RU2667820C1 - Front device of combustion chamber of gas-turbine engine - Google Patents
Front device of combustion chamber of gas-turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2667820C1 RU2667820C1 RU2017133032A RU2017133032A RU2667820C1 RU 2667820 C1 RU2667820 C1 RU 2667820C1 RU 2017133032 A RU2017133032 A RU 2017133032A RU 2017133032 A RU2017133032 A RU 2017133032A RU 2667820 C1 RU2667820 C1 RU 2667820C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- channel
- fuel
- air
- wall
- air channel
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 90
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 127
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 15
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims description 10
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 claims description 8
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims description 7
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 5
- 230000001154 acute effect Effects 0.000 claims description 3
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims 1
- 238000002156 mixing Methods 0.000 abstract description 27
- MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N nitrogen oxide Inorganic materials O=[N] MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract description 27
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract description 8
- 230000008569 process Effects 0.000 abstract description 7
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 12
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 12
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 10
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 10
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 9
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 6
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 6
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 6
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 6
- 238000000889 atomisation Methods 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 3
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 description 2
- 230000008020 evaporation Effects 0.000 description 2
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 2
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 2
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 2
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 2
- 239000007921 spray Substances 0.000 description 2
- 238000005507 spraying Methods 0.000 description 2
- UGFAIRIUMAVXCW-UHFFFAOYSA-N Carbon monoxide Chemical compound [O+]#[C-] UGFAIRIUMAVXCW-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910002091 carbon monoxide Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 239000003344 environmental pollutant Substances 0.000 description 1
- 238000000265 homogenisation Methods 0.000 description 1
- 229930195733 hydrocarbon Natural products 0.000 description 1
- 150000002430 hydrocarbons Chemical class 0.000 description 1
- 239000012535 impurity Substances 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 230000008520 organization Effects 0.000 description 1
- 231100000719 pollutant Toxicity 0.000 description 1
- 238000004062 sedimentation Methods 0.000 description 1
- 239000000779 smoke Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к фронтовому устройству камеры сгорания газотурбинного двигателя (ГТД), и может быть использовано для подготовки топливовоздушной смеси перед ее сжиганием.The invention relates to the field of aircraft engine construction, namely to a front-mounted device for a combustion chamber of a gas turbine engine (GTE), and can be used to prepare a fuel-air mixture before burning it.
Одной из важнейших задач при разработке камер сгорания (КС) является снижение уровня эмиссии веществ, загрязняющих атмосферу, причем наиболее проблематичным оказывается снижение оксидов азота NOx.One of the most important tasks in the development of combustion chambers (CS) is to reduce the level of emissions of pollutants in the atmosphere, and the most problematic is the reduction of nitrogen oxides NO x .
При создании малоэмиссионных камер сгорания (МКС) прежде всего стремятся обеспечить эффективное предварительное смешение топлива с воздухом до начала реакции горения и при этом сохранить устойчивость процесса горения в КС во всем диапазоне режимных параметров и удовлетворить требованиям, предъявляемым к КС.When creating low-emission combustion chambers (MCS), they primarily seek to ensure effective preliminary mixing of fuel with air before the combustion reaction and at the same time maintain the stability of the combustion process in the compressor station over the entire range of operating parameters and satisfy the requirements for the compressor station.
В МКС авиационных двигателей организуют две зоны горения: пилотную и основную. Если обе зоны горения создаются единым модулем, то такой модуль называется двухзонным фронтовым модулем (ДФМ).In the ISS of aircraft engines, two combustion zones are organized: pilot and main. If both combustion zones are created by a single module, then such a module is called a two-zone frontal module (DFM).
В пилотную зону горения топливо подается на всех режимах работы двигателя, в основную зону - только на режимах повышенной тяги (взлета, набора высоты, крейсерского полета). В пилотной зоне горения организуют горение обогащенной или не сильно обедненной топливовоздушной смеси (ТВС), в основной зоне - обедненной, предварительно испаренной и перемешенной ТВС. С помощью ДФМ в КС реализуется стадийный процесс горения и стадийная система подачи топлива.Fuel is supplied to the pilot combustion zone at all engine operating modes, to the main zone only at increased thrust (take-off, climb, cruise). In the pilot combustion zone, combustion of enriched or not very depleted fuel-air mixture (FA) is organized, in the main zone - depleted, pre-vaporized and mixed fuel assemblies. With the help of DFM, a staged combustion process and a staged fuel supply system are implemented in the compressor station.
Пилотная зона обеспечивает стабилизацию пламени и поджигание своими высокотемпературными продуктами сгорания ТВС в основной зоне горения, в которой сжигается основная часть топлива.The pilot zone provides stabilization of the flame and ignition of the fuel assemblies by fuel assemblies in the main combustion zone, in which the bulk of the fuel is burned.
Часть топлива, поданного в основную зону горения, превращается в пар и смешивается с воздухом, образуя однородную обедненную ТВС. В результате понижаются температура пламени, температура продуктов сгорания и, вследствие этого, выбросы оксидов азота NOx.Part of the fuel supplied to the main combustion zone is converted to steam and mixed with air, forming a uniform lean fuel assembly. As a result, the flame temperature, the temperature of the combustion products and, as a result, the emissions of nitrogen oxides NO x are reduced.
Ощутимые результаты по снижению эмиссии NOx достигаются при увеличении доли топлива, подаваемого в основную обедненную зону горения.Tangible results in reducing NO x emissions are achieved with an increase in the proportion of fuel supplied to the main lean burn zone.
Конструктивным решением задачи предварительного смешения топлива при большом расходе воздуха через ДФМ (более 65% от расхода воздуха через жаровую трубу КС) для снижения эмиссии NOx является прямой впрыск топлива в основную зону горения, занимающую часть полости жаровой трубы.A constructive solution to the problem of pre-mixing fuel with a large air flow through the DFM (more than 65% of the air flow through the KS flame tube) to reduce NO x emission is direct fuel injection into the main combustion zone, which occupies part of the flame tube cavity.
Для осуществления предварительного смешения топлива с воздухом в объеме жаровой трубы в ней следует организовать области, предназначенные для этой цели, свободные от пламени.To carry out preliminary mixing of fuel with air in the volume of the flame tube, it is necessary to organize areas intended for this purpose that are free of flame.
Известен двухзонный фронтовой модуль, содержащий корпус с размещенным в нем средством подготовки и подачи жидкого топлива, состоящем из центрального (пилотного) и наружного (основного) контуров и сопряженных с ними соответствующих воздушных каналов, где центральный контур включает центральную топливную форсунку для подачи топлива в охватывающую последнюю кольцевую камеру, предназначенную для закрутки потока воздуха, а основной контур включает наружную топливную форсунку, выполненную в виде кольцевого корпуса, размещенного коаксиально форсунке с равномерно расположенными на внешней поверхности кольцевого корпуса сопловыми отверстиями, предназначенными для подачи топлива в наружный воздушный канал, образованный кольцевым корпусом наружной топливной форсунки и корпусом модуля с установленным на входе канала завихрителем, причем на торце кольцевого корпуса наружной форсунки установлен охлаждаемый теплозащитный экран, воздушный зазор перед которым сообщен с наружным воздушным каналом (US 6389815, 2002). Известное техническое решение позволяет сформировать две зоны горения: пилотную и основную, расположенную коаксиально пилотной зоне.Known dual-zone front module containing a housing with a means for preparing and supplying liquid fuel, consisting of a central (pilot) and external (main) circuits and associated air channels, where the central circuit includes a central fuel nozzle for supplying fuel into the enclosing the last annular chamber, designed to swirl the air flow, and the main circuit includes an external fuel nozzle made in the form of an annular housing placed coaxial an injector with nozzle openings evenly located on the outer surface of the annular housing for supplying fuel to the external air channel formed by the annular housing of the external fuel injector and the module housing with a swirl mounted at the channel inlet, and a cooled heat shield is installed at the end of the annular housing of the external injector, the air gap in front of which is in communication with the external air channel (US 6389815, 2002). The known technical solution allows the formation of two combustion zones: the pilot and the main, located coaxially with the pilot zone.
Существенным недостатком известного технического решения является подача основного топлива с внутренней стенки наружного канала через ограниченное число сопловых отверстий наружной форсунки, что не обеспечивает достаточного предварительного смешения топлива с воздухом, поданных в основную зону горения. Необходимость подачи топлива через большое число сопловых отверстий приводит к резкому уменьшению давления подачи топлива перед форсунками, ухудшению распределения топлива между сопловыми отверстиями, распыливания и смешения топлива с воздухом, а уменьшение диаметра сопловых отверстий приводит к закупориванию отверстий содержащимися в топливе примесями, несмотря на использование сеточных фильтров.A significant drawback of the known technical solution is the supply of the main fuel from the inner wall of the outer channel through a limited number of nozzle openings of the outer nozzle, which does not provide sufficient preliminary mixing of fuel with air supplied to the main combustion zone. The need to supply fuel through a large number of nozzle openings leads to a sharp decrease in the fuel supply pressure in front of the nozzles, a deterioration in the distribution of fuel between the nozzle openings, atomization and mixing of fuel with air, and a decrease in the diameter of the nozzle openings leads to clogging of the holes with impurities contained in the fuel, despite the use of mesh filters.
Известно устройство для подготовки и подачи ТВС в КС, содержащее центральную форсунку с магистралью подвода топлива, размещенный коаксиально относительно форсунки внутренний воздушный канал с завихрителем, ограниченный наружной стенкой, образующей на выходе конфузорно-диффузорный участок, причем торец наружной стенки выполнен в виде стабилизатора пламени, расположенные коаксиально относительно внутреннего воздушного канала наружный воздушный канал с завихрителем и распылителем топлива, и средний воздушный канал (RU 38218, 2003). Известное техническое решение обеспечивает подготовку ТВС, подачу ее в различные зоны КС и необходимое снижение уровня дымления и эмиссии NOx в продуктах сгорания топлив на основных режимах работы КС.A device is known for preparing and supplying fuel assemblies to a compressor station, containing a central nozzle with a fuel supply line, coaxially placed relative to the nozzle, an internal air channel with a swirler, bounded by an outer wall forming a confuser-diffuser section at the outlet, and the end wall of the outer wall is made in the form of a flame stabilizer, located coaxially relative to the internal air channel, the external air channel with a swirl and a fuel atomizer, and the middle air channel (RU 38218, 2003). A well-known technical solution provides the preparation of fuel assemblies, its supply to various zones of the COP and the necessary reduction in the level of smoke and emissions of NO x in the products of combustion of fuels in the main operating modes of the COP.
Существенным недостатком известного технического решения является оседание части жидкого топлива на стенках воздушных каналов и его повторное менее эффективное смешение с воздухом, что при повышении температуры и давления в каналах может приводить к самовоспламенению ТВС. При этом локальный впрыск жидкого основного топлива в воздушный поток не обеспечивает достаточную гомогенизацию ТВС, что приводит к повышению содержания оксидов азота NOx в продуктах сгорания топлива.A significant drawback of the known technical solution is the sedimentation of part of the liquid fuel on the walls of the air channels and its repeated less effective mixing with air, which with increasing temperature and pressure in the channels can lead to self-ignition of the fuel assembly. Moreover, the local injection of liquid main fuel into the air stream does not provide sufficient homogenization of the fuel assemblies, which leads to an increase in the content of nitrogen oxides NO x in the fuel combustion products.
Наиболее близким по совокупности существенных признаков к заявляемому техническому решению является фронтовое устройство КС ГТД, включающее фронтовую плиту жаровой трубы и топливовоздушные модули, каждый из которых содержит средство подготовки и подачи жидкого топлива, состоящее из пилотного и основного контуров и сопряженных с ними соответствующих воздушных каналов, где пилотный контур включает центральную форсунку с магистралью подвода топлива, размещенный коаксиально относительно форсунки внутренний воздушный канал с завихрителем, ограниченный наружной стенкой, образующей на выходе конфузорно-диффузорный участок, с выполненным в стенке каналом охлаждения, причем торец наружной стенки выполнен в виде стабилизатора пламени, основной контур включает расположенные коаксиально относительно внутреннего воздушного канала наружный воздушный канал с завихрителем, сформированный передней и задней торцевыми стенками завихрителя и объединенным с передней торцевой стенкой кольцевым экраном с острой кромкой, обращенной в сторону КС, средний воздушный канал, сформированный кольцевым экраном и наружной стенкой внутреннего воздушного канала, и топливный канал, расположенный между наружным и средним воздушными каналами и сформированный внешней и внутренней обечайками, и средство распыливания топлива основного контура, включающее соответствующий канал, выход которого и выход среднего воздушного канала последовательно направлены в сторону внутренней поверхности кольцевого экрана, причем средний и наружный воздушные каналы объединены в общий наружный воздушный канал за острой кромкой кольцевого экрана наружного воздушного канала (RU 2439435, 2012). В известном техническом решении в зоне горения, расположенной в следе за топливовоздушным модулем фронтового устройства, формируются две зоны горения: пилотная с зоной обратных токов, которая образуется при распаде воздушной струи, закрученной во внутреннем воздушном канале, и основная, в которой сгорает ТВС, вытекающая из общего наружного канала. В пилотной зоне осуществляется горение обогащенной или слегка обедненной ТВС, а в основной - обедненной ТВС, причем пилотная зона горения работает на режимах малого газа и на режимах малой тяги, и обе зоны горения работают на режимах повышенной тяги. Снижение эмиссии оксидов азота NOx достигается тем, что в реакции горения в основной зоне горения участвует уже хорошо перемешанная обедненная однородная ТВС. Чем больше такой смеси образуется до начала реакции горения, тем эффективнее уменьшается эмиссия NOx. Однако эффективному смешению в известном техническом решении препятствует стекание пленки топлива параллельно оси устройства. В результате топливо успевает смешаться в общем наружном канале и в полости жаровой трубы только с небольшой частью воздуха. Относительно быстро эта часть ТВС попадает в приосевую зону течения, которая является продолжением пилотной зоны горения. Температура газа в центральной части потока за фронтовым модулем увеличивается, и это препятствует дальнейшему снижению эмиссии NOx.The closest set of essential features to the claimed technical solution is the front-end device of the gas turbine engine, which includes the front plate of the heat pipe and air-fuel modules, each of which contains means for preparing and supplying liquid fuel, consisting of the pilot and main circuits and the corresponding air channels associated with them, where the pilot circuit includes a central nozzle with a fuel supply line placed coaxially relative to the nozzle, the internal air channel will swirl a boundary bounded by an outer wall forming a confuser-diffuser section at the outlet, with a cooling channel formed in the wall, the end wall of the outer wall being made as a flame stabilizer, the main circuit includes an outer air channel with a swirl formed coaxially relative to the internal air channel, formed by the front and rear the end walls of the swirl and combined with the front end wall of the annular screen with a sharp edge facing toward the COP, the middle air channel is formed which is formed by an annular screen and the outer wall of the internal air channel, and a fuel channel located between the external and middle air channels and formed by the external and internal shells, and a main circuit fuel atomization means, including a corresponding channel, the output of which and the output of the middle air channel are sequentially directed to the side the inner surface of the annular screen, and the middle and outer air channels are combined into a common outer air channel behind the sharp edge of the annular screen ana outdoor air duct (RU 2439435, 2012). In the known technical solution, two combustion zones are formed in the combustion zone located in the wake behind the air-fuel module of the front-mounted device: a pilot one with a reverse current zone, which is formed during the decay of an air stream swirling in the internal air channel, and the main one, in which the fuel assembly burns, resulting from a common external channel. Enriched or slightly depleted fuel assemblies are burned in the pilot zone, and depleted fuel assemblies in the main zone, and the pilot combustion zone operates in low gas and low thrust modes, and both combustion zones operate in high thrust modes. Reducing the emission of nitrogen oxides NO x is achieved by the fact that already well mixed depleted homogeneous fuel assemblies are involved in the combustion reaction in the main combustion zone. The more such a mixture is formed before the start of the combustion reaction, the more effectively the NO x emission decreases. However, effective mixing in the known technical solution is prevented by the draining of the fuel film parallel to the axis of the device. As a result, the fuel has time to mix in only one small part of the air in the common outer channel and in the cavity of the flame tube. Relatively quickly, this part of the fuel assembly enters the axial flow zone, which is a continuation of the pilot combustion zone. The gas temperature in the central part of the flow behind the front module increases, and this prevents a further decrease in NO x emission.
На режимах малой тяги, когда топливо подается только в центральную форсунку, наблюдается противоположное явление: часть топлива из пилотной зоны горения попадает в основную зону горения, образуя в ней сильно обедненную ТВС, по которой пламя неспособно распространяться. В результате эмиссия NOx уменьшается, но за счет недопустимого снижения полноты сгорания топлива, увеличения эмиссии оксида углерода и несгоревших углеводородов.In low thrust modes, when fuel is supplied only to the central nozzle, the opposite phenomenon is observed: part of the fuel from the pilot combustion zone enters the main combustion zone, forming a very depleted fuel assembly in it, through which the flame is unable to propagate. As a result, NO x emission is reduced, but due to an unacceptable decrease in the completeness of fuel combustion, an increase in the emission of carbon monoxide and unburned hydrocarbons.
Техническая проблема, решение которой обеспечивается при осуществлении заявляемого изобретения, заключается в снижении эмиссии вредных веществ (оксидов азота NOx).The technical problem, the solution of which is provided by the implementation of the claimed invention, is to reduce the emission of harmful substances (nitrogen oxides NO x ).
Технический результат, достигаемый при осуществлении предлагаемого изобретения, заключается в снижении температуры продуктов сгорания путем интенсификации процессов предварительного смешения топлива с воздухом в основной зоне горения и смешения продуктов сгорания с воздухом в пилотной зоне горения.The technical result achieved by the implementation of the present invention is to reduce the temperature of the combustion products by intensifying the processes of preliminary mixing of fuel with air in the main combustion zone and mixing the combustion products with air in the pilot combustion zone.
Заявленный технический результат достигается за счет того, что во фронтовом устройстве камеры сгорания газотурбинного двигателя, включающем фронтовую плиту жаровой трубы и топливовоздушные модули, каждый из которых содержит средство подготовки и подачи жидкого топлива, состоящее из пилотного и основного контуров и сопряженных с ними соответствующих воздушных каналов, где пилотный контур включает центральную форсунку с магистралью подвода топлива, размещенный коаксиально относительно форсунки внутренний воздушный канал с завихрителем, ограниченный наружной стенкой, образующей на выходе конфузорно-диффузорный участок, с выполненным в стенке каналом охлаждения, причем торец наружной стенки выполнен в виде стабилизатора пламени, основной контур включает расположенные коаксиально относительно внутреннего воздушного канала наружный воздушный канал с завихрителем, сформированный передней и задней торцевыми стенками завихрителя и объединенным с передней торцевой стенкой кольцевым экраном с острой кромкой, обращенной в сторону камеры сгорания, средний воздушный канал, сформированный кольцевым экраном и наружной стенкой внутреннего воздушного канала, и топливный канал, расположенный между наружным и средним воздушными каналами и сформированный внешней и внутренней обечайками, и средство распыливания топлива основного контура, включающее соответствующий канал, выход которого и выход среднего воздушного канала последовательно направлены в сторону внутренней поверхности кольцевого экрана, причем средний и наружный воздушные каналы объединены в общий наружный воздушный канал за острой кромкой кольцевого экрана наружного воздушного канала, согласно изобретению канал охлаждения сообщен с внутренним воздушным каналом при помощи сквозных отверстий, выполненных в наружной стенке внутреннего воздушного канала в месте, примыкающем к торцу наружной стенки внутреннего канала, причем оси отверстий расположены в диапазоне от 0 до 90° относительно оси модуля, наружная и внутренняя стенки общего наружного канала и концевой участок кольцевого экрана развернуты наружу относительно оси модуля, а фронтовое устройство снабжено теплозащитным экраном, образующим с фронтовой плитой воздушный зазор, сообщенный с жаровой трубой камеры сгорания при помощи сквозных каналов, выполненных в теплозащитном экране вблизи наружной стенки общего наружного канала.The claimed technical result is achieved due to the fact that in the front device of the combustion chamber of a gas turbine engine, including the front plate of the flame tube and air-fuel modules, each of which contains means for preparing and supplying liquid fuel, consisting of the pilot and main circuits and associated respective air channels where the pilot circuit includes a central nozzle with a fuel supply line placed coaxially relative to the nozzle, the inner air channel with a swirl a boundary bounded by an outer wall forming a confuser-diffuser section at the outlet with a cooling channel formed in the wall, the end wall of the outer wall being made as a flame stabilizer, the main circuit includes an external air channel with a swirl formed coaxially relative to the internal air channel, formed by the front and rear the middle walls of the swirl and the annular screen combined with the front end wall with a sharp edge facing the combustion chamber, an average air chamber cash formed by the annular screen and the outer wall of the internal air channel, and a fuel channel located between the external and middle air channels and formed by the external and internal shells, and a fuel atomization means of the main circuit, including a corresponding channel, the output of which and the output of the middle air channel are sequentially directed toward the inner surface of the annular screen, the middle and outer air channels being combined into a common outer air channel behind a sharp edge to according to the invention, the cooling channel is in communication with the internal air channel by means of through holes made in the outer wall of the internal air channel at a location adjacent to the end face of the outer wall of the internal channel, the axis of the holes being in the range from 0 to 90 ° relative to the axis of the module, the outer and inner walls of the common outer channel and the end portion of the annular screen are turned outward relative to the axis of the module, and the front device is provided with heat protection screen forming the front plate with an air gap, communicating with the combustion chamber of said flame tube by means of through passages formed in the heat shield near the common outer wall of the outer channel.
Указанные существенные признаки обеспечивают решение поставленной технической проблемы с достижением заявленного технического результата, так как:These essential features provide a solution to the technical problem posed with the achievement of the claimed technical result, since:
- выполнение канала охлаждения сообщенным с внутренним воздушным каналом при помощи сквозных отверстий, выполненных в наружной стенке внутреннего воздушного канала в месте, примыкающем к торцу наружной стенки внутреннего канала, оси которых расположены в диапазоне от 0 до 90° относительно оси модуля, а наружной и внутренней стенок общего наружного канала и концевого участка кольцевого экрана развернутыми наружу относительно оси модуля обеспечивает снижение температуры продуктов сгорания путем интенсификации процесса смешения топлива с воздухом в основной и продуктов сгорания с воздухом в пилотной зонах горения за счет подготовки к сжиганию бедной, мелкодисперсной, частично испаренной и предварительно перемешанной ТВС.- the implementation of the cooling channel communicated with the internal air channel using through holes made in the outer wall of the inner air channel in a place adjacent to the end face of the outer wall of the inner channel, the axes of which are in the range from 0 to 90 ° relative to the axis of the module, and the outer and inner the walls of the common outer channel and the end portion of the annular screen turned outward relative to the axis of the module provides a decrease in the temperature of the combustion products by intensifying the process of mixing fuel with air in the main and combustion products with air in the pilot combustion zones due to the preparation for burning of poor, finely dispersed, partially evaporated and pre-mixed fuel assemblies.
- снабжение фронтового устройства теплозащитным экраном, образующим с фронтовой плитой воздушный зазор, сообщенный с жаровой трубой камеры сгорания при помощи сквозных каналов, выполненных в теплозащитном экране вблизи наружной стенки общего наружного канала обеспечивает снижение температуры продуктов сгорания путем интенсификации процесса смешения топлива с воздухом в основной зоне горения за счет увеличения расхода воздуха и организации образования однородной по составу бедной ТВС в жаровой трубе КС.- supplying the front device with a heat shield that forms an air gap with the front plate connected with the combustion tube with the help of through channels made in the heat shield near the outer wall of the common outer channel ensures a decrease in the temperature of the combustion products by intensifying the process of mixing fuel with air in the main zone combustion due to an increase in air consumption and the organization of the formation of a poor fuel assembly homogeneous in composition in the CS flame tube.
Существенные признаки могут иметь развитие и продолжение, а именно:Essential features may have development and continuation, namely:
- наружная и внутренняя стенки общего наружного канала и концевой участок кольцевого экрана развернуты наружу относительно оси модуля на разные углы;- the outer and inner walls of the common outer channel and the end portion of the annular screen are turned outward relative to the axis of the module at different angles;
- завихритель пилотного контура выполнен двухъярусным, а фронтовое устройство снабжено разделительной кольцевой перегородкой, установленной во внутреннем воздушном канале пилотного контура между ярусами завихрителя на конфузорном участке канала и предназначенной для разделения канала на конфузорном участке на два соответствующих конфузорных кольцевых прохода;- the pilot circuit swirl is made in two tiers, and the frontal device is equipped with a dividing ring partition installed in the internal air channel of the pilot circuit between the tiers of the swirl on the confuser section of the channel and intended to divide the channel on the confuser section into two corresponding confuser annular passages;
- сопло центральной форсунки выполнено в виде полусферы с отверстиями для подачи топлива, причем оси боковых отверстий пересекают острую кромку разделительной кольцевой перегородки и совпадают с внутренней поверхностью наружной стенки на диффузорном участке канала или образуют с ней острый угол.- the nozzle of the Central nozzle is made in the form of a hemisphere with holes for supplying fuel, and the axis of the side holes intersect the sharp edge of the dividing annular partition and coincide with the inner surface of the outer wall in the diffuser section of the channel or form an acute angle with it.
Указанные дополнительные признаки также влияют на достижение заявленного технического результата.These additional features also affect the achievement of the claimed technical result.
Настоящее изобретение поясняется следующим подробным описанием фронтового устройства КС ГТД и его работы со ссылкой на фиг. 1-3, где:The present invention is illustrated by the following detailed description of the front-end engine of the SC GTE and its operation with reference to FIG. 1-3, where:
- на фиг. 1 изображена схема фронтового устройства КС ГТД;- in FIG. 1 shows a diagram of the front-end device KS GTE;
- на фиг. 2 изображена схема топливовоздушного модуля фронтового устройства;- in FIG. 2 shows a diagram of a fuel-air module of a front-end device;
- на фиг. 3 изображена схема варианта выполнения пилотного контура топливовоздушного модуля.- in FIG. 3 is a diagram of an embodiment of a pilot air-fuel module circuit.
На фиг. 1-3 приняты следующие обозначения:In FIG. 1-3 the following notation is accepted:
1 - корпус КС;1 - the body of the COP;
2 - фронтовая плита КС;2 - front plate KS;
3 - теплозащитный экран фронтовой плиты;3 - heat shield of the front plate;
4 - жаровая труба КС;4 - flame tube KS;
5 - воздушный зазор между теплозащитным экраном и фронтовой плитой;5 - air gap between the heat shield and the front plate;
6 - топливовоздушный модуль;6 - air-fuel module;
7 - форсуночная ножка;7 - nozzle leg;
8 - сквозные каналы в теплозащитном экране;8 - through channels in a heat shield;
9 - центральная форсунка пилотного контура;9 - the central nozzle of the pilot circuit;
10 - внутренний воздушный канал;10 - internal air channel;
11 - осевой завихритель;11 - axial swirl;
12 - наружная стенка внутреннего воздушного канала;12 - the outer wall of the internal air channel;
13 - канал охлаждения;13 - cooling channel;
14 - кольцевой зазор перед торцом наружной стенки внутреннего воздушного канала;14 - annular gap in front of the end face of the outer wall of the internal air channel;
15 - перфорированная стенка;15 - perforated wall;
16 - торец наружной стенки внутреннего воздушного канала (стабилизатор пламени);16 - end face of the outer wall of the internal air channel (flame stabilizer);
17 - сквозные отверстия в наружной стенке внутреннего воздушного канала;17 - through holes in the outer wall of the internal air channel;
18 - отверстия в перфорированной стенке;18 - holes in the perforated wall;
19 - наружный (L-образный) воздушный канал;19 - external (L-shaped) air channel;
20 - радиальный завихритель;20 - radial swirl;
21 - передняя торцевая стенка радиального завихрителя;21 - front end wall of the radial swirl;
22 - кольцевой экран с острой кромкой;22 - annular screen with a sharp edge;
23 - задняя торцевая стенка радиального завихрителя;23 - rear end wall of the radial swirl;
24 - внешняя обечайка общего наружного воздушного канала;24 - the outer shell of the common external air channel;
25 - средний воздушный канал;25 - the middle air channel;
26 - завихритель среднего канала;26 - swirl of the middle channel;
27 - внутренняя обечайка топливного канала;27 - the inner shell of the fuel channel;
28 - топливный канал;28 - a fuel channel;
29 - наружная обечайка топливного канала;29 - the outer shell of the fuel channel;
30 - кольцевой топливный коллектор;30 - ring fuel manifold;
31 - общий наружный воздушный канал;31 - a common external air channel;
32 - разделительная кольцевая перегородка;32 - dividing ring partition;
33, 34 - ярусы завихрителя внутреннего канала;33, 34 - tiers of the swirl of the inner channel;
35 - полусферический топливный наконечник центральной форсунки;35 - hemispherical fuel tip of the Central nozzle;
36 - отверстия для распыливания топлива из наконечника центральной форсунки;36 - holes for spraying fuel from the tip of the Central nozzle;
37 - пилотная зона горения;37 - pilot combustion zone;
38 - основная зона горения;38 - the main combustion zone;
39 - зона обратных токов;39 - reverse current zone;
40 - дополнительная зона стабилизации пламени;40 - additional zone of stabilization of the flame;
41 - зона смешения газовых потоков;41 - zone mixing gas flows;
42 - зона рециркуляции;42 - recirculation zone;
43 - шнековый завихритель топливного канала;43 - auger swirl of the fuel channel;
44 - область предварительного смешения.44 - area of pre-mixing.
Фронтовое устройство камеры сгорания ГТД включает установленные в корпусе 1 КС фронтовую плиту 2 и теплозащитный экран 3 жаровой трубы 4, образующие между собой воздушный зазор 5, и топливовоздушный модуль 6, закрепленный в корпусе 1 при помощи форсуночной ножки 7. При этом зазор 5 сообщен с полостью жаровой трубы 4 КС при помощи сквозных каналов, выполненных в теплозащитном экране 3 (см. фиг. 1, 2). Топливовоздушный модуль 6 содержит средство подготовки и подачи жидкого топлива, состоящее из пилотного и основного контуров и сопряженных с ними воздушных каналов (см. фиг. 2).The front-end device of the gas turbine combustion chamber includes a
Пилотный контур включает центральную форсунку 9 с магистралью (на чертеже не показана) подвода топлива и размещенный коаксиально относительно форсунки 9 внутренний воздушный канал 10 с осевым завихрителем 11. Внутренний воздушный канал 10 ограничен наружной стенкой 12, образующей на выходе конфузорно-диффузорный участок. В наружной стенке 12 выполнен канал 13 охлаждения с образованным на выходе кольцевым зазором 14 и перфорированной стенкой 15, сообщенной с каналом 13 охлаждения при помощи отверстий 18, выполненных в перфорированной стенке 15. Кольцевой зазор 14 сообщен с внутренним воздушным каналом 10 при помощи сквозных отверстий 17, выполненных в наружной стенке 12 внутреннего воздушного канала 10 в месте, примыкающем к торцу 16 наружной стенки 12 внутреннего канала 10. Оси отверстий 17 расположены в диапазоне от 0 до 90° относительно оси модуля 6, а торец 16 наружной стенки 12 представляет собой стабилизатор пламени и одновременно является теплозащитным экраном (см. фиг. 2).The pilot circuit includes a
Основной контур включает следующие расположенные коаксиально относительно внутреннего воздушного канала 10 каналы (см. фиг. 2):The main circuit includes the following channels located coaxially relative to the internal air channel 10 (see Fig. 2):
- наружный (L-образный) воздушный канал 19 с радиальным завихрителем 20, сформированный передней и задней торцевыми стенками 21 и 23 завихрителя 20, внешней обечайкой 24 и объединенным с передней торцевой стенкой 21 кольцевым экраном 22 с острой кромкой, обращенной в сторону жаровой трубы 4 КС;- an external (L-shaped)
- средний воздушный канал 25 с завихрителем 26, сформированный наружной стенкой 12 внутреннего воздушного канала 10 и кольцевым экраном 22;- the
- топливный канал 28, расположенный между наружным (L-образным) воздушным каналом 19 и средним воздушным каналом 25, сформированный соответственно внешней и внутренней обечайками 29 и 27, включает кольцевой коллектор 30 подачи топлива и средство распыливания топлива основного контура, причем внутренняя обечайка 27 одновременно является внешней стенкой среднего канала 25.- a
Выходы топливного канала 28 и среднего воздушного канала 25 последовательно направлены в сторону внутренней поверхности кольцевого экрана 22, причем средний воздушный канал 25 и наружный (L-образный) воздушный канал 19 за острой кромкой кольцевого экрана 22 объединены в общий наружный воздушный канал 31. При этом внешняя обечайка 24, представляющая собой наружную стенку общего наружного воздушного канала 31, наружная сторона стенки 12 внутреннего воздушного канала 10, являющаяся одновременно внутренней стенкой общего наружного воздушного канала 31, и концевой участок кольцевого экрана 22 развернуты наружу относительно оси модуля 6, причем указанные элементы устройства могут быть развернуты как на одинаковый, так и на разные углы.The outputs of the
Осевой завихритель 11 внутреннего воздушного канала 10 пилотного контура может быть выполнен двухъярусным. При этом устройство дополнительно снабжено разделительной кольцевой перегородкой 32, установленной во внутреннем воздушном канале 10 между ярусами 33 и 34 завихрителя (см. фиг. 3) на конфузорном участке канала 10. Перегородка 32 предназначена для разделения внутреннего воздушного канала 10 на два соответствующих конфузорных кольцевых прохода. При этом сопло центральной форсунки 9 выполнено в виде полусферы (полусферического наконечника 35) с отверстиями 36 для распыливания топлива, причем оси боковых отверстий 36 пересекают острую кромку разделительной кольцевой перегородки 32 и совпадают с внутренней поверхностью наружной стенки 12 внутреннего воздушного канала 10 на диффузорном участке или образуют с ней острый угол.The
Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.
Пилотная зона 37 и основная зона 38 горения создаются потоками воздуха, которые образуются с помощью двухзонного фронтового топливовоздушного модуля 6 (см. фиг. 1).The
Топливо подается в центральную форсунку 9 пилотного контура и в кольцевой коллектор 30 топливного канала 28. Топливо, поданное через центральную форсунку 9 пилотного контура, сгорает в основном в пилотной зоне 37 горения, в которой основной объем занимает зона 39 обратных токов, которая является главной зоной стабилизации пламени, и в дополнительной зоне 40 стабилизации пламени, расположенной за торцом 16 наружной стенки 12 внутреннего воздушного канала 10, причем торец 16 является стабилизатором пламени. Средний коэффициент избытка воздуха в пилотной зоне 37 горения определяется расходом воздуха через внутренний воздушный канал 10 с осевым завихрителем 11 и расходом топлива через центральную форсунку 9 пилотного контура. При этом пилотное топливо также частично реагирует с воздухом, подаваемым по общему наружному воздушному каналу 31. Это происходит на границе пилотной зоны 37 горения и в конце жаровой трубы 4 в зоне 41 смешения газовых потоков. Зона 39 обратных токов, являющаяся главной зоной стабилизации пламени, образуется за счет распада потока воздуха, закрученного осевым завихрителем 11, после его истечения из диффузорного участка внутреннего воздушного канала 10. Дополнительная зона 40 стабилизации пламени образуется в следе за торцом 16 (стабилизатором пламени) наружной стенки 12, обтекаемым с двух сторон потоками воздуха. Первый поток воздуха, образованный слиянием двух потоков, закрученных завихрителями 20 и 26 вытекает из общего наружного воздушного канала 31. Этот поток воздуха поступает в основную зону 38 горения. Второй поток из внутреннего воздушного канала 10 поступает в пилотную зону 37 горения. В конце зоны 39 обратных токов происходит смешение продуктов сгорания, образовавшихся в пилотной и основной зонах 37 и 38 горения, при этом зона 41 смешения занимает весь остальной объем жаровой трубы 4.Fuel is supplied to the
При подаче на режиме малого газа в пилотную зону 37 горения обогащенной ТВС в области зоны 41 смешения происходит догорание пилотного топлива с участием воздуха, поданного через общий наружный воздушный канал 31 для основной зоны 38 горения. Торец 16 наружной стенки 12 повышает устойчивость процесса горения по отношению к срывам пламени и автоколебаниям газа. Для защиты от пламени торец 16 охлаждается ударно-конвективным методом. Часть натекающего на топливовоздушный модуль 6 воздуха отводится в канал 13 охлаждения, из него через отверстия 18 в перфорированной стенке 15 попадает в кольцевой зазор 14. После соударения с торцом 16 наружной стенки 12 струи воздуха разворачиваются и удаляются из кольцевого зазора 14 через ряд сквозных отверстий 17 в сторону внутреннего воздушного канала 10 с потоком ТВС, предназначенной для пилотной зоны 37 горения. Угол наклона оси отверстий 17 к оси модуля 6 может изменяться от 0° до 90°. При этом воздух, движущийся по каналу 13, охлаждает наружную стенку 12, в том числе конфузорный и диффузорный участки внутреннего воздушного канала 10.When the enriched fuel assemblies are fed to the
Сброс воздуха после охлаждения торца 16 наружной стенки 12 внутреннего воздушного канала 10 в пилотную зону 37 горения обеспечивает интенсификацию в ней процесса смешения топлива с воздухом, уменьшение температуры продуктов сгорания, что позволяет уменьшить скорость образования оксидов азота NOx по тепловому механизму Зельдовича. Данный механизм снижения NOx успешно работает при среднем коэффициенте избытка воздуха в пилотной зоне горения больше 1,0.The air discharge after cooling the
Для усиления интенсификации смешения пилотного топлива и его продуктов сгорания с воздухом, поданным в пилотную зону 37 горения, воздух подают в ярусы 33 и 34 завихрителя 11. Перегородка 32 направляет воздушный поток на конфузорном участке внутреннего воздушного канала 10 в два конфузорных кольцевых прохода, а топливо подается через отверстия 36 полусферического наконечника 35 центральной форсунки 9. Струя топлива (или капельно-воздушной смеси) из боковых отверстий 36 направляется в ближайшую окрестность кромки перегородки 32, с внутренней стороны которой образуется область, в которой скорость закрученного потока воздуха достигает максимальной величины. Таким образом, образование во внутреннем потоке воздуха двух слоев воздуха с повышенной скоростью дополнительно интенсифицирует процесс перемешивания топлива с воздухом. Область повышенной скорости воздуха сохраняется на некотором расстоянии от конца перегородки 32. Взаимодействие закрученного потока воздуха в этой области с топливной или топливовоздушной струей приводит к выравниванию концентрации капель топлива в окружном направлении. Учитывая снос топливной струи в потоке воздуха, можно пропустить топливную струю еще раз через область с повышенной скоростью потока, которая расположена вблизи наружной стенки 12 внутреннего воздушного канала 10 перед его диффузорным участком.To enhance the intensification of the mixing of the pilot fuel and its combustion products with the air supplied to the
Основная зона 38 горения располагается вокруг пилотной зоны 37 (см. фиг. 1). Топливо подается в коллектор 30 с выходом в топливный канал 28 со шнековым завихрителем 43 (см. фиг. 2, 3). Внутренняя сторона экрана 22 является поверхностью распыливания. Поданное в топливный канал 28 топливо растекается по поверхности распыливания. Образовавшаяся топливная пленка распыливается с острого конца экрана 22 двумя потоками воздуха, обтекающими его с двух сторон: по L-образному наружному воздушному каналу 19 и по среднему воздушному каналу 25. Образовавшиеся капли топлива попадают в область интенсивного смешения воздушных потоков, расположенную за острой кромкой экрана 22. Здесь происходит дополнительное дробление капель, их испарение и смешение с воздухом.The
Отклонение общего наружного воздушного канала 31 от оси топливовоздушного модуля 6 наружу приводит к увеличению поперечного размера зоны 39 обратных токов, расположенной в пилотной зоне 37 горения, и одновременно к увеличению полноты сгорания на режимах малой тяги за счет интенсификации смешения пилотного топлива с воздухом, поступающим в жаровую трубу 4 не только по внутреннему воздушному каналу 10, но и по общему наружному воздушному каналу 31. При этом и на режимах повышенной тяги образование и эмиссия оксидов азота NOx уменьшаются.Deviation of the common
Топливо, поданное через коллектор 30, сгорает в основной зоне 38 горения. В реакции горения с этим топливом участвует воздух, поданный через общий наружный воздушный канал 31. Предварительно воздух и топливо смешиваются в области 44 предварительного смешения (см. фиг. 1). Часть объема этой области занимает топливовоздушная струя, вытекающая из общего наружного воздушного канала 31, а другую часть объема занимает прифронтовая зона 42 рециркуляции, в которой в составе обедненной ТВС сгорает часть топлива, поданного в основную зону 38 горения. Продукты сгорания, образовавшиеся в зоне 42 рециркуляции и на ее границах, смешиваясь с топливовоздушной струей, ускоряют процесс испарения капель топлива и образование однородной бедной ТВС. Для увеличения расхода воздуха в зоне 42 рециркуляции, интенсификации смешения в ней топлива с воздухом, организации горения бедной по составу смеси, в зону 42 рециркуляции отводится воздух, использованный для ударно-конвективного охлаждения теплозащитного экрана 3 фронтового устройства. Воздух из зазора 5 между фронтовой плитой 2 и теплозащитным экраном 3 поступает в жаровую трубу 4 через сквозные каналы 8, расположенные вокруг внешней обечайки 24 общего наружного воздушного канала 31. В результате происходит снижение температуры продуктов сгорания основной зоны 38 в объеме жаровой трубы 4 КС.The fuel supplied through the
Таким образом, сообщение канала охлаждения с внутренним воздушным каналом при помощи отверстий, оси которых расположены в диапазоне от 0 до 90° относительно оси модуля, разворот стенок общего воздушного канала и концевого участка экрана наружу относительно оси модуля и сообщение воздушного зазора между фронтовой плитой и теплозащитным экраном с жаровой трубой обеспечивают снижение температуры продуктов сгорания в как можно большем объеме жаровой трубы КС за счет интенсификации предварительного смешения топлива с воздухом в основной зоне горения и интенсификации смешения продуктов сгорания с воздухом в пилотной зоне горения, что позволяет решить проблему снижения эмиссии оксидов азота NOx.Thus, the cooling channel communicates with the internal air channel using openings whose axes are in the range from 0 to 90 ° relative to the module axis, the walls of the common air channel and the end portion of the screen turn outward relative to the module axis, and the air gap between the front plate and the heat shield a screen with a flame tube ensure a decrease in the temperature of the combustion products in the largest possible volume of the flame tube of the compressor due to the intensification of the preliminary mixing of fuel with air in the main no combustion intensification and mixing with air the combustion products in the pilot combustion zone, which allows to solve the problem of reducing emission of nitrogen oxides NO x.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017133032A RU2667820C1 (en) | 2017-09-22 | 2017-09-22 | Front device of combustion chamber of gas-turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017133032A RU2667820C1 (en) | 2017-09-22 | 2017-09-22 | Front device of combustion chamber of gas-turbine engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2667820C1 true RU2667820C1 (en) | 2018-09-24 |
Family
ID=63669102
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017133032A RU2667820C1 (en) | 2017-09-22 | 2017-09-22 | Front device of combustion chamber of gas-turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2667820C1 (en) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2214630B (en) * | 1988-01-14 | 1991-11-13 | Gen Electric | Swirler and fuel injector for a gas turbine combustor |
| US5860049A (en) * | 1996-06-05 | 1999-01-12 | Hitachi, Ltd. | Developing apparatus and picture image forming apparatus |
| US6389815B1 (en) * | 2000-09-08 | 2002-05-21 | General Electric Company | Fuel nozzle assembly for reduced exhaust emissions |
| RU38212U1 (en) * | 2003-10-15 | 2004-05-27 | Наумейко Анатолий Васильевич | GAS FILLING GUN (OPTIONS) |
| RU2386082C1 (en) * | 2008-09-22 | 2010-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Device for preparing air-and-fuel mixture to be supplied to combustion chamber |
| RU2439435C1 (en) * | 2010-06-30 | 2012-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Gte combustion chamber front device fuel-air module |
-
2017
- 2017-09-22 RU RU2017133032A patent/RU2667820C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2214630B (en) * | 1988-01-14 | 1991-11-13 | Gen Electric | Swirler and fuel injector for a gas turbine combustor |
| US5860049A (en) * | 1996-06-05 | 1999-01-12 | Hitachi, Ltd. | Developing apparatus and picture image forming apparatus |
| US6389815B1 (en) * | 2000-09-08 | 2002-05-21 | General Electric Company | Fuel nozzle assembly for reduced exhaust emissions |
| RU38212U1 (en) * | 2003-10-15 | 2004-05-27 | Наумейко Анатолий Васильевич | GAS FILLING GUN (OPTIONS) |
| RU2386082C1 (en) * | 2008-09-22 | 2010-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Device for preparing air-and-fuel mixture to be supplied to combustion chamber |
| RU2439435C1 (en) * | 2010-06-30 | 2012-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Gte combustion chamber front device fuel-air module |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10704469B2 (en) | Auxiliary Torch Ingnition | |
| CN111065860B (en) | Auxiliary torch ignition | |
| US4271674A (en) | Premix combustor assembly | |
| JP4162429B2 (en) | Method of operating gas turbine engine, combustor and mixer assembly | |
| RU2618799C2 (en) | Fuel jet with axial flow (variants) and method of fuel and air pre-mixing | |
| JP4162430B2 (en) | Method of operating gas turbine engine, combustor and mixer assembly | |
| US5165241A (en) | Air fuel mixer for gas turbine combustor | |
| CN105041539B (en) | A kind of Multi-stage spiral combination type air atomizing fuel nozzle device and its control method | |
| JP4930921B2 (en) | Fuel injector for combustion chamber of gas turbine engine | |
| JP6812240B2 (en) | Air Fuel Premixer for Low Emission Turbine Combustors | |
| US20050044854A1 (en) | Air/fuel injection system having cold plasma generating means | |
| JP2005055091A (en) | Fuel / air premixer for gas turbine combustor | |
| JPH07190372A (en) | Combustion equipment for gas turbine | |
| JPH07305848A (en) | Reducing method of combustion instability in fuel nozzle-assembly, gas turbine device and low nox gas turbine device | |
| RU2439435C1 (en) | Gte combustion chamber front device fuel-air module | |
| CN204961141U (en) | Air atomizing fuel spray nozzle device | |
| CN108954388A (en) | A kind of multiple spot unit directly sprays fractional combustion room | |
| CN108072053A (en) | A kind of rotational flow atomization device | |
| US4155220A (en) | Combustion apparatus for a gas turbine engine | |
| CN108253455A (en) | A kind of premix and pre-evaporation minimum discharge head of combustion chamber and its combustion chamber | |
| RU2456510C1 (en) | Continuous-action combustion chamber | |
| JPH09178187A (en) | Combustion equipment provided with radial inflow dual fuel injector and fuel air mixing tube | |
| CN107228362B (en) | A kind of oil-poor direct-injection low pollution combustor of multiple spot with precombustion chamber | |
| RU2749434C1 (en) | Air-fuel burner and frontal device of combustion chamber | |
| RU2667820C1 (en) | Front device of combustion chamber of gas-turbine engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20210804 |
