[go: up one dir, main page]
More Web Proxy on the site http://driver.im/

RU2006106378A - Узел жаровой трубы камеры сгорания и узел камеры сгорания - Google Patents

Узел жаровой трубы камеры сгорания и узел камеры сгорания Download PDF

Info

Publication number
RU2006106378A
RU2006106378A RU2006106378/06A RU2006106378A RU2006106378A RU 2006106378 A RU2006106378 A RU 2006106378A RU 2006106378/06 A RU2006106378/06 A RU 2006106378/06A RU 2006106378 A RU2006106378 A RU 2006106378A RU 2006106378 A RU2006106378 A RU 2006106378A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
cooling holes
group
passage
node according
specified
Prior art date
Application number
RU2006106378/06A
Other languages
English (en)
Inventor
Стивен У. БЕРД (US)
Стивен У. БЕРД
Альберт К. ЧЭУН (US)
Альберт К. ЧЭУН
Original Assignee
Юнайтид Текнолоджиз Копэрейшн (US)
Юнайтид Текнолоджиз Копэрейшн
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Юнайтид Текнолоджиз Копэрейшн (US), Юнайтид Текнолоджиз Копэрейшн filed Critical Юнайтид Текнолоджиз Копэрейшн (US)
Publication of RU2006106378A publication Critical patent/RU2006106378A/ru

Links

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
    • F23R3/002—Wall structures
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03041—Effusion cooled combustion chamber walls or domes
    • 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03042—Film cooled combustion chamber walls or domes

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Gas Burners (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

1. Узел жаровой трубы камеры сгорания, включающий оболочку, образующую проход и имеющую охлаждающие отверстия, выполненные в указанной оболочке, отличающийся тем, что он имеет первую группу охлаждающих отверстий, расположенных в области, начинающейся выше по направлению потока от указанного прохода и продолжающейся ниже по направлению потока от передней кромки указанного прохода, и вторую группу охлаждающих отверстий, расположенных за пределами указанной области первой группы охлаждающих отверстий и с большим интервалом, чем охлаждающие отверстия указанной первой группы.2. Узел по п.1, отличающийся тем, что указанная вторая группа охлаждающих отверстий расположена выше по направлению потока от указанной первой группы охлаждающих отверстий.3. Узел по п.1, отличающийся тем, что он включает третью группу охлаждающих отверстий, расположенных с большим интервалом, чем охлаждающие отверстия указанных первой и второй групп.4. Узел по п.3, отличающийся тем, что указанная третья группа охлаждающих отверстий начинается в области ниже по направлению потока от указанной первой группы охлаждающих отверстий.5. Узел по п.1, отличающийся тем, что указанная первая группа охлаждающих отверстий заканчивается в области задней кромки указанного прохода.6. Узел по п.1, отличающийся тем, что указанная первая группа охлаждающих отверстий заканчивается в области ниже по направлению потока от указанного прохода.7. Узел по п.1, отличающемся тем, что указанная первая группа охлаждающих отверстий заканчивается в области между передней кромкой и задней кромками указанного прохода.8. Узел по п.1, отличающийся тем, что указанная оболочка име�

Claims (33)

1. Узел жаровой трубы камеры сгорания, включающий оболочку, образующую проход и имеющую охлаждающие отверстия, выполненные в указанной оболочке, отличающийся тем, что он имеет первую группу охлаждающих отверстий, расположенных в области, начинающейся выше по направлению потока от указанного прохода и продолжающейся ниже по направлению потока от передней кромки указанного прохода, и вторую группу охлаждающих отверстий, расположенных за пределами указанной области первой группы охлаждающих отверстий и с большим интервалом, чем охлаждающие отверстия указанной первой группы.
2. Узел по п.1, отличающийся тем, что указанная вторая группа охлаждающих отверстий расположена выше по направлению потока от указанной первой группы охлаждающих отверстий.
3. Узел по п.1, отличающийся тем, что он включает третью группу охлаждающих отверстий, расположенных с большим интервалом, чем охлаждающие отверстия указанных первой и второй групп.
4. Узел по п.3, отличающийся тем, что указанная третья группа охлаждающих отверстий начинается в области ниже по направлению потока от указанной первой группы охлаждающих отверстий.
5. Узел по п.1, отличающийся тем, что указанная первая группа охлаждающих отверстий заканчивается в области задней кромки указанного прохода.
6. Узел по п.1, отличающийся тем, что указанная первая группа охлаждающих отверстий заканчивается в области ниже по направлению потока от указанного прохода.
7. Узел по п.1, отличающемся тем, что указанная первая группа охлаждающих отверстий заканчивается в области между передней кромкой и задней кромками указанного прохода.
8. Узел по п.1, отличающийся тем, что указанная оболочка имеет кольцеобразную форму, а указанные охлаждающие отверстия первой и второй групп размещены кольцевыми рядами, разнесенными по оси.
9. Узел по п.1, отличающийся тем, что охлаждающие отверстия указанных первой и второй групп имеют диаметр от 0,254 до 1,27 мм.
10. Узел по п.1, отличающийся тем, что охлаждающие отверстия указанных первой и второй групп имеют диаметр от 0,508 до 0,762 мм.
11. Узел по п.1, отличающийся тем, что указанные охлаждающие отверстия первой группы расположены относительно друг друга в осевом и круговом направлениях с интервалами, составляющими приблизительно от 2 до 15 диаметров указанных охлаждающих отверстий.
12. Узел по п.1, отличающийся тем, что указанные охлаждающие отверстия первой группы расположены относительно друг друга в осевом и круговом направлениях с интервалами, составляющими приблизительно от 4 до 5 диаметров указанных охлаждающих отверстий.
13. Узел по п.1, отличающийся тем, что охлаждающие отверстия указанной второй группы расположены относительно друг друга в осевом и круговом направлениях с интервалами, составляющими приблизительно от 5 до 6 диаметров одного из указанных охлаждающих отверстий.
14. Узел по п.3, отличающийся тем, что указанные охлаждающие отверстия третьей группы расположены относительно друг друга в осевом и круговом направлениях с интервалами, составляющими приблизительно от 6 до 7 диаметров одного из указанных охлаждающих отверстий.
15. Узел по п.1, отличающийся тем, что указанные охлаждающие отверстия расположены наклоненными под углом относительно поверхности указанной оболочки.
16. Узел по п.15, отличающийся тем, что указанный угол наклона составляет от 10 до 45° относительно осевого направления.
17. Узел по п.15, отличающийся тем, что указанный угол наклона составляет от 20 до 30° в осевом направлении.
18. Узел по п.17, отличающийся тем, что указанный угол наклона представляет собой составной угол, имеющий осевую и поперечную компоненты.
19. Узел по п.1, отличающийся тем, что указанный проход имеет больший размер, чем указанные охлаждающие отверстия.
20. Узел по п.1, отличающийся тем, что указанный проход представляет собой смесительное отверстие.
21. Узел по п.1, отличающийся тем, что указанный проход является проходом более интенсивного потока воздуха, чем поток охлаждающего воздуха.
22. Узел по п.1, отличающийся тем, что указанный проход расположен с возможностью направления проходящего через него потока воздуха в основном по нормали к поверхности указанной оболочки.
23. Узел камеры сгорания, включающий жаровую трубу, имеющую проход и группу охлаждающих отверстий, выполненных в ней с возможностью подвода потока охлаждающего воздуха, отличающийся тем, что он имеет первую группу охлаждающих отверстий, расположенных в области, начинающейся выше по направлению потока от передней кромки указанного прохода, и вторую группу охлаждающих отверстий, расположенных за пределами указанной области первой группы охлаждающих отверстий и с большим интервалом, чем охлаждающие отверстия указанной первой группы.
24. Узел по п.23, отличающийся тем, что указанная первая группа охлаждающих отверстий заканчивается в области задней кромки указанного прохода.
25. Узел по п.23, отличающийся тем, что указанная первая группа охлаждающих отверстий заканчивается в области, расположенной ниже по направлению потока от задней кромки указанного прохода.
26. Узел по п.23, отличающийся тем. что указанная первая группа охлаждающих отверстий заканчивается в области, расположенной выше по направлению потока от задней кромки указанного прохода.
27. Узел по п.23, отличающийся тем, что указанная вторая группа охлаждающих отверстий расположена в области выше по направлению потока от указанной первой группы охлаждающих отверстий.
28. Узел по п.23, отличающийся тем, что указанные охлаждающие отверстия первой группы расположены с интервалами в осевом и круговом направлениях, составляющими от 2 до 15 диаметров отверстий.
29. Узел по п.23, отличающийся тем. что указанные охлаждающие отверстия первой группы расположены с интервалами в осевом и круговом направлениях, составляющими от 4 до 5 диаметров отверстий.
30. Узел по п.23, отличающийся тем, что указанные охлаждающие отверстия второй группы расположены с интервалами в осевом и круговом направлениях, составляющими от 5 до 6 диаметров отверстий.
31. Узел по п.23, отличающийся тем, что он включает третью группу охлаждающих отверстий, расположенных с большим интервалом, чем в указанные охлаждающие отверстия первой и второй групп.
32. Узел по п.31, отличающийся тем, что указанные охлаждающие отверстия третьей группы расположены с интервалами в осевом и круговом направлениях, составляющими приблизительно от 6 до 7 диаметров отверстия.
33. Узел по п.31, отличающийся тем, что указанная третья группа охлаждающих отверстий расположена в области ниже по направлению потока от указанной первой группы охлаждающих отверстий.
RU2006106378/06A 2005-03-01 2006-03-01 Узел жаровой трубы камеры сгорания и узел камеры сгорания RU2006106378A (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/069.095 2005-03-01
US11/069,095 US7614235B2 (en) 2005-03-01 2005-03-01 Combustor cooling hole pattern

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2006106378A true RU2006106378A (ru) 2007-09-20

Family

ID=36283699

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2006106378/06A RU2006106378A (ru) 2005-03-01 2006-03-01 Узел жаровой трубы камеры сгорания и узел камеры сгорания

Country Status (5)

Country Link
US (1) US7614235B2 (ru)
EP (1) EP1705426B1 (ru)
JP (1) JP2006242561A (ru)
IL (1) IL174004A0 (ru)
RU (1) RU2006106378A (ru)

Families Citing this family (52)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7631502B2 (en) * 2005-12-14 2009-12-15 United Technologies Corporation Local cooling hole pattern
US7934382B2 (en) * 2005-12-22 2011-05-03 United Technologies Corporation Combustor turbine interface
US7856830B2 (en) * 2006-05-26 2010-12-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Noise reducing combustor
US7669422B2 (en) * 2006-07-26 2010-03-02 General Electric Company Combustor liner and method of fabricating same
US8171634B2 (en) 2007-07-09 2012-05-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Method of producing effusion holes
US7905094B2 (en) * 2007-09-28 2011-03-15 Honeywell International Inc. Combustor systems with liners having improved cooling hole patterns
FR2922630B1 (fr) * 2007-10-22 2015-11-13 Snecma Paroi de chambre de combustion a dilution et refroidissement optimises,chambre de combustion et turbomachine en etant munies
FR2922629B1 (fr) * 2007-10-22 2009-12-25 Snecma Chambre de combustion a dilution optimisee et turbomachine en etant munie
EP2116770B1 (en) * 2008-05-07 2013-12-04 Siemens Aktiengesellschaft Combustor dynamic attenuation and cooling arrangement
DE102008026463A1 (de) * 2008-06-03 2009-12-10 E.On Ruhrgas Ag Verbrennungseinrichtung für eine Gasturbinenanlage
GB2461542B (en) * 2008-07-03 2010-10-13 Rolls Royce Plc Combustion Arrangement with Dilution and Trim Ports
US8091367B2 (en) * 2008-09-26 2012-01-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor with improved cooling holes arrangement
DE102009033592A1 (de) * 2009-07-17 2011-01-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammer mit Starterfilm zur Kühlung der Brennkammerwand
FR2950415B1 (fr) * 2009-09-21 2011-10-14 Snecma Chambre de combustion de turbomachine aeronautique avec trous de combustion decales ou de debits differents
FR2973443B1 (fr) * 2011-03-30 2016-07-22 Snecma Capot primaire poreux pour turboreacteur
US8727714B2 (en) 2011-04-27 2014-05-20 Siemens Energy, Inc. Method of forming a multi-panel outer wall of a component for use in a gas turbine engine
FR2979416B1 (fr) * 2011-08-26 2013-09-20 Turbomeca Paroi de chambre de combustion
FR2982008B1 (fr) * 2011-10-26 2013-12-13 Snecma Paroi annulaire de chambre de combustion a refroidissement ameliore au niveau des trous primaires et de dilution
US10378775B2 (en) * 2012-03-23 2019-08-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor heat shield
EP2644995A1 (en) * 2012-03-27 2013-10-02 Siemens Aktiengesellschaft An improved hole arrangement of liners of a combustion chamber of a gas turbine engine with low combustion dynamics and emissions
US9052111B2 (en) 2012-06-22 2015-06-09 United Technologies Corporation Turbine engine combustor wall with non-uniform distribution of effusion apertures
JP6231114B2 (ja) * 2012-10-24 2017-11-15 ゼネラル エレクトリック テクノロジー ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツングＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ＧｍｂＨ 希釈ガス混合器を備えた２段燃焼
US10260748B2 (en) * 2012-12-21 2019-04-16 United Technologies Corporation Gas turbine engine combustor with tailored temperature profile
US11143030B2 (en) 2012-12-21 2021-10-12 Raytheon Technologies Corporation Coating process for gas turbine engine component with cooling holes
US10815796B2 (en) 2013-01-30 2020-10-27 Raytheon Technologies Corporation Coating process for gas turbine engine component with cooling holes
US9958160B2 (en) * 2013-02-06 2018-05-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with upstream-directed cooling film holes
US9541292B2 (en) 2013-03-12 2017-01-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor for gas turbine engine
US9228747B2 (en) 2013-03-12 2016-01-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor for gas turbine engine
US9127843B2 (en) 2013-03-12 2015-09-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor for gas turbine engine
US9366187B2 (en) 2013-03-12 2016-06-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Slinger combustor
US9958161B2 (en) * 2013-03-12 2018-05-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor for gas turbine engine
EP3033574B1 (en) * 2013-08-16 2020-04-29 United Technologies Corporation Gas turbine engine combustor bulkhead assembly and method of cooling the bulkhead assembly
US10704424B2 (en) * 2013-11-04 2020-07-07 Raytheon Technologies Corporation Coated cooling passage
US10317080B2 (en) 2013-12-06 2019-06-11 United Technologies Corporation Co-swirl orientation of combustor effusion passages for gas turbine engine combustor
US10697636B2 (en) * 2013-12-06 2020-06-30 Raytheon Technologies Corporation Cooling a combustor heat shield proximate a quench aperture
DE102014009580A1 (de) * 2014-07-01 2016-01-07 Jenoptik Automatisierungstechnik Gmbh Verfahren und Vorrichtung zum Erstellen eines Musters für ein Werkstück sowie Werkstück
US9851105B2 (en) 2014-07-03 2017-12-26 United Technologies Corporation Self-cooled orifice structure
WO2016032434A1 (en) * 2014-08-26 2016-03-03 Siemens Energy, Inc. Film cooling hole arrangement for acoustic resonators in gas turbine engines
EP3018417B8 (en) 2014-11-04 2021-03-31 Raytheon Technologies Corporation Low lump mass combustor wall with quench aperture(s)
US10598382B2 (en) * 2014-11-07 2020-03-24 United Technologies Corporation Impingement film-cooled floatwall with backside feature
US10260751B2 (en) * 2015-09-28 2019-04-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Single skin combustor with heat transfer enhancement
JP6026028B1 (ja) * 2016-03-10 2016-11-16 三菱日立パワーシステムズ株式会社 燃焼器用パネル、燃焼器、燃焼装置、ガスタービン、及び燃焼器用パネルの冷却方法
US10436450B2 (en) * 2016-03-15 2019-10-08 General Electric Company Staged fuel and air injectors in combustion systems of gas turbines
US20180030899A1 (en) * 2016-07-27 2018-02-01 Honda Motor Co., Ltd. Structure for supporting spark plug for gas turbine engine
CN106247402B (zh) * 2016-08-12 2019-04-23 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种火焰筒
US20180266687A1 (en) * 2017-03-16 2018-09-20 General Electric Company Reducing film scrubbing in a combustor
US11221143B2 (en) 2018-01-30 2022-01-11 General Electric Company Combustor and method of operation for improved emissions and durability
US11313560B2 (en) 2018-07-18 2022-04-26 General Electric Company Combustor assembly for a heat engine
JP6508499B1 (ja) * 2018-10-18 2019-05-08 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン静翼、これを備えているガスタービン、及びガスタービン静翼の製造方法
US11346253B2 (en) * 2019-03-22 2022-05-31 Raytheon Technologies Corporation Liner apparatus and method of inspecting and/or cleaning a liner annular region
EP3848556A1 (en) * 2020-01-13 2021-07-14 Ansaldo Energia Switzerland AG Gas turbine engine having a transition piece with inclined cooling holes
US20220373182A1 (en) * 2021-05-21 2022-11-24 General Electric Company Pilot fuel nozzle assembly with vented venturi

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2692014A (en) * 1952-03-18 1954-10-19 Jet Heet Inc Burner for liquid and gaseous fuels
GB1492049A (en) * 1974-12-07 1977-11-16 Rolls Royce Combustion equipment for gas turbine engines
US5233828A (en) * 1990-11-15 1993-08-10 General Electric Company Combustor liner with circumferentially angled film cooling holes
US5241827A (en) * 1991-05-03 1993-09-07 General Electric Company Multi-hole film cooled combuster linear with differential cooling
US5289686A (en) * 1992-11-12 1994-03-01 General Motors Corporation Low nox gas turbine combustor liner with elliptical apertures for air swirling
DE19502328A1 (de) * 1995-01-26 1996-08-01 Bmw Rolls Royce Gmbh Hitzeschild für eine Gasturbinen-Brennkammer
FR2733582B1 (fr) * 1995-04-26 1997-06-06 Snecma Chambre de combustion comportant une multiperforation d'inclinaison axiale et tangentielle variable
US6192689B1 (en) * 1998-03-18 2001-02-27 General Electric Company Reduced emissions gas turbine combustor
US6145319A (en) * 1998-07-16 2000-11-14 General Electric Company Transitional multihole combustion liner
US6205789B1 (en) * 1998-11-13 2001-03-27 General Electric Company Multi-hole film cooled combuster liner
US6266961B1 (en) * 1999-10-14 2001-07-31 General Electric Company Film cooled combustor liner and method of making the same
US6408629B1 (en) * 2000-10-03 2002-06-25 General Electric Company Combustor liner having preferentially angled cooling holes
US6513331B1 (en) * 2001-08-21 2003-02-04 General Electric Company Preferential multihole combustor liner
DE10214573A1 (de) * 2002-04-02 2003-10-16 Rolls Royce Deutschland Brennkammer einer Gasturbine mit Starterfilmkühlung
US6751961B2 (en) * 2002-05-14 2004-06-22 United Technologies Corporation Bulkhead panel for use in a combustion chamber of a gas turbine engine
US7093439B2 (en) * 2002-05-16 2006-08-22 United Technologies Corporation Heat shield panels for use in a combustor for a gas turbine engine
US7121095B2 (en) * 2003-08-11 2006-10-17 General Electric Company Combustor dome assembly of a gas turbine engine having improved deflector plates
US7036316B2 (en) * 2003-10-17 2006-05-02 General Electric Company Methods and apparatus for cooling turbine engine combustor exit temperatures
US7260936B2 (en) * 2004-08-27 2007-08-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor having means for directing air into the combustion chamber in a spiral pattern
US7216485B2 (en) * 2004-09-03 2007-05-15 General Electric Company Adjusting airflow in turbine component by depositing overlay metallic coating
US7186091B2 (en) * 2004-11-09 2007-03-06 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine components
US7310938B2 (en) * 2004-12-16 2007-12-25 Siemens Power Generation, Inc. Cooled gas turbine transition duct
FR2892180B1 (fr) * 2005-10-18 2008-02-01 Snecma Sa Amelioration des perfomances d'une chambre de combustion par multiperforation des parois
US7631502B2 (en) * 2005-12-14 2009-12-15 United Technologies Corporation Local cooling hole pattern

Also Published As

Publication number Publication date
EP1705426A1 (en) 2006-09-27
IL174004A0 (en) 2006-08-01
US20060196188A1 (en) 2006-09-07
JP2006242561A (ja) 2006-09-14
US7614235B2 (en) 2009-11-10
EP1705426B1 (en) 2011-12-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2006106378A (ru) Узел жаровой трубы камеры сгорания и узел камеры сгорания
CN101743442B (zh) 燃气轮机燃烧器
CN1243195C (zh) 燃气轮机燃烧器
RU2010110965A (ru) Завихритель, способ предотвращения обратного удара пламени в горелке, по меньшей мере, с одним завихрителем и горелка
JP2008286199A (ja) タービンエンジンを冷却する方法及び装置
RU2006136873A (ru) Усовершенствование характеристик камеры сгорания при помощи мультиперфорирования ее стенок
RU2008121212A (ru) Камера сгорания с распределенной подачей воздуха для снижения выхлопов
RU2010144562A (ru) Завихритель с газовыми инжекторами
RU2006144596A (ru) Узел жаровой трубы (варианты) и способ регулирования температуры поверхности жаровой трубы
RU2006142825A (ru) Устройство впрыскивания смеси топлива с воздухом, камера сгорания и газотурбинный двигатель, снабженный таким устройством
JP2007198727A (ja) ガスタービンエンジンの燃焼装置用の壁要素
RU2013110459A (ru) Система, содержащая топливную форсунку (варианты ), и система, содержащая трубку предварительного смешивания
JP2010209912A5 (ru)
JP2011220669A5 (ru)
RU2008128382A (ru) Оптимизация противонагарного слоя в инжекторной системе
JPH08178289A (ja) 燃焼室用燃料／空気混合装置
RU2006103679A (ru) Обтекатель камеры сгорания газотурбинного двигателя
JP2014077627A5 (ru)
JP2011089760A (ja) 複数ノズル構成内への不均衡流れ分布を減少させる燃焼器ヘッドエンド案内ベーン
RU2017145251A (ru) Кольцевая стенка камеры сгорания с оптимизированным охлаждением
RU2013109306A (ru) Камера сгорания газовой турбины
CN107314369B (zh) 一种预混点火、扩散燃烧器系统
EP3315861B1 (en) Gas burner
CN207365100U (zh) 燃气轮机的燃料喷嘴
CN110274225B (zh) 一种安装支架及其燃烧器系统

Legal Events

Date Code Title Description
FA94 Acknowledgement of application withdrawn (non-payment of fees)

Effective date: 20071203