UA76709C2 - Аеромеханічна паливоподавальна система з первинним завихрювачем, який захищений від зворотного потоку - Google Patents

Аеромеханічна паливоподавальна система з первинним завихрювачем, який захищений від зворотного потоку Download PDF

Info

Publication number
UA76709C2
UA76709C2 UA2002075852A UA2002075852A UA76709C2 UA 76709 C2 UA76709 C2 UA 76709C2 UA 2002075852 A UA2002075852 A UA 2002075852A UA 2002075852 A UA2002075852 A UA 2002075852A UA 76709 C2 UA76709 C2 UA 76709C2
Authority
UA
Ukraine
Prior art keywords
fuel
swirler
fuel supply
combustion chamber
injection nozzle
Prior art date
Application number
UA2002075852A
Other languages
English (en)
Russian (ru)
Inventor
Бодуен Крістоф
Комаре Патріс-Андре
Вігур'є Крістоф
Original Assignee
Снекма Мотерс
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 Снекма Мотерс filed Critical Снекма Мотерс
Publication of UA76709C2 publication Critical patent/UA76709C2/uk

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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)
  • Nozzles (AREA)
  • Nozzles For Spraying Of Liquid Fuel (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)

Abstract

Паливоподавальна система камери згоряння турбомашини містить паливоподавальну форсунку, яка забезпечує розпилення палива у камері згоряння, і змішувально-дефлекторний блок, який розташований коаксіально вказаній паливоподавальній форсунці і призначений для створення суміші окислювача палива з паливом і її розпилення у вказаній камері згоряння. Змішувально-дефлекторний блок містить первинний завихрювач (40) і вторинний завихрювач (42), які розташовані на визначеній відстані один від одного по осі і розділені за допомогою пристрою (44) Вентурі, розташованого коаксіально вказаній паливоподавальній форсунці. При цьому первинний завихрювач жорстко прикріплений до вказаної паливоподавальної форсунки і віддалений від неї на сталу радіальну відстань, яку вибрано таким чином, що паливо, яке розпилене вказаною паливоподавальною форсункою, ніяким чином не може попадати на вказаний первинний завихрювач. Переважно, внутрішня поверхня (44А) пристрою Вентурі має на своїй передній частині стрибок Р кута нахилу.

Description

Опис винаходу
Винахід відноситься до області турбомашин, і зокрема, до вирішення проблем, які виникають при 2 вприскуванні палива у камеру згоряння турбомашини.
У традиційному виконанні турбореактивного або газотурбінного двигуна, як це показано на Фіг.4, вприскування палива у камеру згоряння 50 здійснюється за допомогою декількох паливоподавальних систем 52.
Кожна з них містить як паливоподавальну форсунку 54, яка забезпечує розпилення палива у камеру згоряння, так і змішувально-дефлекторний блок 56, який призначений для утворення суміші окиснювача палива з паливом їй розпилення у цій камері. Вказаний змішувально-дефлекторний блок містить перший, або первинний завихрювач 58, який встановлений з можливістю ковзного переміщення на паливоподавальній форсунці 54 (за допомогою втулки 60), пристрій 62 Вентурі, другий, або вторинний завихрювач 64 і дефлектор 66, жорстко закріплений на днищі 68 камери згоряння. Прикладами таких рішень, які відповідають рівню техніки, можуть бути системи по патентній заявці Франції Мо2728330 і патенту США Мо5490378. Слід відмітити, що, як це показано на 12 ФігБ, у всіх відомих до цього часу паливоподавальних системах внутрішня поверхня пристрою Вентурі, на яку падає потік розпиленого форсункою 54 палива, завжди являє собою безперервну (або плавну) поверхню (тобто таку, що не має стрибків кута нахилу) до місця виходу повітря із первинного завихрювача.
Ця звичайна конструкція паливоподавальної системи має той головний недолік, що при визначених умовах експлуатації вона створює ризик небезпечного самозаймання, яке може викликати руйнування камери згоряння.
Дійсно, падіння потоку палива на внутрішню поверхню пристрою Вентурі, необхідне для одержання паливної плівки, яка далі розривається на дрібні крапельки зрізувальним впливом потоків від первинного і вторинного завихрювачів, іноді перетворюється у підняття палива до лопаток первинного завихрювача. Окрім того, той факт, що зона падіння потоку палива на цю внутрішню поверхню не є точно локалізованою, може викликати випадкове вприскування палива назустріч потоку в цей первинний завихрювач. Такий зворотний хід палива у первинний с завихрювач може призвести до виходу палива за межі плазмової труби і до зруйнування камери згоряння і всієї (У турбомашини.
Задача, на вирішення якої направлений винахід, полягає в усуненні вказаних недоліків і у створенні паливоподавальної системи у турбомашині, яка містить як паливоподавальну форсунку, яка забезпечує розпилення палива в камеру згоряння, так і змішувально-дефлекторний блок, який розташований симетрично осі о вказаної паливоподавальної форсунки і призначений для створення суміші окиснювача палива з паливом і її ав розпилення у вказаній камері згоряння, причому вказаний змішувально-дефлекторний блок містить перший (або первинний) завихрювач і, принаймні, другий (або вторинний) завихрювач, які розташовані із взаємним зміщенням в уздовж вказаної осі і розділені за допомогою пристрою Вентурі, який розташований коаксіально вказаній Ге) паливоподавальній форсунці. Система по винаходу характеризується тим, що вказаний перший завихрювач 3о жорстко прикріплений до вказаної форсунки і розташований на сталій відстані від неї у радіальному напрямку. в
При цьому вказана відстань вибрана таким чином, що паливо, розпилене вказаною форсункою, ніяким чином не може попадати на вказаний перший завихрювач.
Переважно другий завихрювач встановлений з можливістю ковзного переміщення відносно вказаної « паливоподавальної форсунки за допомогою кільця, яке жорстко з'єднане із вказаним другим завихрювачем і З може зміщуватися перпендикулярно осі вказаної форсунки у кільцевому гнізді вказаного пристрою Вентурі. с За рахунок такої системи ковзного з'єднання на рівні тільки вторинного завихрювача усувається небезпека з» вприскування палива протитечією у первинний завихрювач.
Згідно оптимальному прикладу виконання вказаний пристрій Вентурі містить внутрішню поверхню, яка має на передній частині стрибок кута нахилу. Ця передня частина внутрішньої поверхні може містити виступ, який звернений всередину або назовні. 7 За рахунок такого спеціального виконання пристрою Вентурі може бути усунене попадання палива у
Ге»! первинний завихрювач капілярним шляхом.
Приклади здійснення винаходу, його додаткові особливості і переваги будуть детально описані із посиланням 7 на додані креслення, на яких: ав! 20 Фіг.1 схематично зображує частину паливоподавальної системи турбомашини у відповідності з винаходом у повздовжньому перерізі уздовж осі, с Фіг.2 зображує у збільшеному вигляді вузол системи на Фіг.1 у першому прикладі виконання винаходу,
Фіг.3 зображує у збільшеному вигляді вузол системи на Фіг.1 у другому прикладі виконання винаходу,
Фіг4 схематично зображує у повздовжньому перерізі уздовж осі частину паливоподавальної системи 29 турбомашини у відповідності з рівнем техніки,
ГФ) Фіг.5 зображує у збільшеному вигляді вузол системи на Фіг.4.
На Фіг.1 показана у осьовому перерізі частина паливоподавальної системи турбомашини, яка містить о кільцеве зовнішнє обшиття (або зовнішній корпус) 12 з повздовжньою віссю 10 і коаксіально їй кільцеве внутрішнє обшиття (або внутрішній корпус) 14. Між обшиттями 12 і 14 утворений кільцевий простір 16, який 60 призначений для прийому стисненого окиснювача, - у типовому випадку, повітря. Окиснювач подається від компресора турбомашини (не показаний) по кільцевому каналу 18 з розсіювальною решіткою 18а, який формує загальний потік Е витікання газу. У просторі 16 встановлений, по ходу потоку газу, спочатку блок вприскування, який містить декілька паливоподавальних систем 20 (систем вприскування), укріплених на зовнішньому обшитті 12 і рівномірно рознесених навколо каналу 18. Далі слідують кільцева камера 22 згоряння і 65 потім кільцевий розподілювач (не показаний), який створює вхідний виступ турбіни високого тиску.
Кільцева камера згоряння створена зовнішньою поздовжньою стінкою 24 і внутрішньою осьовою стінкою 26, причому обидві стінки коаксіальні осі 10, і поперечною (фронтальною) стінкою 28, яка створює днище камери і оснащена декількома вікнами ЗО для встановлення паливоподавальних систем. Різні з'єднання між осьовими стінками 24, 26 камери згоряння з боку вхідного ( фронтального) кінця, а також продовжуючими їх козирками 32, 34 і відігнутими краями днища 28 камери виконані за допомогою будь-яких відомих кріпильних засобів (не показані), - наприклад за допомогою болтів з конічними головками, переважно по типу шпильки.
Кожна паливоподавальна система блока вприскування містить як паливоподавальну форсунку Зб, яка забезпечує розпилення палива у камеру згоряння, так і змішувально-дефлекторний блок 38, який розташований /о Коаксіально вказаній паливоподавальній форсунці і призначений для створення суміші окиснювача палива з паливом і її розпилення у камері згоряння. Цей змішувально-дефлекторний блок містить перший (або первинний) завихрювач 40 і другий (або вторинний) завихрювач 42, які розташовані на визначеній відстані один від одного на осі і розділені за допомогою пристрою 44 Вентурі. Вторинний завихрювач продовжений дефлектором 46, який укріплений на днищі 28 камери згоряння і проходить через вікно 30 у камері 22 згоряння.
У відповідності з винаходом первинний завихрювач 40 жорстко укріплений на форсунці 36, наприклад за допомогою втулки 48, що забезпечує визначену радіальну відстань між цими компонентами. Ця відстань визначається таким чином, щоб незалежно від режиму роботи турбомашини (самообертання, уповільнення, повний газ) паливо, розпилене паливоподавальною форсункою, ніяким чином не могло попасти на первинний завихрювач. За рахунок цього усувається випадкова можливість вприскування палива протитечією у вказаний первинний завихрювач у результаті дисперсії палива, яка природним шляхом може відбуватися у одній або іншій паливоподавальній системі (у залежності від кутів вприскування, периферійної однорідності палива і інших умов) при відбитті палива пристроєм Вентурі.
Згідно першому прикладу здійснення винаходу на Фіг.2 пристрій Вентурі додатково містить на своїй внутрішній поверхні 44А передню частину із стрибкоподібною зміною Р кута нахилу. Цей стрибок кута нахилу сч призначений для того, щоб усунути або, принаймні, суттєво знизити будь-який ризик підйому палива капілярними силами у первинний завихрювач 40 паливоподавальної системи 20. Зона стрибкоподібного перепаду кута і) нахилу, яка виконана таким чином, що знаходиться спереду від зовнішньої поверхні Е конуса факела вприскування палива, може бути сформована за допомогою виступу, який звернений усередину (Фіг.2). У прикладі виконання по Фіг.З стрибок кута нахилу створений, навпаки, виступом, який звернений назовні. б зо Окрім того, для створення достатнього кутового віддалення між паливоподавальною форсункою Зб, яка жорстко з'єднана з зовнішнім обшиттям 12, і змішувально-дефлекторним блоком 38 (зокрема, для компенсації о температурного розширення) вторинний завихрювач 42 встановлений з можливістю ковзного переміщення ї- відносно цієї форсунки у напрямку, перпендикулярному осі 5 паливоподавальної форсунки. Це встановлення може здійснюватися, наприклад за допомогою кільця 47, яке жорстко укріплене на цій вторинній форсунці і може ісе) зміщуватися у кільцевому гнізді 49 пристрою 44 Вентурі. Для забезпечення можливості зміщення між ї- внутрішньою периферією кільцевого гнізда і зовнішньою периферією кільця залишено достатній зазор.
За рахунок запропонованого ковзного з'єднання паливоподавальна форсунка постійно центрована по відношенню до первинного завихрювача і пристрою Вентурі з усуненням можливості вприскування палива протитечією, а стрибок кута нахилу поверхні пристрою Вентурі додатково дозволяє уникнути будь-якої « можливості піднесення палива під дією капілярних сил. Таким чином, завдяки особливій конструкції у з с відповідності з винаходом забезпечується задовільне розпилення палива при усіх умовах польоту. Особливо це стосується найбільш важких умов зворотного запалювання під час самообертання при низькому числі Маха, ;» тобто при тих умовах, при яких перепади тиску для подачі повітря надто низькі, щоб гарантувати достатнє розпилення палива і таким чином одержати широку область зворотного запалення.
Ше

Claims (5)

  1. Формула винаходу -І 1. Паливоподавальна система камери згоряння турбомашини, яка містить паливоподавальну форсунку (36), Ка забезпечує розпилення палива у камеру (22) згоряння, і змішувально-дефлекторний блок (38), який о розташований симетрично осі вказаної паливоподавальної форсунки для створення суміші окислювача палива з Ге; паливом і її розпилення у камері згоряння, причому змішувально-дефлекторний блок містить перший (або первинний) завихрювач (40) і принаймні другий (або вторинний) завихрювач (42), які розташовані із взаємним зміщенням уздовж вказаної осі і розділені за допомогою пристрою (44) Вентурі, розташованого коаксіально паливоподавальній форсунці, яка відрізняється тим, що перший завихрювач жорстко прикріплений до паливоподавальної форсунки і розташований на сталій відстані від неї у радіальному напрямку, причому (Ф) відстань вибрана таким чином, що паливо, розпилене паливоподавальною форсункою, ніяким чином не може ГІ попадати на перший завихрювач.
  2. 2. Паливоподавальна система за п. 1, яка відрізняється тим, що другий завихрювач встановлений з во можливістю ковзного переміщення відносно паливоподавальної форсунки за допомогою кільця (47), яке жорстко з'єднане з другим завихрювачем і має можливість зміщуватися перпендикулярно осі (5) паливоподавальної форсунки у кільцевому гнізді (49) пристрою Вентурі.
  3. 3. Паливоподавальна система за п. 1, яка відрізняється тим, що пристрій Вентурі має внутрішню поверхню (44А), яка має на передній частині стрибок (Р) кута нахилу. 65
  4. 4. Паливоподавальна система за п. З, яка відрізняється тим, що передня частина внутрішньої поверхні пристрою Вентурі містить виступ, обернений усередину.
  5. 5. Паливоподавальна система за п. З, яка відрізняється тим, що передня частина внутрішньої поверхні пристрою Вентурі містить виступ, обернений назовні. с щі 6) (о) то о ча (Се) і - -
    с . и? -І (о) -І г ШИ 3е) іме) 60 б5
UA2002075852A 2001-07-16 2002-07-15 Аеромеханічна паливоподавальна система з первинним завихрювачем, який захищений від зворотного потоку UA76709C2 (uk)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0109456A FR2827367B1 (fr) 2001-07-16 2001-07-16 Systeme d'injection aeromecanique a vrille primaire anti-retour

Publications (1)

Publication Number Publication Date
UA76709C2 true UA76709C2 (uk) 2006-09-15

Family

ID=8865551

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
UA2002075852A UA76709C2 (uk) 2001-07-16 2002-07-15 Аеромеханічна паливоподавальна система з первинним завихрювачем, який захищений від зворотного потоку

Country Status (10)

Country Link
US (1) US6959551B2 (uk)
EP (1) EP1278012B1 (uk)
JP (1) JP4066241B2 (uk)
CN (1) CN1230650C (uk)
CA (1) CA2393082C (uk)
DE (1) DE60215589T2 (uk)
ES (1) ES2272650T3 (uk)
FR (1) FR2827367B1 (uk)
RU (1) RU2295645C2 (uk)
UA (1) UA76709C2 (uk)

Families Citing this family (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6691515B2 (en) * 2002-03-12 2004-02-17 Rolls-Royce Corporation Dry low combustion system with means for eliminating combustion noise
EP1499800B1 (en) 2002-04-26 2011-06-29 Rolls-Royce Corporation Fuel premixing module for gas turbine engine combustor
US20050229600A1 (en) * 2004-04-16 2005-10-20 Kastrup David A Methods and apparatus for fabricating gas turbine engine combustors
US7966832B1 (en) * 2004-12-29 2011-06-28 Solar Turbines Inc Combustor
US7316117B2 (en) * 2005-02-04 2008-01-08 Siemens Power Generation, Inc. Can-annular turbine combustors comprising swirler assembly and base plate arrangements, and combinations
US7628019B2 (en) * 2005-03-21 2009-12-08 United Technologies Corporation Fuel injector bearing plate assembly and swirler assembly
JP2006300448A (ja) * 2005-04-22 2006-11-02 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンの燃焼器
CN100390397C (zh) * 2005-04-30 2008-05-28 张鸿元 空气压缩航空发动机
US7513098B2 (en) 2005-06-29 2009-04-07 Siemens Energy, Inc. Swirler assembly and combinations of same in gas turbine engine combustors
US7617689B2 (en) * 2006-03-02 2009-11-17 Honeywell International Inc. Combustor dome assembly including retaining ring
FR2901574B1 (fr) * 2006-05-29 2008-07-04 Snecma Sa Dispositif de guidage d'un flux d'air a l'entree d'une chambre de combustion dans une turbomachine
FR2903170B1 (fr) * 2006-06-29 2011-12-23 Snecma Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif
FR2903173B1 (fr) * 2006-06-29 2008-08-29 Snecma Sa Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif
FR2908867B1 (fr) * 2006-11-16 2012-06-15 Snecma Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif
FR2920032B1 (fr) * 2007-08-13 2014-08-22 Snecma Diffuseur d'une turbomachine
US9027350B2 (en) * 2009-12-30 2015-05-12 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine having dome panel assembly with bifurcated swirler flow
US10317081B2 (en) * 2011-01-26 2019-06-11 United Technologies Corporation Fuel injector assembly
FR2986856B1 (fr) * 2012-02-15 2018-05-04 Safran Aircraft Engines Dispositif d'injection d'air et de carburant pour une chambre de combustion d'une turbomachine
CN103836647B (zh) * 2014-02-27 2015-07-29 中国科学院工程热物理研究所 一种文丘里管流道壁面结构
FR3029608B1 (fr) 2014-12-03 2017-01-13 Snecma Couronne d'admission d'air pour systeme d'injection de chambre de combustion de turbomachine et procede d'atomisation de carburant dans un systeme d'injection comprenant ladite couronne d'admission d'air
CN104676647A (zh) * 2014-12-15 2015-06-03 西北工业大学 一种强化液膜破碎效果的文氏管装置
CN104566467B (zh) * 2014-12-31 2018-02-23 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 一种防回火型喷嘴
FR3038699B1 (fr) * 2015-07-08 2022-06-24 Snecma Chambre de combustion coudee d'une turbomachine
US10801726B2 (en) 2017-09-21 2020-10-13 General Electric Company Combustor mixer purge cooling structure
FR3080437B1 (fr) * 2018-04-24 2020-04-17 Safran Aircraft Engines Systeme d'injection pour une chambre annulaire de combustion de turbomachine
US11378275B2 (en) * 2019-12-06 2022-07-05 Raytheon Technologies Corporation High shear swirler with recessed fuel filmer for a gas turbine engine
US11428411B1 (en) * 2021-05-18 2022-08-30 General Electric Company Swirler with rifled venturi for dynamics mitigation
CN115711176B (zh) 2021-08-23 2025-09-05 通用电气公司 具有集成喇叭形旋流器的圆顶
GB2611115B (en) 2021-09-23 2024-10-09 Gen Electric Floating primary vane swirler
EP4202304B1 (en) 2021-12-21 2025-02-26 General Electric Company Turbine engine with fuel nozzle and swirler
US12072099B2 (en) * 2021-12-21 2024-08-27 General Electric Company Gas turbine fuel nozzle having a lip extending from the vanes of a swirler

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3703259A (en) * 1971-05-03 1972-11-21 Gen Electric Air blast fuel atomizer
US3946552A (en) * 1973-09-10 1976-03-30 General Electric Company Fuel injection apparatus
US3853273A (en) * 1973-10-01 1974-12-10 Gen Electric Axial swirler central injection carburetor
US5117637A (en) * 1990-08-02 1992-06-02 General Electric Company Combustor dome assembly
GB9023004D0 (en) * 1990-10-23 1990-12-05 Rolls Royce Plc A gas turbine engine combustion chamber and a method of operating a gas turbine engine combustion chamber
DE4110507C2 (de) 1991-03-30 1994-04-07 Mtu Muenchen Gmbh Brenner für Gasturbinentriebwerke mit mindestens einer für die Zufuhr von Verbrennungsluft lastabhängig regulierbaren Dralleinrichtung
GB2272756B (en) * 1992-11-24 1995-05-31 Rolls Royce Plc Fuel injection apparatus
DE4444961A1 (de) 1994-12-16 1996-06-20 Mtu Muenchen Gmbh Einrichtung zur Kühlung insbesondere der Rückwand des Flammrohrs einer Brennkammer für Gasturbinentriebwerke
RU2098719C1 (ru) * 1995-06-13 1997-12-10 Акционерное общество "Авиадвигатель" Камера сгорания газовой турбины энергетической установки
FR2753779B1 (fr) * 1996-09-26 1998-10-16 Systeme d'injection aerodynamique d'un melange air carburant
US5966937A (en) * 1997-10-09 1999-10-19 United Technologies Corporation Radial inlet swirler with twisted vanes for fuel injector
US6571559B1 (en) * 1998-04-03 2003-06-03 General Electric Company Anti-carboning fuel-air mixer for a gas turbine engine combustor
US6314739B1 (en) * 2000-01-13 2001-11-13 General Electric Company Brazeless combustor dome assembly
US6735950B1 (en) * 2000-03-31 2004-05-18 General Electric Company Combustor dome plate and method of making the same
US6427435B1 (en) * 2000-05-20 2002-08-06 General Electric Company Retainer segment for swirler assembly

Also Published As

Publication number Publication date
RU2295645C2 (ru) 2007-03-20
EP1278012B1 (fr) 2006-10-25
RU2002118252A (ru) 2004-02-10
FR2827367B1 (fr) 2003-10-17
CA2393082A1 (fr) 2003-01-16
JP4066241B2 (ja) 2008-03-26
EP1278012A3 (fr) 2003-11-19
ES2272650T3 (es) 2007-05-01
EP1278012A2 (fr) 2003-01-22
US20030010034A1 (en) 2003-01-16
DE60215589T2 (de) 2007-08-30
CN1407280A (zh) 2003-04-02
DE60215589D1 (de) 2006-12-07
CA2393082C (fr) 2010-10-19
FR2827367A1 (fr) 2003-01-17
US6959551B2 (en) 2005-11-01
JP2003042452A (ja) 2003-02-13
CN1230650C (zh) 2005-12-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
UA76709C2 (uk) Аеромеханічна паливоподавальна система з первинним завихрювачем, який захищений від зворотного потоку
EP1323982B1 (en) Fuel nozzle for a gas turbine engine
EP0653040B1 (en) Dual fuel injector nozzel for use with a gas turbine engine
EP3434883B1 (en) Low emissions combustor assembly for gas turbine engine
EP1591720B1 (en) Air assist fuel injector for a combustor
EP4015912B1 (en) Torch ignitor system for a gas turbine engine and method of operating the same
US4271674A (en) Premix combustor assembly
EP0600041B1 (en) Low emission combustion nozzle for use with a gas turbine engine
US7426833B2 (en) Gas turbine combustor and fuel supply method for same
KR101867690B1 (ko) 가스 터빈 연소기
EP0700499B1 (en) A gas turbine engine combustion chamber
CN106461219B (zh) 燃烧装置的燃烧器布置
EP0722065B1 (en) Fuel injector arrangement for gas-or liquid-fuelled turbine
EP1193450A1 (en) Mixer having multiple swirlers
US6244051B1 (en) Burner with atomizer nozzle
JPH045894B2 (uk)
JP2010249504A (ja) デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置
JPH1144426A (ja) 複数の空気噴流液体燃料噴霧器を備えた二重燃料噴射装置およびその方法
EP2592351B1 (en) Staged pilots in pure airblast injectors for gas turbine engines
CN1957208B (zh) 分级预混合燃烧器
JP4977522B2 (ja) ガスタービン燃焼器
GB2073400A (en) Fuel injector
US12025313B2 (en) Combustion chamber comprising secondary injection systems, and fuel supply method
US3518037A (en) Educer-atomizer combustor
KR100261498B1 (ko) 가스터빈엔진의연소기