CZ309955B6 - Souproudá spalovací komora turbínového motoru - Google Patents
Souproudá spalovací komora turbínového motoru Download PDFInfo
- Publication number
- CZ309955B6 CZ309955B6 CZ2023-139A CZ2023139A CZ309955B6 CZ 309955 B6 CZ309955 B6 CZ 309955B6 CZ 2023139 A CZ2023139 A CZ 2023139A CZ 309955 B6 CZ309955 B6 CZ 309955B6
- Authority
- CZ
- Czechia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- air
- flame
- end part
- spray ring
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 46
- 239000007921 spray Substances 0.000 claims abstract description 28
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 14
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 10
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 claims description 8
- 241000237942 Conidae Species 0.000 claims 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 4
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 3
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 3
- 230000035515 penetration Effects 0.000 description 2
- 238000009834 vaporization Methods 0.000 description 2
- 230000008016 vaporization Effects 0.000 description 2
- 238000005352 clarification Methods 0.000 description 1
- 238000010790 dilution Methods 0.000 description 1
- 239000012895 dilution Substances 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000010408 film Substances 0.000 description 1
- 239000003546 flue gas Substances 0.000 description 1
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 238000004321 preservation Methods 0.000 description 1
- 238000005507 spraying Methods 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
- 239000010409 thin film Substances 0.000 description 1
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
- F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/04—Air inlet arrangements
-
- 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
- F23R3/38—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply comprising rotary fuel injection means
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
- F23R3/58—Cyclone or vortex type combustion chambers
-
- 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
- F23R2900/00015—Trapped vortex combustion chambers
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Souproudá spalovací komora turbínového motoru je provedena s vnějším a vnitřním plamencem, kdy oba plamence jsou opatřeny otvory pro přívod vzduchu, přičemž do komory je ze spodní části proveden přívod paliva radiálním rozstřikovacím kroužkem s přívodními otvory. Podstata řešení spočívá v tom, že vnější plamenec (4) má kuželový tvar a na přední straně na něj navazuje čelní stěna (6), která je kolmá na axiální směr, přičemž mezi předním koncem vnějšího plamence (4) a vnějším koncem čelní stěny (6) je uspořádána soustava chladicích otvorů (8) a mezi vnitřním koncem čelní stěny (6) a rozstřikovacím kroužkem (11) je vytvořena axiální štěrbina (9) pro přívod vzduchu. Koncová, teplotně exponovaná část (17) spodní stěny (5) spalovací komory (2) je spojena s koncovou částí (12a) vnitřního plamence (12), přičemž spodní stěna (5) je s koncovou částí (12a) vnitřního plamence (12) spojena tak, že v radiálním směru je vytvořeno mezikruží (20) a řada přívodních otvorů (13) vzduchu na koncové části (12a) vnitřního plamence (12) je uspořádána pod mezikružím (20), přičemž přední konec vnitřního plamence (12) je opatřen břitem (26) a mezi ním a rozstřikovacím kroužkem (11) je uspořádána mezera (25).
Description
Souproudá spalovací komora turbínového motoru
Oblast techniky
Vynález se týká souproudé, spalovací komory s rozstřikovacím kroužkem paliva, tedy s prouděním paliva a vzduchu ve stejném směru, jako je směr hlavního proudu vzduchu procházejícího motorem, použitelné zejména pro malé turbínové motory.
Dosavadní stav techniky
Na některých typech malých proudových, turbo hřídelových nebo turbo vrtulových motorů se v současné době používá atomizér paliva typu rozstřikovací kroužek. Veškeré aplikace rozstřikovacího kroužku používají velmi podobnou architekturu spalovací komory. Takovéto spalovací komory se zpravidla vyznačují velkou výškou primární zóny v radiálním směru a absencí stabilizačního víru, který by generoval zpětný tok horkých plynů do primární zóny, jak je tomu u spalovacích komor, kde jsou atomizéry paliva typu tlaková tryska nebo trysky typu Airblast vestavěny z čela spalovací komory. Vzduch zde v primární zóně proudí pouze v radiálním směru a dále opouští spalovací komoru ve směru axiálně dostředným.
V dokumentu US 3381471A je představena spalovací komora, kde vstup vzduchuje proveden radiálně shora trubkou, která je namířená naproti vnitřní kuželovité části stěny, která se nachází částečně ve spalovacím, částečně v ředicím prostoru. Zmíněná část stěny je tvarovaná a umístěná tak, aby plyn byl přiveden na tuto kuželovitou část a kopíroval dále tvar stěny tak, aby se vytvořil vír a ten opustil spalovací komoru směrem na turbínu. Vstřik paliva do spalovacího prostoru zajišťuje rozstřikovací kroužek na vnitřním průměru primární zóny. Nevýhodou této spalovací komory je, že stabilizační vír se utvoří až v sekundární zóně, nikoliv v zóně primární, aby tak mohl být efektivně využit objem celé spalovací komory
V dokumentu US 4996838 A je představena spalovací komora, která je vytvořena jako soustava více komor, ústřední je zejména primární spalovací komora a sekundární kruhová spalovací komora. Vstřik paliva je rozstřikovacím kroužkem dole na vnitřní straně primární komory. V komorách vzniká pouze anuloidní vír, který má za úkol prodloužit residenční čas směsi paliva a vzduchu v primární zóně, nepodílí se ale nijak na stabilizaci plamene.
Cílem vynálezu je představit co nejvíce kompaktní spalovací komoru při použití vhodného atomizéru pro vstřik paliva do spalovací komory takovým způsobem, aby indukoval stabilizační vír toroidního tvaru a tím bylo docíleno rychlého předehřevu vstřikovaného paliva, jeho odpaření a shoření při současném využití vzduchu pro chlazení stěn plamenců a atomizéru.
Podstata vynálezu
Výše uvedené nedostatky odstraňuje souproudá spalovací komora turbínového motoru podle vynálezu jehož podstata spočívá v tom že vnější plamenec má kuželový tvar a na přední straně na něj navazuje čelní stěna, která je kolmá na axiální směr, přičemž mezi předním koncem vnějšího plamence a vnějším koncem čelní stěny je uspořádána soustava chladicích otvorů pro vzduch provedených v axiálním směru, přičemž mezi vnitřním koncem čelní stěny a rozstřikovacím kroužkem je vytvořena axiální štěrbina pro přívod vzduchu, přičemž koncová, teplotně exponovaná část spodní stěny spalovací komory je spojená s koncovou částí vnitřního plamence, přičemž spodní sténaje s koncovou částí vnitřního plamence spojena tak, že v radiálním směruje vytvořeno mezikruží a řada přívodních otvorů vzduchu na koncové části vnitřního plamence je uspořádaná pod mezikružím, přičemž koncová část přesahuje přes teplotně exponovanou koncovou část, přičemž přední konec koncové části vnitřního plamence je opatřen břitem a mezi
- 1 CZ 309955 B6 ním a rozstřikovacím kroužkem je uspořádaná mezera, přičemž soustavy otvorů a otvorů po obvodu kuželového pláště v radiálním směru ve vnějším plamenci, řada přívodních otvorů vzduchu, mezikruží, mezera a axiální štěrbina jsou zdrojem generování stabilizačního víru toroidního tvaru v primární zóně.
Objasnění výkresů
Vynález bude nyní objasněn pomocí výkresů na kterých:
obr. 1 je podélný řez polovinou souproudé spalovací komory turbínového motoru podle vynálezu;
obr. 2 je spalovací komora z obr. 1 s vyznačenými drahami a směry proudění vzduchu;
obr. 3 je detail spalovací komory z obr. 1 v prostoru nad rozstřikovacím kroužkem s vyznačením toroidního víru; a obr. 4 je ještě více zvětšený detail prostoru nad rozstřikovacím kroužkem a prostoru mezikruží mezi teplotně exponovanou částí spalovací komory a vnitřního plamence.
Příklad uskutečnění vynálezu
Na obr. 1 je podélný řez polovinou souproudé spalovací komory turbínového motoru podle vynálezu. Je zde vidět část turbínového motoru 1 s pláštěm 14. přičemž uvnitř je provedena spalovací komora 2. V přední části turbínového motoru 1 je na hlavní hřídeli 10, na obrázku vlevo, uložen neznázoměný kompresor a napravo, v zadní části, je na hřídeli 10 uložena rovněž neznázoměná turbína.
Spalovací komora 2 má vstup 21 vzduchu pod přední částí pláště. Spalovací komora 2 je tvořena vnějším plamencem 4, který má kuželový tvar a na přední straně na něj navazuje čelní stěna 6, která je kolmá na axiální směr. Dále je spalovací komora 2 opatřena vnitřním plamencem 12 s koncovou částí 12a. Vnější plamenec 4 je kuželovitého tvaru a obsahuje soustavu otvorů 7 po obvodu kuželového pláště v radiálním směru. Mezi předním koncem vnějšího plamence 4 a vnějším koncem čelní stěny 6 je uspořádána soustava chladicích otvorů 8 pro vzduch provedených v axiálním směru.
Mezi koncovou částí 12a vnitřního plamence 12 a čelní stěnou 6 vnějšího plamence 4 je uspořádán radiální rozstřikovací kroužek J_J_. Rozstřikovací kroužek 11 je opatřen soustavou radiálních přívodních otvorů 19 pro rozstřikování paliva do prostoru spalovací komory 2. Mezi čelní stěnou 6 a rozstřikovacím kroužkem 11 je vytvořena axiální štěrbina 9 pro přívod chladicího vzduchu. Všechny výše zmíněné otvory se podílí na vytvoření toroidního stabilizačního víru 15 v primární zóně 3 spalovací komory 2. Ten je dobře vidět na obr. 2, kde je šipkami vyznačen směr proudění vzduchu a pak na obr. 3, kde je vidět v detailu přední část spalovací komory 2, zejména její primární zóna 3.
Vnější plamenec 4 je ve tvaru kužele zvolen záměrně. Je tak dosaženo dostatečně velkého průřezu mezi vnějším plamencem 4 a pláštěm 14 motoru, který napomáhá snížit axiální rychlost. Vzduch potom protéká soustavou otvorů 7 pod velkým úhlem vůči ose motoru. Je tak docíleno potřebné penetrace vzduchu do hlavního proudu označeného vztahovou značkou 23, viz obr. 2, což přispívá ke generování toroidního stabilizačního víru 15. V opačném případě, pokud by k dostatečné penetraci nedošlo, směr toku vzduchu otvory 7 ve vnějším plamenci 4 zůstane dominantně v axiálním směru a kompaktní toroidní vír 15 v primární zóně 3 se nevytvoří.
-2CZ 309955 B6
Vnitřní plamenec 12 obsahuje řadu otvorů 13 v radiálním směru uspořádaných pod mezikružím 20. které je vytvořeno mezi koncovou, teplotně exponovanou částí 17 spodní stěny 5 spalovací komory 2 a koncovou částí 12a vnitřního plamence 12. To je nejlépe vidět v detailu na obr. 4. Teplotně exponovaná koncová část 17 spodní stěny 5 spalovací komory 2 je spojena s koncovou částí 12a vnitřního plamence 12, která přesahuje přes teplotně exponovanou koncovou část 17. Z mezikruží 20 vzduch vytéká v axiálním směru, naznačeným šipkou 24, proti směru hlavního proudu 23. Vzduch, který takto prochází řadou otvorů 13 narazí na teplotně exponovanou koncovou část 17 spodní stěny 5 spalovací komory 2, která je spojena s koncovou částí 12a vnitřního plamence 12, čímž lokálně vzniká nárůst součinitele přestupu tepla na spodní ploše 18 teplotně exponované části 17. Tím je zajištěno chlazení teplotně exponované koncové části 12a vnitřního plamence 12. Vzduch je poté vypouštěn ve směru šipky 24 nad vnější průměr rozstřikovacího kroužku 11. Takto vedený vzduch se podílí na vytvoření toroidního víru 15 a zároveň chrání rozstřikovací kroužek 11 před přímým kontaktem s horkými plyny, které by měly za následek vážné snížení mechanických vlastností materiálu rozstřikovacího kroužku 11, a tím mohlo ohrozit zachování jeho integrity. Ve stejném směru, jako je naznačeno šipkou 24. protéká vzduch i mezerou 25 mezi břitem 26 vnitřního plamence 12 a rozstřikovacím kroužkem 11. Hlavní účel mezery 25 je za jakýchkoliv okolností předejít kontaktu mezi rotujícím rozstřikovacím kroužkem 11 a břitem 26 vnitřního plamence. Vzniklá mezera 25 se pak podílí na izolaci rozstřikovacího kroužku 11 od horkých plynů v primární zóně 3.
Na zadní straně spalovací komory 2 jsou uspořádány přímé statorové lopatky 16 s dutinou 22 přivádějící vzduch do prostoru mezi vnitřní plamenec 12 a hlavní hřídel 10. Z důvodu malých rozměrů turbínového motoru a tím i jeho komponent, není možné navrhnout rozváděči kolo turbíny s dutými lopatkami o požadované tloušťce profilu, aby bylo dosaženo požadované průtokové kapacity jak vzduchu protékajícího do prostoru mezi vnitřním plamencem a hlavní hřídelí, tak hlavní proudové cesty. Respektive, možné to je, ale pouze za cenu velkého snížení hustoty lopatkové mříže rozváděcího kola turbíny. Tím je ale zásadně ovlivněno požadované výsledné stočení protékajících spalin do obvodového směru, což je z hlediska dosažení požadovaných výkonových charakteristik motoru nežádoucí. Z toho důvodu je použito separátní kolo s přímými statorovými lopatkami 16. To může být jako separátní díl, do kterého jsou uloženy lopatky 16 nebo jako součást vnitřního plamence 12 nebo vnějšího plamence 4.
Chlazení čelní stěny 6 vnějšího plamence 4 je provedeno přívodem vzduchu axiální štěrbinou 9. Běžnou praxí je použití co nejmenší radiální štěrbiny mezi rozstřikovacím kroužkem a stěnou vnějšího plamence. K chlazení stěny vnějšího plamence je pak použit systém otvorů v čelní stěně vnějšího plamence. Navíc, prostor mezi zadní stěnou kompresoru a vnějším plamencem je zpravidla vystaven nižšímu tlaku než zbytek komory. Kvůli nízkému tlakovému spádu v daném místě je průtok vzduchu zpravidla nestabilní. V našem případě je použita axiální štěrbina. Její nastavení je zpravidla jednodušší a stabilnější během provozu než štěrbina radiální. Navíc, při kontaktu vzduchu protékajícího axiální štěrbinou 9 s mezikružím čelní plochy rozstřikovacího kroužku 11, který rotuje, dojde skrze tření vzduchu o rotující povrch rozstřikovacího kroužku 11 k předání kinetické energie, která urychlí vzduch v radiálním a obvodovém směru. Tím dojde k vytvoření rovnoměrného chladicího filmu podél vnitřní strany čelní stěny 6 vnějšího plamence 4. Je tak dosaženo relativně tenkého filmu, který je schopen pokrýt celou čelní stěnu 6.
Představený vynález představuje kompaktní spalovací komoru 2 při použití rozstřikovacího kroužku 11 pro vstřik paliva do spalovací komory 2, přičemž se vytváří stabilizační vír 15 toroidního tvaru, a tím je docíleno rychlého předehřevu vstřikovaného paliva, jeho odpaření a shoření při současném využití vzduchu pro chlazení stěn plamenců 4, 12 a rozstřikovacího kroužku 11.
Claims (1)
1. Souproudá spalovací komora (2) turbínového motoru (1), který j e opatřen pláštěm, kde v přední části turbínového motoru (1) je na hlavní hřídeli (10) uložen kompresor a v zadní části turbínového motoru (1) je na hřídeli (10) uložena turbína, přičemž spalovací komora (2) je umístěna uvnitř pláště (14) a sestává z primární zóny (3) se vstupem vzduchu a z vnějšího plamence (4) a vnitřního plamence (12), kdy oba jsou opatřeny otvory (7, 13) pro přívod vzduchu, a přičemž do komory (2) je proveden přívod paliva radiálním rozstřikovacím kroužkem (11) uspořádaným na hřídeli s přívodními otvory (19), vyznačující se tím, že vnější plamenec (4) má kuželový tvar a na přední straně na něj navazuje čelní stěna (6), která je kolmá na axiální směr, přičemž mezi předním koncem vnějšího plamence (4) a vnějším koncem čelní stěny (6) je uspořádána soustava chladicích otvorů (8) pro vzduch, provedených v axiálním směru, a mezi vnitřním koncem čelní stěny (6) a rozstřikovacím kroužkem (11) je vytvořena axiální štěrbina (9) pro přívod vzduchu, přičemž koncová, teplotně exponovaná část (17) spodní stěny (5) spalovací komory (2) je spojená s koncovou částí (12a) vnitřního plamence (12), přičemž v radiálním směruje na koncové části (12a) vytvořeno mezikruží (20) a pod ním je uspořádána řada přívodních otvorů (13) vzduchu, přičemž koncová část (12a) přesahuje přes teplotně exponovanou koncovou část (17), a přední konec koncové části (12a) vnitřního plamence (12) je opatřen břitem (26) a mezi ním a rozstřikovacím kroužkem (11) je uspořádána mezera (25), a přičemž soustavy otvorů (8) a otvorů (7) po obvodu kuželového pláště v radiálním směru ve vnějším plamenci (4), řada přívodních otvorů (13) vzduchu, mezikruží (20), mezera (25) a axiální štěrbina (9) jsou vytvořeny pro generování stabilizačního víru toroidního tvaru v primární zóně (3).
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CZ2023-139A CZ309955B6 (cs) | 2023-04-12 | 2023-04-12 | Souproudá spalovací komora turbínového motoru |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CZ2023-139A CZ309955B6 (cs) | 2023-04-12 | 2023-04-12 | Souproudá spalovací komora turbínového motoru |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CZ2023139A3 CZ2023139A3 (cs) | 2024-02-28 |
CZ309955B6 true CZ309955B6 (cs) | 2024-02-28 |
Family
ID=89984001
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CZ2023-139A CZ309955B6 (cs) | 2023-04-12 | 2023-04-12 | Souproudá spalovací komora turbínového motoru |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CZ (1) | CZ309955B6 (cs) |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3381471A (en) * | 1964-11-30 | 1968-05-07 | Szydlowski Joseph | Combustion chamber for gas turbine engines |
US4996838A (en) * | 1988-10-27 | 1991-03-05 | Sol-3 Resources, Inc. | Annular vortex slinger combustor |
CN100443805C (zh) * | 2005-09-29 | 2008-12-17 | 北京航空航天大学 | 蒸发管式微小型发动机燃烧室 |
-
2023
- 2023-04-12 CZ CZ2023-139A patent/CZ309955B6/cs unknown
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3381471A (en) * | 1964-11-30 | 1968-05-07 | Szydlowski Joseph | Combustion chamber for gas turbine engines |
US4996838A (en) * | 1988-10-27 | 1991-03-05 | Sol-3 Resources, Inc. | Annular vortex slinger combustor |
CN100443805C (zh) * | 2005-09-29 | 2008-12-17 | 北京航空航天大学 | 蒸发管式微小型发动机燃烧室 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CZ2023139A3 (cs) | 2024-02-28 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP6659344B2 (ja) | 燃焼器内で冷却空気を利用するシステム及び方法 | |
US3030773A (en) | Vortex type combustion with means for supplying secondary air | |
US2856755A (en) | Combustion chamber with diverse combustion and diluent air paths | |
US8640464B2 (en) | Combustion system | |
RU2642971C1 (ru) | Расположение горелок камеры сгорания | |
US2635426A (en) | Annular vaporizer | |
US4193260A (en) | Combustion apparatus | |
JP7242277B2 (ja) | クロスフローを二次燃焼ゾーンに導入するためのシンブルアセンブリ | |
JP6779651B2 (ja) | 燃料ノズルを有するシステムおよび方法 | |
JP2008190855A (ja) | ガスタービンエンジン燃焼器のミキサアセンブリ用センターボディ | |
JP2008534845A (ja) | 空気ブラスト式ノズルを有する内部燃料マニホールド | |
JP4997018B2 (ja) | 一次燃料噴射器及び複数の二次燃料噴射ポートを有するガスタービンエンジン燃焼器のミキサ組立体のためのパイロットミキサ | |
JP5507139B2 (ja) | 燃料ノズル中心体及びそれを組立てる方法 | |
JP2007232360A (ja) | ガスタービンエンジン及びその燃焼器 | |
JP2017003257A (ja) | パイロット燃料噴射装置を囲む環状スプリッタを有するプレフィルミングエアブラスト(pab)パイロット | |
JP2017003256A (ja) | 低エミッション燃焼器用のプレフィルミングエアブラスト(pab)パイロット | |
CN113357669B (zh) | 燃料喷射器流动装置 | |
JP2017172953A (ja) | 軸方向多段型燃料噴射器アセンブリ | |
JPS63318424A (ja) | 環状燃焼器 | |
KR102091043B1 (ko) | 연소기용 노즐, 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈 | |
JP2019049253A (ja) | デュアルフュエル燃料ノズル用のノズルアセンブリ | |
US10982857B2 (en) | Nozzle for combustors, combustor, and gas turbine including the same | |
US10837643B2 (en) | Mixer assembly for a combustor | |
JP2011237167A (ja) | ガスターボ機械用の流体冷却噴射ノズル組立体 | |
US20190257522A1 (en) | Nozzle for combustors, combustor, and gas turbine including the same |