an arrangement of the injection edge of the pilot fuel can increase the mixing coefficient of the mixture, but on the other hand increases the risk of carbon formation of a more viscous fuel on the inner surface of the cylindrical channel and creates a risk of flame leakage along the axis and surfaces of the nozzle.
Известна двухканальная по топливу горелка с двумя подводами воздуха (Патент США №6715292, F02С 7/22, 06.04.2004). Горелка для сжигания топлива в камере сгорания газотурбинного двигателя содержит систему подачи жидкого топлива, состоящую из вспомогательного и основного контуров, и сопряженных с ними воздушных каналов. Вспомогательный контур включает аксиальный топливный канал с магистралью подвода топлива на входе, завихрителем внутри и суживающимся соплом на выходе. Относительно аксиального топливного канала коаксиально размещен, связанный с ним через стенку с острой кромкой на выходе, воздушный внутренний суживающийся канал с лопаточным завихрителем внутри. Основной контур включает коаксиально расположенный над воздушным внутренним каналом, связанный с ним через стенку с острой кромкой на выходе, топливный внешний суживающийся канал с магистралью подвода топлива на входе и завихрителем внутри. Кроме того, над топливным внешним каналом коаксиально расположен, связанный с ним через стенку с острой кромкой на выходе, воздушный внешний суживающийся канал. Воздушный внешний канал снабжен лопаточным завихрителем внутри и ограничен наружной стенкой с острой кромкой на выходе. Закрутка завихрителей воздушных каналов и завихрителей топливных каналов направлена в одну сторону. Причем лопаточные завихрители воздуха внутреннего и внешнего каналов содержат, жестко закрепленные на выходных кромках лопаток, упругие стержневые элементы, например набор плоских пружин. Топливовоздушная горелка позволяет повысить полноту сгорания топлива, улучшить устойчивость горения и снизить выбросы токсичных веществ. Однако при такой конструкции горелки, для топлива повышенной вязкости, энергии воздушных потоков, которые подают в камеру сгорания через горелку недостаточно, чтобы распылить топливо, поступающее в камеру сгорания до удовлетворительной мелкости капель и смешать капли топлива в струях с воздухом в достаточной мере.Known dual-channel fuel burner with two air supplies (US Patent No. 6715292, F02C 7/22, 04/06/2004). The burner for burning fuel in the combustion chamber of a gas turbine engine contains a liquid fuel supply system consisting of auxiliary and main circuits, and associated air channels. The auxiliary circuit includes an axial fuel channel with a fuel supply line at the inlet, a swirl inside and a tapering nozzle at the exit. A relatively axial fuel channel is coaxially placed, connected through it through a wall with a sharp edge at the outlet, an air inner tapering channel with a blade vortex inside. The main circuit includes a coaxial located above the air inner channel, connected to it through a wall with a sharp edge at the outlet, a fuel external tapering channel with a fuel supply line at the inlet and a swirl inside. In addition, an air external tapering channel is coaxially located above the fuel external channel, connected with it through a wall with a sharp edge at the outlet. The external air channel is equipped with a blade swirl inside and is limited by the outer wall with a sharp edge at the outlet. The swirling of air channel swirls and fuel channel swirls is directed in one direction. Moreover, the blade air swirls of the internal and external channels contain, rigidly mounted on the outlet edges of the blades, elastic rod elements, for example a set of flat springs. Air-fuel burner allows to increase the completeness of fuel combustion, improve combustion stability and reduce emissions of toxic substances. However, with this design of the burner, for fuel of high viscosity, the energy of the air flows that are supplied to the combustion chamber through the burner is not enough to spray the fuel entering the combustion chamber to a satisfactory fineness of the droplets and mix the droplets of fuel in the jets with air sufficiently.
Наиболее близким аналогом по назначению и конструкции, что и заявляемое техническое решение является двухканальная по топливу горелка с двумя подводами воздуха (Патент РФ на полезную модель №86281, F23D 11/10, 02.04.2009). Горелка для сжигания топлива в камере сгорания газотурбинного двигателя содержит систему подачи жидкого топлива, состоящую из вспомогательного и основного контуров, и сопряженных с ними воздушных каналов. Вспомогательный контур включает аксиальный топливный канал с магистралью подвода топлива на входе, завихрителем внутри и суживающимся соплом на выходе. Относительно аксиального топливного канала коаксиально размещен, связанный с ним через стенку с острой кромкой на выходе, воздушный внутренний суживающийся канал с лопаточным завихрителем внутри. Основной контур включает коаксиально расположенный над воздушным внутренним каналом, связанный с ним через стенку с острой кромкой на выходе, топливный внешний суживающийся канал с магистралью подвода топлива на входе и завихрителем внутри. Кроме того, над топливным внешним каналом коаксиально расположен, связанный с ним через стенку с острой кромкой на выходе, воздушный внешний суживающийся канал. Воздушный внешний канал снабжен. лопаточным завихрителем внутри и ограничен наружной стенкой с острой кромкой на выходе. Закрутка завихрителей воздушных каналов и завихрителей топливных каналов направлена в одну сторону. Причем лопаточные завихрители воздуха внутреннего и внешнего каналов содержат, жестко закрепленные на выходных кромках лопаток, упругие стержневые элементы, например набор плоских пружин. Топливовоздушная горелка позволяет повысить полноту распыла топлива и его смешения с воздухом, улучшить устойчивость горения и снизить выбросы токсичных веществ. Однако при такой конструкции горелки, для топлива повышенной вязкости, энергии воздушных потоков, которые подают в камеру сгорания через горелку недостаточно, чтобы распылить все поступающее в камеру топливо до удовлетворительной мелкости капель и смешать капли топлива в струях с воздухом в достаточной мере.The closest analogue in purpose and design to the claimed technical solution is a two-channel fuel burner with two air supplies (RF Patent for Utility Model No. 86281, F23D 11/10, 04/02/2009). The burner for burning fuel in the combustion chamber of a gas turbine engine contains a liquid fuel supply system consisting of auxiliary and main circuits, and associated air channels. The auxiliary circuit includes an axial fuel channel with a fuel supply line at the inlet, a swirl inside and a tapering nozzle at the exit. A relatively axial fuel channel is coaxially placed, connected through it through a wall with a sharp edge at the outlet, an air inner tapering channel with a blade vortex inside. The main circuit includes a coaxial located above the air inner channel, connected to it through a wall with a sharp edge at the outlet, a fuel external tapering channel with a fuel supply line at the inlet and a swirl inside. In addition, an air external tapering channel is coaxially located above the fuel external channel, connected with it through a wall with a sharp edge at the outlet. An external air channel is provided. blade vortex inside and limited by the outer wall with a sharp edge at the exit. The swirling of air channel swirls and fuel channel swirls is directed in one direction. Moreover, the blade air swirls of the internal and external channels contain, rigidly mounted on the outlet edges of the blades, elastic rod elements, for example a set of flat springs. Air-fuel burner allows to increase the completeness of fuel atomization and its mixing with air, to improve combustion stability and to reduce emissions of toxic substances. However, with this design of the burner, for fuel of high viscosity, the energy of the air flows that are supplied to the combustion chamber through the burner is not enough to spray all the fuel entering the chamber to a satisfactory fineness of the droplets and mix the droplets of fuel in the jets with air sufficiently.
В основу полезной модели положено решение следующих задач для авиационных ГТД и наземных ГТУ:The utility model is based on solving the following problems for aviation gas turbine engines and ground gas turbines:
- разработка конструкции горелки, работающей на топливах нормальной и повышенной вязкости, например реактивном или дизельном, которая обеспечивает основные показатели и характеристики камер сгорания не ниже показателей камер сгорания работающих на топливах для реактивных двигателей;- development of the design of a burner operating on fuels of normal and high viscosity, for example jet or diesel, which provides the basic indicators and characteristics of combustion chambers not lower than those of combustion chambers operating on fuels for jet engines;
- обеспечения эмиссии вредных веществ (NOx, CO, UHC, сажи) в продуктах сгорания топлив с повышенной вязкостью на уровне эмиссии вредных веществ в продуктах сгорания известных топлив для реактивных двигателей.- ensure the emission of pollutants (NO x, CO, UHC, soot) in the fuel combustion products with a higher viscosity at the emission of pollutants in combustion products known fuels for jet engines.
Это достигается путем подготовки бедной предварительно перемешенной и частично испаренной топливовоздушной смеси к сжиганию без ущерба для топливной экономичности двигателя и ресурса работы его горячих частей. Основной проблемой здесь остается достижение эффективного ступенчатого распыла капель жидкого топлива нормальной или повышенной вязкости и смешения его с воздухом (гомогенизация топливовоздушной смеси) в горелке и на выходе из нее.This is achieved by preparing a lean pre-mixed and partially vaporized air-fuel mixture for combustion without compromising the fuel economy of the engine and the life of its hot parts. The main problem here remains the achievement of an efficient stepwise spraying of droplets of liquid fuel of normal or increased viscosity and mixing it with air (homogenization of the air-fuel mixture) in and out of the burner.
Поставленные задачи решаются тем, что горелка для сжигания топлива с повышенной вязкостью в камере сгорания газотурбинного двигателя содержит систему подачи жидкого топлива, состоящую из вспомогательного и основного контуров, и сопряженных с ними воздушных каналов.The tasks are solved in that the burner for burning fuel with high viscosity in the combustion chamber of a gas turbine engine contains a liquid fuel supply system consisting of auxiliary and main circuits, and associated air channels.
Вспомогательный контур включает аксиальный топливный канал с магистралью подвода топлива на входе, завихрителем внутри и суживающимся соплом на выходе. Относительно аксиального топливного канала коаксиально размещен, сопряженный с ним через стенку с острой кромкой на выходе, воздушный внутренний суживающийся канал с лопаточным завихрителем внутри. Основной контур включает коаксиально расположенный над воздушным внутренним каналом, связанный с ним через стенку с острой кромкой на выходе, топливный внешний суживающийся канал. Топливный внешний канал содержит магистраль подвода топлива на входе и завихритель внутри. Кроме того, над топливным внешним каналом, коаксиально расположен, сопряженный с ним через стенку с острой кромкой на выходе, воздушный внешний суживающийся канал. Воздушный внешний канал содержит лопаточный завихритель внутри и ограничен наружной стенкой с острой кромкой на выходе. Закрутка завихрителей воздушных каналов и завихрителей топливных каналов направлена в одну сторону; Это, при уменьшенной длине камеры сгорания, позволяет обеспечить необходимое время контакта для смешения закрученной топливной пелены и сопряженных с ней закрученных воздушных потоков вспомогательного и основного контуров горелки. Причем лопаточные завихрители воздуха внутреннего и внешнего каналов содержат, жестко закрепленные на выходных кромках лопаток, упругие стержневые элементы.The auxiliary circuit includes an axial fuel channel with a fuel supply line at the inlet, a swirl inside and a tapering nozzle at the exit. With respect to the axial fuel channel, an air inner tapering channel with a scapular swirler inside is coaxially placed, paired with it through a wall with a sharp edge at the outlet. The main circuit includes a fuel external tapering channel, coaxially located above the air inner channel, connected to it through a wall with a sharp edge at the outlet. The external fuel channel contains a fuel supply line at the inlet and a swirl inside. In addition, above the fuel external channel, an air external tapering channel, coaxially located, connected with it through a wall with a sharp edge at the outlet, is coaxially located. The external air channel contains a blade vortex inside and is limited by an outer wall with a sharp edge at the outlet. The swirling of air channel swirls and fuel channel swirls is directed in one direction; This, with a reduced length of the combustion chamber, allows us to provide the necessary contact time for mixing the swirling fuel sheet and the swirling air flows of the auxiliary and main contours of the burner associated with it. Moreover, the blade air swirls of the internal and external channels contain, rigidly fixed to the outlet edges of the blades, elastic core elements.
Новым в горелке является то, что в каждой лопатке завихрителя воздушного канала выполнена полость, сообщающаяся отверстием с полостью сопряженного топливного канала, причем на боковых поверхностях лопатки имеется, по крайней мере, одно сквозное в полость лопатки отверстие, направленное на боковую поверхность упругого стержневого элемента смежной лопатки. Дополнительная подача топлива на упругие элементы лопаток завихрителей воздуха позволяет ввести еще одну ступень мелкодисперсного распыла топлива вспомогательного и/или основного контуров. Это повышает интенсивность турбулентного смесеобразования топлива и воздуха. В этом случае энергии потоков воздуха в каналах достаточно, чтобы сформировать в пространстве сгорания камеры мелкодисперсную хорошо перемешанную ТВС из топлива нормальной или повышенной вязкости. Это обеспечивает высокую полноту сгорания приготовленной ТВС и позволяет снизить эмиссию вредных веществ в продуктах сгорания топлив повышенной вязкости до требуемых современными стандартами уровней.What's new in the burner is that in each blade of the swirl of the air channel, a cavity is made that communicates with an opening with the cavity of the conjugate fuel channel, and at least one through hole in the blade cavity is directed to the side surface of the blade directed to the side surface of the elastic core element adjacent shoulder blades. Additional fuel supply to the elastic elements of the blades of the air swirls allows you to enter another stage of fine atomization of fuel auxiliary and / or main circuits. This increases the intensity of the turbulent mixture formation of fuel and air. In this case, the energy of the air flows in the channels is sufficient to form a finely dispersed well mixed fuel assembly from the fuel of normal or high viscosity in the combustion space of the chamber. This ensures a high completeness of combustion of the prepared fuel assembly and reduces the emission of harmful substances in the combustion products of high viscosity fuels to the levels required by modern standards.
Существенные признаки полезной модели могут иметь развитие и уточнение.The essential features of a utility model may have development and refinement.
Полость каждой лопатки может сообщаться отверстием с полостью сопряженного топливного канала до его завихрителя, что позволяет поднять давление подачи топлива из полостей лопаток на упругие элементы воздушного внешнего канала и улучшить эффективность распыла топлива.The cavity of each blade can communicate with the hole with the cavity of the conjugate fuel channel to its swirl, which allows you to increase the pressure of the fuel supply from the cavities of the blades to the elastic elements of the air external channel and improve the efficiency of fuel atomization.
Отдельный упругий стержневой элемент может быть выполнен в виде пластины или из проволочной щетки материала с высоким модулем упругости. Это улучшает мелкость распыла и улучшает перемешивание топлива с воздухом.A separate elastic core element can be made in the form of a plate or of a wire brush material with a high modulus of elasticity. This improves atomization fineness and improves mixing of fuel with air.
Таким образом, решены поставленные в полезной модели задачи:Thus, the tasks set in the utility model are solved:
- разработана конструкции горелки, работающей на топливах нормальной и повышенной вязкости, например реактивном или дизельном, которая обеспечивает основные показатели и характеристики камер сгорания не ниже показателей камер сгорания работающих на топливах для реактивных двигателей;- a burner design has been developed that runs on normal and high viscosity fuels, such as jet or diesel, which provides the basic indicators and characteristics of combustion chambers not lower than those of combustion chambers operating on fuels for jet engines;
- обеспечена эмиссия вредных веществ (NOx, CO, UHC, сажи) в продуктах сгорания топлив с повышенной вязкостью, например дизельном, на уровне эмиссии вредных веществ в продуктах сгорания известных топлив для реактивных двигателей.- the emission of harmful substances (NO x , CO, UHC, soot) in the combustion products of fuels with high viscosity, such as diesel, is ensured at the level of emission of harmful substances in the combustion products of known fuels for jet engines.
Настоящая полезная модель поясняется последующим подробным описанием горелки для сжигания топлива с повышенной вязкостью в камере сгорания газотурбинного двигателя и ее работы со ссылкой на иллюстрации представленные на фиг.1-7, где:The present utility model is illustrated by the following detailed description of a burner for burning fuel with high viscosity in the combustion chamber of a gas turbine engine and its operation with reference to the illustrations presented in figures 1-7, where:
на фиг.1 изображен продольный разрез камеры сгорания газотурбинного двигателя с горелкой;figure 1 shows a longitudinal section of the combustion chamber of a gas turbine engine with a burner;
на фиг.2 - элемент I на фиг.1;figure 2 - element I in figure 1;
на фиг.3 - вид А на фиг.2;figure 3 is a view a in figure 2;
на фиг.4 - разрез Б-Б на фиг.3 цилиндрической поверхностью, развертываемой в плоскость, по лопаткам завихрителя воздушного внутреннего канала;figure 4 is a section bB in figure 3 of a cylindrical surface deployed in a plane along the blades of the swirl of the air inner channel;
на фиг.5 - элемент II на фиг.4;figure 5 - element II in figure 4;
на фиг.6 - вид В на фиг.4 на лопатку завихрителя воздушного канала, где упругие элементы выполнены в виде пластин;in Fig.6 is a view In Fig.4 on the blade of the swirl of the air channel, where the elastic elements are made in the form of plates;
на фиг.7 - вид В на фиг.4 на лопатку завихрителя воздушного канала, где упругие элементы выполнены в виде плоской проволочной щетки.in Fig.7 - view In Fig.4 on the blade of the swirl of the air channel, where the elastic elements are made in the form of a flat wire brush.
Горелка для сжигания топлив с нормальной или повышенной вязкостью в камере сгорания газотурбинного двигателя содержит (см. фиг.1 и 2) систему подачи жидкого топлива, состоящую из вспомогательного и основного контуров, и сопряженных с ними воздушных каналов. Вспомогательный контур включает аксиальный внутренний топливный канал 1 с магистралью 2 подвода топлива на входе, завихрителем топлива 3 внутри, камерой 4 закручивания топлива и суживающимся соплом 5 на выходе. Относительно аксиального топливного канала 1, коаксиально размещен связанный с ним через стенку 6 с острой кромкой 7 на выходе воздушный внутренний суживающийся канал 8 с лопаточным завихрителем 9 внутри. Основной контур включает коаксиально расположенный над воздушным внутренним каналом 8, связанный с ним через стенку 10 с острой кромкой 11 на выходе, топливный внешний суживающийся канал 12 с магистралью 13 подвода топлива на входе и завихрителем 14 внутри. Кроме того, над топливным внешним каналом 12 коаксиально расположен, связанный с ним через стенку 15 с острой кромкой 16 на выходе, воздушный внешний суживающийся канал 17 с лопаточным завихрителем 18 внутри, ограниченный наружной стенкой 19 с острой кромкой 20 на выходе. Закрутка завихрителей 9 и 18 воздушных каналов 8 и 17 и завихрителей 3 и 14 топливных каналов 1 и 12 направлена в одну сторону. Лопаточный завихритель 9 (по аналогичному завихрителю 18 не показано) воздуха содержит (см. фиг.4) жестко закрепленные на выходных кромках 21 лопаток 22, упругие стержневые элементы.The burner for burning fuels with normal or high viscosity in the combustion chamber of a gas turbine engine contains (see FIGS. 1 and 2) a liquid fuel supply system consisting of auxiliary and main circuits and associated air channels. The auxiliary circuit includes an axial internal fuel channel 1 with a fuel supply line 2 at the inlet, a fuel swirl 3 inside, a fuel swirl chamber 4 and a tapering nozzle 5 at the output. Relative to the axial fuel channel 1, coaxially placed connected through the wall 6 with a sharp edge 7 at the exit of the air inner tapering channel 8 with a blade swirl 9 inside. The main circuit includes a coaxial located above the air inner channel 8, connected with it through the wall 10 with a sharp edge 11 at the exit, the fuel outer tapering channel 12 with the fuel supply line 13 at the inlet and the swirl 14 inside. In addition, above the fuel external channel 12, coaxially located, connected through the wall 15 with a sharp edge 16 at the exit, is located an air external tapering channel 17 with a blade vortex 18 inside, bounded by an external wall 19 with a sharp edge 20 at the exit. The swirl of the swirls 9 and 18 of the air channels 8 and 17 and swirls 3 and 14 of the fuel channels 1 and 12 is directed in one direction. The blade swirl 9 (similar to swirl 18 is not shown) of air contains (see figure 4) rigidly fixed on the output edges 21 of the blades 22, elastic rod elements.
Выходная кромка 21 каждой лопатки 22 завихрителей 9 и 18 (для завихрителя поз.18 не показано) воздуха имеет (см. фиг.4) продольный паз 23. Отдельный упругий стержневой элемент может быть выполнен в виде набора пластин 24 (см. фиг.4, 6) или проволочной щетки 25 (см. фиг.4, 7) из материала с высоким модулем упругости, которые жестко закреплены в пазу 23. Крепление пластин 24 или проволочных щеток 25 в пазах 23 лопаток 22 можно выполнить, например, пайкой или обжимом кромок 21. В каждой лопатке 22 завихрителей воздуха 9 и 18, например завихрителя 9 воздушного канала 8 выполнена полость 26 (см. фиг.4 и фиг.5) сообщающаяся (см. фиг.2) отверстием 27 с полостью сопряженного топливного канала 1. Причем на боковых поверхностях каждой лопатки 22 (см. фиг.4) имеется, по крайней мере, одно сквозное в полость 26 лопатки 22 отверстие 28, направленное на боковую поверхность упругого стержневого элемента 24 или 25 смежной лопатки 22. Полость 26 каждой лопатки 22 сообщается отверстием 27 с полостью топливного канала 1 до его завихрителя 9. Причем отверстия 28 могут быть направлены на боковую поверхность упругих стержневых элементов 24, 25 смежных лопаток 22 по направлению закрутки и/или против направления закрутки лопаток.The output edge 21 of each blade 22 of the swirlers 9 and 18 (for the swirler pos. 18 not shown) of air has (see Fig. 4) a longitudinal groove 23. A separate elastic core element can be made in the form of a set of plates 24 (see Fig. 4 6) or wire brush 25 (see FIGS. 4, 7) made of a material with a high modulus of elasticity, which are rigidly fixed in the groove 23. Fastening of the plates 24 or wire brushes 25 in the grooves 23 of the blades 22 can be performed, for example, by soldering or crimping edges 21. In each blade 22 swirls of air 9 and 18, for example swirl 9 of the air channel 8 there is no cavity 26 (see FIG. 4 and FIG. 5) communicating (see FIG. 2) with an opening 27 with a cavity of the associated fuel channel 1. Moreover, at least one of the blades 22 of the blades 22 (see FIG. 4) has , one hole 28 passing through the cavity 26 of the blade 22, the hole 28 directed to the side surface of the elastic rod element 24 or 25 of the adjacent blade 22. The cavity 26 of each blade 22 communicates with the hole 27 with the cavity of the fuel channel 1 to its swirler 9. Moreover, the holes 28 can be directed to lateral surface of elastic rod elements 24, 25 adjacent the blades 22 in the direction of twist and / or against the direction of twist of the blades.
Горелка для сжигания топлива с повышенной вязкостью в камере сгорания газотурбинного двигателя работает следующим образом. При работе используют пневматические способы обработки жидкого топлива, которые обеспечивают получение однородно перемешанной воздухом распыленной в зоне сгорания камеры пелены топлива с обеспечением малых размеров жидких капель. Здесь также достигают дополнительный выигрыш в энергетике насосов за счет низких потребных давлений подачи топлива.A burner for burning fuel with high viscosity in the combustion chamber of a gas turbine engine operates as follows. When using pneumatic methods of processing liquid fuel, which provide uniformly mixed with air sprayed in the combustion zone of the chamber of the fuel sheet with the provision of small sizes of liquid droplets. There is also an additional gain in pump power due to the low required fuel supply pressures.
В начальный момент времени (на режиме запуска двигателя) через горелку (см. фиг.1 и фиг.2) подают небольшой, но достаточный для работы камеры сгорания поток воздуха. В горелке воздух проходит воздушный внутренний канал 8 с завихрителем 9 и внешний канал 17 с завихрителем 18, которые снабжены на выходных кромках 21 лопаток 22 завихрителей 9 и 18 стержневыми упругими элементами 24 или 25.At the initial moment of time (at the start of the engine) through the burner (see figure 1 and figure 2) serves a small, but sufficient for the operation of the combustion chamber air flow. In the burner, air passes through an internal air channel 8 with a swirl 9 and an external channel 17 with a swirl 18, which are provided on the outlet edges 21 of the blades 22 of the swirl 9 and 18 with rod elastic elements 24 or 25.
На режиме запуска топливо через магистраль 2 подают только в аксиальный канал 1. В канале 1 топливо закручивают завихрителем 3 и через камеру закручивания 4, а затем суживающуюся часть сопла 5 подают в зону горения камеры сгорания. На выходе сопла 5 поток топлива раскрывается в коническую пелену. Срываясь с острой кромки 7 сопла 5, топливная пелена в камере сгорания распадается на капли под действием внешних турбулизированных потоков воздуха прошедших каналы 8 и 17 с колеблющимися стержневыми упругими элементами 24 и/или 25. Одновременно часть топлива из канала 1 через отверстия 27 подают в полости 26 каждой лопатки 22. Из полостей 26 топливо через отверстия 28 направляют на боковые поверхности упругих элементов 24 и/или 25 смежных лопаток 22 по направлению или против направления их закрутки. Распыливаясь с колеблющихся упругих элементов 24 или 25 топливо в канале 8 смешивается с закрученным высокотурбулизированным потоком воздуха. Начальный розжиг подготовленной ТВС осуществляют с помощью воспламенителей разного типа (не показано).In the start-up mode, fuel is fed through the line 2 only to the axial channel 1. In the channel 1, the fuel is twisted by a swirl 3 and through the twisting chamber 4, and then the tapering part of the nozzle 5 is fed into the combustion zone of the combustion chamber. At the exit of the nozzle 5, the fuel flow opens into a conical veil. Tearing off the sharp edge 7 of nozzle 5, the fuel sheet in the combustion chamber breaks up into droplets under the action of external turbulent air flows passing through channels 8 and 17 with oscillating rod elastic elements 24 and / or 25. At the same time, part of the fuel from channel 1 is fed through openings 27 through openings 27 26 of each blade 22. From the cavities 26, the fuel through the holes 28 is directed to the side surfaces of the elastic elements 24 and / or 25 of the adjacent blades 22 in the direction or opposite to the direction of their twist. Spraying from the oscillating elastic elements 24 or 25, the fuel in the channel 8 is mixed with a swirling highly turbulent air stream. The initial ignition of the prepared fuel assembly is carried out using ignitors of various types (not shown).
При переходе на режимы повышенной мощности топливо (см. фиг.2) через основную магистраль 13 подают в канал 12 с завихрителем 14 внутри. В канале 12 топливо закручивают шнековым завихрителем 14 и по описанному выше принципу направляют с распыливающей кромки 16 стенки 15 в виде второй пелены в камеру сгорания. Срываясь с острой кромки 16 стенки 15, топливная пленка дробится на капли между двух закрученных высокотурбулизированных потоков воздуха прошедших каналы 8 и 17. Одновременно часть топлива из канала 12 через отверстия 29 подают в полости 30 каждой лопатки 22 завихрителя 18. Из полостей 30 топливо через отверстия 31 направляют на боковые поверхности упругих элементов 24 или 25 смежных лопаток 22 завихрителя 18 аналогично работе завихрителя 9 (не показано). Распыливаясь с колеблющихся упругих элементов 24 или 25 топливо в канале 17 смешивается с закрученным высокотурбулизированным потоком воздуха. Полученую в основном контуре ТВ С подают в зону горения камеры, где она воспламеняется от продуктов сгорания топлива поступившего в камеру из аксиального канала 1 вспомогательного контура. Предварительная подготовка закрученных турбулизированных воздушных потоков в воздушных каналах 8 и 17 с упругими стержневыми элементами и распыленных в каналах 8 и 17 струй жидкого топлива вспомогательного и основного контуров обеспечивает высокую эффективность смешения топлива повышенной вязкости с воздухом, например дизельного, а вследствие этого и высокую эффективность горения. Выбор разных типов упругих колебательных элементов 24 или 25 определяется многими факторами: вязкостью топлива, режимами работы горелки, возможностями производства и т.д.When switching to higher power modes, fuel (see figure 2) through the main line 13 is fed into the channel 12 with the swirl 14 inside. In the channel 12, the fuel is twisted by a screw swirl 14 and, according to the principle described above, is sent from the spraying edge 16 of the wall 15 in the form of a second sheet to the combustion chamber. Tearing off the sharp edge 16 of the wall 15, the fuel film is crushed into droplets between two swirling highly turbulent air flows passing channels 8 and 17. At the same time, part of the fuel from channel 12 is fed through openings 29 to the cavity 30 of each blade 22 of swirler 18. From the cavities 30, the fuel passes through holes 31 are directed to the side surfaces of the elastic elements 24 or 25 of the adjacent blades 22 of the swirler 18 similarly to the operation of the swirl 9 (not shown). Spraying from the oscillating elastic elements 24 or 25, the fuel in the channel 17 is mixed with a swirling highly turbulent air stream. The TV C obtained in the main circuit is fed into the combustion zone of the chamber, where it is ignited by the products of combustion of fuel received in the chamber from the axial channel 1 of the auxiliary circuit. Preliminary preparation of swirling turbulized air flows in the air channels 8 and 17 with elastic rod elements and the auxiliary and main circuits sprayed in the channels 8 and 17 of the liquid fuel provides high efficiency for mixing high viscosity fuel with air, such as diesel, and, as a result, high combustion efficiency . The choice of different types of elastic oscillating elements 24 or 25 is determined by many factors: fuel viscosity, burner operating conditions, production capabilities, etc.
Горелка позволяет достичь основных показателей и характеристик камер сгорания не ниже показателей и характеристик камер сгорания работающих только на топливах для реактивных двигателей.The burner allows you to achieve the basic indicators and characteristics of the combustion chambers not lower than the indicators and characteristics of the combustion chambers operating only on fuels for jet engines.
Горелка позволяет сохранить эмиссию вредных веществ (NOх., СО, UHC, сажи) в продуктах сгорания топлив с повышенной вязкостью на уровне эмиссии вредных веществ в продуктах сгорания известных топлив для реактивных двигателей.Burner allows to keep emissions of pollutants (NO x., CO, UHC, soot) in the fuel combustion products with a higher viscosity at the emission of pollutants in combustion products known fuels for jet engines.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009145186/22U RU92715U1 (en) | 2009-12-08 | 2009-12-08 | BURNER FOR COMBUSTION OF FUEL IN THE COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009145186/22U RU92715U1 (en) | 2009-12-08 | 2009-12-08 | BURNER FOR COMBUSTION OF FUEL IN THE COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU92715U1 true RU92715U1 (en) | 2010-03-27 |
Family
ID=42138614
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009145186/22U RU92715U1 (en) | 2009-12-08 | 2009-12-08 | BURNER FOR COMBUSTION OF FUEL IN THE COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU92715U1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2767856C1 (en) * | 2021-03-30 | 2022-03-22 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Turbomachine combustion chamber two-channel fuel injector |
| RU2770093C1 (en) * | 2021-09-03 | 2022-04-14 | Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Fuel-air module of the front-end device of a low-emission combustion chamber of a gas turbine engine |
| RU2781796C1 (en) * | 2022-01-31 | 2022-10-18 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Centrifugal pneumatic nozzle |
-
2009
- 2009-12-08 RU RU2009145186/22U patent/RU92715U1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2767856C1 (en) * | 2021-03-30 | 2022-03-22 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Turbomachine combustion chamber two-channel fuel injector |
| RU2770093C1 (en) * | 2021-09-03 | 2022-04-14 | Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Fuel-air module of the front-end device of a low-emission combustion chamber of a gas turbine engine |
| RU2781796C1 (en) * | 2022-01-31 | 2022-10-18 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Centrifugal pneumatic nozzle |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2618799C2 (en) | Fuel jet with axial flow (variants) and method of fuel and air pre-mixing | |
| CN101709884B (en) | Premixing and pre-evaporating combustion chamber | |
| CN100557317C (en) | A kind of aerial engine lean premixed preevaporated low contamination combustion chamber | |
| RU2439430C1 (en) | Gte combustion chamber injector module | |
| CN101694301B (en) | Counter-flow flame combustion chamber | |
| EP2481982B1 (en) | Mixer assembly for a gas turbine engine | |
| CN102200291B (en) | Pneumatic primary level graded low-pollution combustion chamber | |
| CN101799174B (en) | Main combustible stage tangential oil supply premix and pre-evaporation combustion chamber | |
| CN108561897B (en) | Partial premixing and pre-evaporating ultralow emission combustion chamber for enhancing oil-gas mixing | |
| CN206361712U (en) | A kind of rich oil for strengthening pneumatic nebulization directly mixes staged combustor head and its combustion chamber | |
| CN203757766U (en) | Rich oil direct-mixing partitioning combustion chamber | |
| CN103486617B (en) | A kind of dual-fuel low-emission burner for gas turbine | |
| CN108592084B (en) | Low-emission combustion chamber head part adopting axial rotational flow prefilming plate matched blade injection structure for main combustion stage | |
| Kurji et al. | Combustion and emission performance of CO2/CH4/biodiesel and CO2/CH4/diesel blends in a Swirl Burner Generator | |
| CN202082953U (en) | Partial premixing and pre-evaporating combustion chamber | |
| CN103047683A (en) | Partial premixing and pre-evaporation combustion chamber with three-level oil passages | |
| CN103791518B (en) | A kind of combustion chamber fuel oil sprays and mixing arrangement and aero-engine | |
| RU2325588C2 (en) | Device to control low emission combustion chamber of gas turbine | |
| RU86280U1 (en) | FUEL COMBUSTION DEVICE IN COMBUSTION CHAMBER | |
| RU92715U1 (en) | BURNER FOR COMBUSTION OF FUEL IN THE COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE | |
| RU2456510C1 (en) | Continuous-action combustion chamber | |
| RU86281U1 (en) | BURNER FOR BURNING FUELS WITH NORMAL OR INCREASED VISCOSITY IN THE COMBUSTION CAMERA OF A GAS TURBINE ENGINE | |
| RU170359U1 (en) | Injector module of a low-emission combustion chamber of a gas turbine engine | |
| CN111964097A (en) | Combined staged combustion chamber oil supply device with lean oil premixing and pre-evaporation functions and working method thereof | |
| JP2013217635A (en) | Diffusion combustor fuel nozzle |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM1K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20101209 |