EP0964206A1 - Chambre de combustion de turbine à gaz à geométrie variable - Google Patents
Chambre de combustion de turbine à gaz à geométrie variable Download PDFInfo
- Publication number
- EP0964206A1 EP0964206A1 EP99401204A EP99401204A EP0964206A1 EP 0964206 A1 EP0964206 A1 EP 0964206A1 EP 99401204 A EP99401204 A EP 99401204A EP 99401204 A EP99401204 A EP 99401204A EP 0964206 A1 EP0964206 A1 EP 0964206A1
- Authority
- EP
- European Patent Office
- Prior art keywords
- combustion chamber
- combustion
- injection
- chamber according
- oxidant
- Prior art date
- Legal status (The legal status 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 status listed.)
- Granted
Links
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
- F23R3/34—Feeding into different combustion zones
- F23R3/346—Feeding into different combustion zones for staged combustion
-
- 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
- F23R3/26—Controlling the air flow
Definitions
- the present invention relates to the field of gas turbines and more particularly combustion chambers associated with such turbines.
- One of the problems at the origin of the present invention relates to the pollution caused by the operation of these turbines. More specifically, emissions of nitrogen oxides (NOx) and carbon monoxide carbon (CO) should be reduced as these are the most harmful to the environment.
- NOx nitrogen oxides
- CO carbon monoxide carbon
- Nitrogen oxides are mainly thermal nitrogen oxides which form at high temperature, that is to say beyond 1700 K in combustion chambers of gas turbines where the fumes have times of stay generally between 2 and 10 milliseconds.
- Carbon monoxide (CO) is formed at a lower temperature ( ⁇ 1600 K), by incomplete combustion of the fuel.
- Figure 1 illustrates, by curves (CO and NOx), the respective emissions carbon monoxide and nitrogen oxides as a function of temperature T (in K) under the operating conditions of a combustion of a gas turbine.
- NO x and CO emissions are thus directly linked to the richness of the air-fuel mixture in the combustion chamber; that is, the ratio between the air flow and the fuel flow. Knowing that the richness of the mixture must be imposed, if one seeks to operate within a certain temperature range. such as that mentioned above, the adiabatic flame temperature of the mixture will vary approximately in proportion to the richness.
- the fuel flow is the only parameter to control the operating regime of the turbine. It follows that for a given fuel flow, the air flow is perfectly set to a value depending only on the characteristics of the machine and in particular of the passage sections in the hearth. Through wealth is then completely determined.
- Another concept for obtaining operating combustion chambers over a determined temperature range consists of equipping it with a set of shutters. valves or other sealing means allow check the air flow in the fireplace.
- the command and actuation of such elements is complex, delicate to implement. The assembly is also expensive.
- the present invention therefore aims to provide a reliable, simple solution to the problem of wealth regulation in a combustion of a gas turbine.
- the object of this control is to be able to carry out combustion in an optimal temperature range with regard in particular to carbon monoxide, and nitrogen oxides.
- the present invention thus allows automatic regulation of the combustion air flow.
- a mechanical servo is advantageously achieved thanks to a very limited number of parts mechanical.
- the subject of the invention is a gas turbine combustion chamber comprising at least one so-called pilot injection zone in which lead to at least a first pilot fuel injection means and a first means of injecting associated oxidizer; a combustion zone main which leads to at least a second plea main fuel injection and a second injection means of associated oxidizer, the assembly being maintained under a pressure P1 to inside an enclosure.
- said combustion chamber further comprises a mechanical means for regulating the second oxidant flow, which reacts to the pressure difference between the interior (P1) and the pressure atmospheric (Po) outside the enclosure, said pressure difference being directly linked to the engine speed.
- said regulating means comprises at least one obturation element which more or less blocks the second air inlets in the combustion chamber, several connecting rods between the elements shutter and a support element, a compression element, a sealing bellows placed around the delimiting compression element with the support element the volume at atmospheric pressure (Po) opposite of the pressure vessel (P1).
- first fuel injection means and the first oxidant injection means are arranged substantially at proximity to the longitudinal axis (XX ') of the combustion chamber.
- the second means main fuel injection and the second means of injecting oxidizer are arranged on a circumference, downstream of the pilot combustion relative to the direction of flame propagation.
- the combustion chamber according to the invention comprises a third means of injecting oxidizer which opens into the combustion, downstream of the second oxidant injection means relative to the direction of flame propagation.
- the means for regulating the second oxidizer flow rate allows the flow rate of the third air injection means to be regulated (function of bypass).
- the compression member may include a stack of washers or springs.
- the room comprises three areas for grouping the second main means of injection of fuel (7) and main oxidant injection (8), each zone being angularly spaced 120 ° C.
- the hearth 1 is delimited by an internal ferrule 2 which presents here two different diameters: the smallest diameter contains the pilot combustion area 11 while the larger diameter area 12 is that where the main combustion takes place.
- Pilot combustion zone 11 ensures idling combustion and combustion can be maintained there during the other regimes of operation.
- injectors 3 of fuel such as for example natural gas and injectors or air inlets 4.
- a bottom 5 is provided to delimit zone 11. Arrivals from fuel 3 and air 4 are located near the bottom 5, circumferentially, and not far from the longitudinal axis XX 'of the chamber.
- the pilot combustion zone 11 is a flame stability zone, where a flame exists whatever the operating conditions.
- Air rotation fins 6 can be provided at the air intake level 4.
- the fuel injectors 3 can be installed in these fins without departing from the scope of the invention.
- Zone 12 therefore has a larger diameter than that of the zone 11: this is where the main combustion takes place.
- a second fuel injection means 7 is arranged at the boundary between zones 11 and 12.
- a second injection means air 8 is located near the second fuel injector 7.
- Des fins 9 can also be arranged at the level of injectors 8.
- the means 7, 8 and 9 are located on a circumference of the shell 2, and several groupings can be provided. Here three groups are planned, each angularly spaced 120 °.
- so-called “dilution” air that is to say that does not participate in the combustion or cooling of the walls can be introduced into the shell 2, downstream of the combustion zone 12, via suitable orifices 22.
- the general air supply is through an annular space 13 delimited by the ferrule 2 and an outer envelope 14.
- a pressure P2 reign in this space; this pressure is slightly higher than the pressure P1, the difference being due to the pressure losses created by the different air inlet ports.
- the present invention provides a means flow control, which reacts to the pressure difference between the space annular (P2) and the outside of the enclosure 14 or a pressure Po prevails (Atmosphérique atmospheric pressure).
- the regulating means comprises a ferrule 15 capable of sliding along the axis XX 'in front of the openings 8 (preferably equipped with fins 9) and therefore allowing a variation of the air passage section.
- the ferrule 15 is fixed, by any means known per se, to the end lower of several rods 16. At their other end, the rods 16 carry a support plate 17 which is itself linked to a compression element 18. A stack of conical washers or springs can be provided for this purpose.
- a bellows 19 or other sealing means is also provided. around the compression element 18.
- the bellows 19 is a separation between the interior volume of the combustion chamber, where the pressures P2 and P1, and the external volume where the pressure Po prevails.
- ferrule 15 can be provided with additional openings which connect the space 13 and an annular space 21 inside the ferrule 2.
- an additional ferrule 20, coaxial with the ferrule 2 is provided over part of the height of ferrule 2.
- the ferrule 20 may have a height which corresponds to the zone 12 combustion. On this height, the air coming from the openings 10 and which passes in the annular space 21, will make it possible to reject air downstream of the combustion zone 12 while cooling the walls of said combustion zone combustion 12. It is thus possible to maintain an acceptable richness within the main focus regardless of the diet.
- the main effect of bypass 21 is to limit the decrease in wealth in household 1, especially at diet partial.
- the openings 10 are designed so that at full load, no air passes through them (case of figure 4), while at load partial or weak, air passes into space 21 in order to be rejected downstream of the combustion zone 12 while cooling the wall of the shell 2.
- the openings 10 are rather largely open from so that air can pass through the space 21 and cool the wall 20, without participate in combustion in zone 12. It is thus possible to maintain a acceptable richness in it and avoid high CO emissions.
- combustion chamber according to the invention does does not require a specific mechanical device for regulating arrivals of air. Regulation takes place here by itself, by the relative pressure in the combustion chamber and therefore depending on the engine speed.
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
Abstract
- La présente invention concerne une chambre de combustion de turbine à gaz comprenant au moins une zone (11) dite de combustion-pilote dans laquelle débouchent au moins un premier moyen (3) d'injection de carburant pilote et un premier moyen (4) d'injection de comburant associé ; une zone (12) de combustion principale dans laquelle débouchent au moins un deuxième moyen (7) d'injection principale de carburant et un deuxième moyen (8) d'injection de comburant associé, l'ensemble étant maintenu sous une pression P1 à l'intérieur d'une enceinte (14).
- Conformément à l'invention, ladite chambre comprend en outre un moyen mécanique (15-19) de régulation du deuxième débit de comburant, qui réagit à la différence de pression entre l'intérieur (P1) et la pression atmosphérique (Po) à l'extérieur de l'enceinte (14), ladite différence de pression étant directement liée au régime-moteur.
Description
La présente invention concerne le domaine des turbines à gaz et plus
particulièrement des chambres de combustion associées à de telles turbines.
L'un des problèmes à l'origine de la présente invention a trait à la
pollution engendrée par le fonctionnement de ces turbines. Plus
précisément, les émissions d'oxydes d'azote (NOx) et de monoxyde de
carbone (CO) doivent être réduites car ce sont les plus nocives pour
l'environnement.
Par ailleurs des normes assez sévères, sont ou vont être en vigueur
dans la plupart des pays industrialisés.
Les oxydes d'azote (NOx) sont surtout des oxydes d'azote thermiques
qui se forment à haute température, c'est-à-dire au-delà de 1700 K dans des
chambres de combustion de turbines à gaz où les fumées ont des temps de
séjour généralement compris entre 2 et 10 millisecondes.
Le monoxyde de carbone (CO) est, quant à lui, formé à plus basse
température (< 1600 K), par combustion incomplète du carburant.
Ainsi, la plage de température optimale pour avoir des émissions
réduites à la fois en NOx et en CO se situe entre environ 1650 K et 1750 K.
La figure 1 illustre, par des courbes (CO et NOx) les émissions respectives
de monoxyde de carbone et d'oxydes d'azote en fonction de la température
T (en K) dans les conditions de fonctionnement d'une chambre de
combustion d'une turbine à gaz.
Les émissions de NOx et de CO sont ainsi directement reliées à la
richesse du mélange air-carburant dans la chambre de combustion ; c'est-à-dire
au rapport entre le débit d'air et le débit de carburant. Sachant que la
richesse du mélange doit être imposée, si l'on cherche à opérer dans une
certaine plage de températures. telle que celle évoquée ci-dessus, la
température adiabatique de flamme du mélange variera approximativement
proportionnellement à la richesse.
De façon connue et conventionnelle, le débit de carburant est le seul
paramètre permettant de contrôler le régime de fonctionnement de la
turbine. Il s'ensuit que pour un débit de carburant donné, le débit d'air est
parfaitement fixé à une valeur dépendant uniquement des caractéristiques
de la machine et en particulier des sections de passage dans le foyer. Par
suite, la richesse est totalement déterminée.
Cependant, la plage de richesses permettant de respecter la plage de
température définie ci-dessus ne correspond pas toujours à la richesse
imposée par la courbe de fonctionnement de la machine.
Plusieurs concepts sont envisageables pour remédier à ce problème.
L'un consiste à réaliser une combustion sur plusieurs étages, allumés
successivement. Cette solution connue est illustrée par la figure 2 où l'on voit
une chambre de combustion ayant un étage pilote suivi de deux autres
étages ayant chacun une entrée d'air et une entrée de carburant tel que du
gaz naturel par exemple. Il s'agit alors de réaliser la combustion sur chaque
étage successivement, et en fonction de la puissance totale demandée. La
combustion-pilote est quant à elle, réalisée quel que soit le régime. Cette
solution permet théoriquement d'obtenir des richesses acceptables dans les
étages allumés, pour chaque régime moteur, si l'on dispose d'un nombre
d'étages suffisant. L'inconvénient majeur est qu'elle nécessite un circuit
d'alimentation en carburant complexe, d'où des problèmes de fiabilité, de
régulation et surtout de coût.
Un autre concept pour obtenir des chambres de combustion opérant
sur une plage de température déterminée, consiste à l'équiper d'un
ensemble de volets. clapets ou autres moyens d'obturation permettent de
contrôler le débit d'air dans le foyer. Bien entendu, la commande et
l'actionnement de tels éléments est complexe, délicat à mettre en oeuvre.
L'ensemble est en outre coûteux.
La présente invention vise donc à proposer une solution fiable, simple
au problème de la régulation de la richesse dans une chambre de
combustion d'une turbine à gaz.
L'objet de ce contrôle est de pouvoir réaliser une combustion dans
une plage de température optimale vis-à-vis notamment des émissions de
monoxyde de carbone, et d'oxydes d'azote.
La présente invention permet ainsi une régulation automatique du
débit d'air de combustion. Un asservissement mécanique est
avantageusement réalisé grâce à un nombre très limité de pièces
mécaniques.
L'invention a pour objet une chambre de combustion de turbine à gaz
comprenant au moins une zone dite d'injection-pilote dans laquelle
débouchent au moins un premier moyen d'injection de carburant pilote et un
premier moyen d'injection de comburant associé ; une zone de combustion
principale dans laquelle débouchent au moins un deuxième moyen
d'injection principale de carburant et un deuxième moyen d'injection de
comburant associé, l'ensemble étant maintenu sous une pression P1 à
l'intérieur d'une enceinte.
Selon l'invention, ladite chambre de combustion comprend en outre
un moyen mécanique de régulation du deuxième débit de comburant, qui
réagit à la différence de pression entre l'intérieur (P1) et la pression
atmosphérique (Po) à l'extérieur de l'enceinte, ladite différence de pression
étant directement liée au régime-moteur.
Plus précisément, ledit moyen de régulation comprend au moins un
élément d'obturation qui obture plus ou moins les deuxièmes arrivées d'air
dans la chambre de combustion, plusieurs tiges de liaison entre les éléments
d'obturation et un élément de support, un élément de compression, un
soufflet d'étanchéité placé autour de l'élément de compression délimitant
avec l'élément de support le volume à pression atmosphérique (Po) vis-à-vis
de l'enceinte sous pression (P1).
De façon particulière, le premier moyen d'injection de carburant et le
premier moyen d'injection de comburant sont disposés sensiblement à
proximité de l'axe longitudinal (XX') de la chambre de combustion.
Selon un arrangement spécifique de l'invention, le deuxième moyen
d'injection principale de carburant et le deuxième moyen d'injection de
comburant sont disposés sur une circonférence, en aval de la zone de
combustion pilote relativement au sens de propagation de la flamme.
En outre, la chambre de combustion selon l'invention comprend un
troisième moyen d'injection de comburant qui débouche, dans la chambre de
combustion, en aval du deuxième moyen d'injection de comburant
relativement au sens de propagation de la flamme.
Par ailleurs, le moyen de régulation du deuxième débit de comburant
permet de réguler le débit du troisième moyen d'injection d'air (fonction de
by-pass).
L'élément de compression peut comprendre un empilage de rondelles
ou bien des ressorts.
Selon un mode de réalisation de l'invention, la chambre comprend
trois zones de regroupement des deuxième moyen d'injection principal de
carburant (7) et d'injection principal de comburant (8), chaque zone étant
angulairement espacée de 120°C.
L'invention sera mieux comprise, d'autres avantages, particularités et
détails apparaítront à la lecture de la description qui va suivre, faite à titre
illustratif et nullement limitatif en référence aux dessins annexés sur
lesquels :
- La figure 3 est une coupe longitudinale d'une chambre de combustion selon un mode de réalisation de l'invention;
- La figure 4 est une coupe longitudinale de la chambre de combustion de la figure 3, dans une autre position de fonctionnement.
Sur la figure 3, le foyer 1 est délimité par une virole interne 2 qui
présente ici deux diamètres différents : le plus petit diamètre renferme la
zone de la combustion-pilote 11 tandis que la zone de plus grand diamètre
12 est celle où se développe la combustion principale.
La zone 11 de combustion-pilote assure la combustion au ralenti et la
combustion peut y être maintenue pendant les autres régimes de
fonctionnement.
Au niveau de la zone 11 débouchent respectivement des injecteurs 3
de carburant tel que par exemple du gaz naturel et des injecteurs ou des
entrées d'air 4.
Un fond 5 est prévu pour délimiter la zone 11. Les arrivées de
carburant 3 et d'air 4 sont situées près du fond 5, circonférentiellement, et
non loin de l'axe longitudinal XX' de la chambre. La zone de combustion-pilote
11 est une zone de stabilité de la flamme, où une flamme existe
quelles que soient les conditions de fonctionnement.
Des ailettes 6 de mise en rotation de l'air peuvent être prévues au
niveau des arrivées d'air 4.
Les injecteurs de carburant 3 peuvent être implantés dans ces ailettes
sans sortir du cadre de l'invention.
A l'intérieur de la zone 11 règne une pression donnée P1, de même
que dans la zone 12.
La zone 12 présente donc un diamètre plus grand que celui de la
zone 11 : c'est là qu'est opérée la combustion principale.
Ainsi un deuxième moyen d'injection de carburant 7 est disposé à la
limite entre les zones 11 et 12. De même un deuxième moyen d'injection
d'air 8 est situé à proximité du deuxième injecteur de carburant 7. Des
ailettes 9 peuvent en outre être disposées au niveau des injecteurs 8. Les
moyens 7, 8 et 9 sont situés sur une circonférence de la virole 2, et plusieurs
groupements peuvent être prévus. Ici trois groupements sont prévus, chacun
angulairement espacé de 120°.
En outre de l'air dit "de dilution" c'est-à-dire ne participant pas à la
combustion ni au refroidissement des parois peut être introduit dans la virole
2, en aval de la zone de combustion 12, via des orifices appropriés 22.
L'alimentation générale en air se fait par un espace annulaire 13
délimité par la virole 2 et une enveloppe extérieure 14. Une pression P2
règne dans cet espace ; cette pression est légèrement supérieure à la
pression P1, la différence étant due aux pertes de charge créés par les
différents orifices d'entrée d'air.
Au niveau des arrivées d'air 8, la présente invention prévoit un moyen
de régulation du débit, qui réagit à la différence de pression entre l'espace
annulaire (P2) et l'extérieur de l'enceinte 14 ou règne une pression Po
(∼ pression atmosphérique).
Lorsque le régime de la turbine augmente, la pression P2 augmente
et la pression Po ne varie pas ; de la sorte, la différence de pression (P2-Po)
augmente et le moyen de régulation réagit en autorisant une plus grande
ouverture des arrivées d'air 8.
Plus précisément, le moyen de régulation comprend une virole 15
susceptible de coulisser selon l'axe XX' devant les ouvertures 8
(préférentiellement équipées d'ailettes 9) et permettant donc une variation de
la section de passage de l'air.
Des ouvertures correspondantes sont prévues dans la virole 15, en
regard des ouvertures 8 de la virole 2.
La virole 15 est fixée, par tout moyen connu en soi, à l'extrémité
inférieure de plusieurs tiges 16. A leur autre extrémité, les tiges 16 portent
une plaque-support 17 qui est elle-même liée à un élément de compression
18. Un empilement de rondelles coniques ou des ressorts peuvent être
prévus à cet effet.
Un soufflet 19 ou autre moyen d'étanchéité est par ailleurs prévu
autour de l'élément de compression 18. Le soufflet 19 est une séparation
entre le volume intérieur de la chambre de combustion, où règne les
pressions P2 et P1, et le volume extérieur où règne la pression Po.
Par ailleurs, la virole 15 peut être munie d'ouvertures additionnelles
qui mettent en communication l'espace 13 et un espace annulaire 21
intérieur à la virole 2. Pour ce faire une virole additionnelle 20, coaxiale à la
virole 2 est prévue sur une partie de la hauteur de la virole 2.
La virole 20 peut présenter une hauteur qui correspond à la zone 12
de combustion. Sur cette hauteur, l'air issu des ouvertures 10 et qui transite
dans l'espace annulaire 21, va permettre de rejeter de l'air en aval de la
zone de combustion 12 tout en refroidissant les parois de ladite zone de
combustion 12. On peut ainsi maintenir une richesse acceptable au sein du
foyer principal quel que soit le régime. L'effet principal du by-pass 21 est de
limiter la décroissance de la richesse dans le foyer 1, notamment à régime
partiel.
Ainsi, les ouvertures 10 sont conçues de telle sorte qu'à pleine
charge, aucun air ne les traverse (cas de la figure 4), tandis qu'à charge
partielle ou faible, de l'air passe dans l'espace 21 afin d'être rejeté en aval de
la zone de combustion 12 tout en refroidissant la paroi de la virole 2.
Le fonctionnement de l'ensemble qui vient d'être décrit peut être
résumé de la façon suivante, en comparant respectivement les figures 3 et
4.
En effet, sur la figure 3 la position des différents éléments correspond
à un fonctionnement à environ 50 % de la puissance maximale. Sur la figure
4, est schématisé l'appareil tel qu'il fonctionne à 100 % de sa puissance.
Lorsqu'une puissance faible est requise (régimes de ralenti), la
pression relative (P2- Po) entre l'espace annulaire 13 et l'extérieur de la
virole 14, permet une ouverture limitée des arrivées d'air 8.
Simultanément, les ouvertures 10 sont plutôt largement ouvertes de
sorte que de l'air peut traverser l'espace 21 et refroidir la paroi 20, sans
participer à la combustion dans la zone 12. On peut ainsi maintenir une
richesse acceptable dans celle-ci et éviter de fortes émissions de CO.
Lorsque la turbine fonctionne à pleine charge, la pression relative (P2-Po)
est plus importante que dans le cas qui vient d'être évoqué, de sorte que
la virole 15 est soulevée et découvre plus largement les ouvertures 8. Un
important débit d'air peut alors pénétrer dans la chambre de combustion 12.
Simultanément les ouvertures 10 sont fermées ce qui empêche l'air de venir
dans l'espace annulaire 21. Une grande quantité d'air est ainsi injectée
directement dans la zone de combustion principale 12, ce qui limite la
richesse maximale et évite la formation de NOx.
Ainsi il apparaít que la chambre de combustion selon l'invention ne
nécessite pas de dispositif mécanique spécifique de régulation des arrivées
d'air. La régulation se fait ici d'elle-même, par la pression relative dans la
chambre de combustion et donc en fonction du régime-moteur.
Claims (9)
- Chambre de combustion de turbine à gaz comprenant au moins une zone (11) dite de combustion-pilote dans laquelle débouchent au moins un premier moyen (3) d'injection de carburant pilote et un premier moyen (4) d'injection de comburant associé ; une zone (12) de combustion principale dans laquelle débouchent au moins un deuxième moyen (7) d'injection principale de carburant et un deuxième moyen (8) d'injection de comburant associé, l'ensemble étant maintenu sous une pression P1 à l'intérieur d'une enceinte (14), caractérisée en ce qu'elle comprend en outre un moyen mécanique (15, 16, 17, 18, 19) de régulation du deuxième débit de comburant, qui réagit à la différence de pression entre l'intérieur (P1) et la pression atmosphérique (Po) à l'extérieur de l'enceinte (14), ladite différence de pression étant directement liée au régime-moteur.
- Chambre de combustion selon la revendication 1, caractérisée en ce que ledit moyen de régulation comprend au moins un élément d'obturation (15) qui obture plus ou moins les deuxièmes arrivées de comburant (8) dans la chambre de combustion, plusieurs tiges de liaison (16) entre les éléments d'obturation et un élément de support (17), un élément de compression (18), un soufflet d'étanchéité (19) placé autour de l'élément de compression (18) et délimitant avec l'élément de support (17) le volume à pression atmosphérique (Po) vis-à-vis de l'enceinte sous pression (P1).
- Chambre de combustion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le premier moyen d'injection de carburant (3) et le premier moyen d'injection de comburant (4) sont disposés sensiblement à proximité de l'axe longitudinal (XX') de la chambre de combustion.
- Chambre de combustion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le deuxième moyen (7) d'injection principale de carburant et le deuxième moyen (8) d'injection de comburant sont disposés sur une circonférence, en aval de la zone (11) d'injection pilote relativement au sens de propagation de la flamme.
- Chambre de combustion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu'elle comprend en outre un troisième moyen d'injection de comburant qui débouche dans la chambre de combustion en aval du deuxième moyen (8) d'injection de comburant relativement au sens de propagation de la flamme.
- Chambre de combustion selon la revendication 5, caractérisée en ce que le moyen (15) de régulation du deuxième débit de comburant permet en outre de réguler le débit du troisième moyen d'injection de comburant.
- Chambre de combustion selon l'une quelconque des revendications 2 à 6, caractérisée en ce que l'élément de compression (18) comprend un empilage de rondelles coniques.
- Chambre de combustion selon l'une quelconque des revendications 2 à 6, caractérisée en ce que l'élément de compression (18) comprend au moins un ressort.
- Chambre de combustion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu'elle comprend trois zones de regroupement des deuxième moyen d'injection principal de carburant (7) et d'injection principal de comburant (8), chaque zone étant angulairement espacée de 120°C.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9807409A FR2779807B1 (fr) | 1998-06-11 | 1998-06-11 | Chambre de combustion de turbine a gaz a geometrie variable |
| FR9807409 | 1998-06-11 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| EP0964206A1 true EP0964206A1 (fr) | 1999-12-15 |
| EP0964206B1 EP0964206B1 (fr) | 2004-12-08 |
Family
ID=9527308
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| EP99401204A Expired - Lifetime EP0964206B1 (fr) | 1998-06-11 | 1999-05-18 | Chambre de combustion de turbine à gaz à géométrie variable |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6263663B1 (fr) |
| EP (1) | EP0964206B1 (fr) |
| JP (1) | JP4435331B2 (fr) |
| DE (1) | DE69922437T2 (fr) |
| FR (1) | FR2779807B1 (fr) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1777459A2 (fr) * | 2005-10-24 | 2007-04-25 | Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha | Chambre de combustion pour turbine à gaz |
| US11242992B2 (en) | 2017-04-11 | 2022-02-08 | Office National D'etudes Et De Recherches Aerospatiales | Self-adapting gas turbine firebox with variable geometry |
Families Citing this family (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2005124231A2 (fr) * | 2004-06-11 | 2005-12-29 | Vast Power Systems, Inc. | Appareil et procede de combustion a faibles emissions |
| JP4670035B2 (ja) * | 2004-06-25 | 2011-04-13 | 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 | ガスタービン燃焼器 |
| US8915086B2 (en) | 2006-08-07 | 2014-12-23 | General Electric Company | System for controlling combustion dynamics and method for operating the same |
| GB0815761D0 (en) * | 2008-09-01 | 2008-10-08 | Rolls Royce Plc | Swirler for a fuel injector |
| US8099941B2 (en) * | 2008-12-31 | 2012-01-24 | General Electric Company | Methods and systems for controlling a combustor in turbine engines |
| US8276386B2 (en) * | 2010-09-24 | 2012-10-02 | General Electric Company | Apparatus and method for a combustor |
| US9316155B2 (en) * | 2013-03-18 | 2016-04-19 | General Electric Company | System for providing fuel to a combustor |
| US9803555B2 (en) * | 2014-04-23 | 2017-10-31 | General Electric Company | Fuel delivery system with moveably attached fuel tube |
| US12044174B2 (en) * | 2020-10-14 | 2024-07-23 | King Abdullah University Of Science And Technology | Adjustable fuel injector for flame dynamics control |
| GB202112641D0 (en) * | 2021-09-06 | 2021-10-20 | Rolls Royce Plc | Controlling soot |
| CN116592391A (zh) * | 2022-02-07 | 2023-08-15 | 通用电气公司 | 具有可变初级区燃烧室的燃烧器 |
| CN115031260B (zh) * | 2022-05-30 | 2023-08-22 | 中国人民解放军空军工程大学 | 一种旋转爆震燃烧室出口喉道位置固定的可调喷管 |
| WO2024079656A1 (fr) * | 2022-10-11 | 2024-04-18 | Ecospectr Llc | Brûleur par tout ou peu à écoulement à contre-courant tourbillonnaire à deux couches |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3691761A (en) * | 1967-11-10 | 1972-09-19 | Squire Ronald Jackson | Apparatus for regulation of airflow to flame tubes for gas turbine engines |
| US3765171A (en) * | 1970-04-27 | 1973-10-16 | Mtu Muenchen Gmbh | Combustion chamber for gas turbine engines |
| US3869246A (en) * | 1973-12-26 | 1975-03-04 | Gen Motors Corp | Variable configuration combustion apparatus |
| FR2270448A1 (en) * | 1974-05-10 | 1975-12-05 | Bennes Marrel | Gas turbine combustion chamber - has spring loaded bellows controlling annular air flow control membrane |
| US4296599A (en) * | 1979-03-30 | 1981-10-27 | General Electric Company | Turbine cooling air modulation apparatus |
| EP0281961A1 (fr) * | 1987-03-06 | 1988-09-14 | Hitachi, Ltd. | Chambre de combustion pour turbine à gaz et méthode de combustion |
| US5159807A (en) * | 1990-05-03 | 1992-11-03 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Motors D'aviation "S.N.E.C.M.A." | Control system for oxidizer intake diaphragms |
-
1998
- 1998-06-11 FR FR9807409A patent/FR2779807B1/fr not_active Expired - Lifetime
-
1999
- 1999-05-18 EP EP99401204A patent/EP0964206B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 1999-05-18 DE DE69922437T patent/DE69922437T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1999-06-08 JP JP16130699A patent/JP4435331B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1999-06-11 US US09/330,199 patent/US6263663B1/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3691761A (en) * | 1967-11-10 | 1972-09-19 | Squire Ronald Jackson | Apparatus for regulation of airflow to flame tubes for gas turbine engines |
| US3765171A (en) * | 1970-04-27 | 1973-10-16 | Mtu Muenchen Gmbh | Combustion chamber for gas turbine engines |
| US3869246A (en) * | 1973-12-26 | 1975-03-04 | Gen Motors Corp | Variable configuration combustion apparatus |
| FR2270448A1 (en) * | 1974-05-10 | 1975-12-05 | Bennes Marrel | Gas turbine combustion chamber - has spring loaded bellows controlling annular air flow control membrane |
| US4296599A (en) * | 1979-03-30 | 1981-10-27 | General Electric Company | Turbine cooling air modulation apparatus |
| EP0281961A1 (fr) * | 1987-03-06 | 1988-09-14 | Hitachi, Ltd. | Chambre de combustion pour turbine à gaz et méthode de combustion |
| US5159807A (en) * | 1990-05-03 | 1992-11-03 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Motors D'aviation "S.N.E.C.M.A." | Control system for oxidizer intake diaphragms |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1777459A2 (fr) * | 2005-10-24 | 2007-04-25 | Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha | Chambre de combustion pour turbine à gaz |
| EP1777459A3 (fr) * | 2005-10-24 | 2009-10-07 | Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha | Chambre de combustion pour turbine à gaz |
| US11242992B2 (en) | 2017-04-11 | 2022-02-08 | Office National D'etudes Et De Recherches Aerospatiales | Self-adapting gas turbine firebox with variable geometry |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE69922437T2 (de) | 2005-12-08 |
| JP2000009319A (ja) | 2000-01-14 |
| FR2779807B1 (fr) | 2000-07-13 |
| JP4435331B2 (ja) | 2010-03-17 |
| DE69922437D1 (de) | 2005-01-13 |
| US6263663B1 (en) | 2001-07-24 |
| FR2779807A1 (fr) | 1999-12-17 |
| EP0964206B1 (fr) | 2004-12-08 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP0964206B1 (fr) | Chambre de combustion de turbine à gaz à géométrie variable | |
| EP0506516A1 (fr) | Chambre de combustion de turbomachine comportant un réglage du débit de comburant | |
| EP2954183B1 (fr) | Dispositif d'orientation des gaz d'échappement | |
| CH641284A5 (fr) | Dispositif regulateur de la pression d'un fluide. | |
| FR2627229A1 (fr) | Systeme de purge pour le dispositif d'injection de carburant d'un moteur a turbine et ce moteur | |
| EP0496659B1 (fr) | Chambre de combustion notamment pour turbine à gaz à paroi déformable | |
| EP0031770B1 (fr) | Perfectionnements apportés aux moteurs à combustion interne suralimentés, notamment aux moteurs Diesel | |
| CA2498242A1 (fr) | Procede d'amelioration des performances d'allumage de dispositif de post-combustion pour turboreacteur double flux et dispositif de post-combustion a performance d'allumage amelioree | |
| EP1658419A1 (fr) | Dispositif de regulation thermique de gaz d'echappement | |
| EP0301950B1 (fr) | Moteur à combustion interne suralimenté équipé d'une chambrede combustion auxiliaire | |
| EP2076659A1 (fr) | Ligne d'echappement munie d'un injecteur de carburant et de moyens d'homogeneisation des gaz brules | |
| FR2672667A1 (fr) | Chambre de combustion pour turboreacteur a faible niveau d'emissions polluantes. | |
| EP0569300B1 (fr) | Chambre de combustion comportant des passages réglables d'admission de comburant primaire | |
| CA2204591A1 (fr) | Systeme d'injection a geometrie variable adoptant un debit d'air en fonction du regime moteur | |
| FR2704628A1 (fr) | Chambre de combustion comportant un système d'injection de comburant à géométrie variable. | |
| FR2718190A1 (fr) | Soupape de régulation d'injection de carburant pour une turbomachine. | |
| EP0939216B1 (fr) | Moteur mixte susceptible de mettre en oeuvre au moins un mode statoréacteur et un mode superstatoréacteur | |
| FR2662783A1 (fr) | Dispositif de tourbillonnement a geometrie variable et a auto-actionnement. | |
| WO2018134501A2 (fr) | Chambre de combustion de turbomachine a haute permeabilite | |
| FR3068076A1 (fr) | Systeme de combustion a volume constant avec flux de contournement | |
| EP0967437B1 (fr) | Amélioration aux appareils à combustion comportant plusieurs conduits de transport de comburant | |
| EP0162761B1 (fr) | Brûleur à ventelles à alimentation équilibrée en air secondaire | |
| FR2743111A1 (fr) | Dispositif d'admission pour moteur a combustion interne | |
| FR3078365A1 (fr) | Dispositif de controle et de gestion de l'injection d'air a l'echappement | |
| FR2660016A1 (fr) | Dispositif de recirculation de gaz d'echappement d'un moteur a allumage par compression. |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PUAI | Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase |
Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012 |
|
| AK | Designated contracting states |
Kind code of ref document: A1 Designated state(s): BE DE GB IT NL |
|
| AX | Request for extension of the european patent |
Free format text: AL;LT;LV;MK;RO;SI |
|
| 17P | Request for examination filed |
Effective date: 20000615 |
|
| AKX | Designation fees paid |
Free format text: BE DE GB IT NL |
|
| 17Q | First examination report despatched |
Effective date: 20031015 |
|
| GRAP | Despatch of communication of intention to grant a patent |
Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1 |
|
| GRAS | Grant fee paid |
Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3 |
|
| GRAA | (expected) grant |
Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210 |
|
| AK | Designated contracting states |
Kind code of ref document: B1 Designated state(s): BE DE GB IT NL |
|
| REG | Reference to a national code |
Ref country code: GB Ref legal event code: FG4D Free format text: NOT ENGLISH |
|
| REF | Corresponds to: |
Ref document number: 69922437 Country of ref document: DE Date of ref document: 20050113 Kind code of ref document: P |
|
| GBT | Gb: translation of ep patent filed (gb section 77(6)(a)/1977) |
Effective date: 20050319 |
|
| PLBE | No opposition filed within time limit |
Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261 |
|
| STAA | Information on the status of an ep patent application or granted ep patent |
Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT |
|
| 26N | No opposition filed |
Effective date: 20050909 |
|
| REG | Reference to a national code |
Ref country code: DE Ref legal event code: R081 Ref document number: 69922437 Country of ref document: DE Owner name: TURBOMECA, FR Free format text: FORMER OWNERS: INSTITUT FRANCAIS DU PETROLE, RUEIL-MALMAISON, HAUTS-DE-SEINE, FR; TURBOMECA, BORDES, PYRENEES ATLANTIQUES, FR Effective date: 20110329 Ref country code: DE Ref legal event code: R081 Ref document number: 69922437 Country of ref document: DE Owner name: TURBOMECA, FR Free format text: FORMER OWNER: INSTITUT FRANCAIS DU PETROLE, TURBOMECA, , FR Effective date: 20110329 |
|
| REG | Reference to a national code |
Ref country code: DE Ref legal event code: R082 Ref document number: 69922437 Country of ref document: DE Representative=s name: VONNEMANN, KLOIBER & KOLLEGEN, DE |
|
| PGFP | Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: BE Payment date: 20130424 Year of fee payment: 15 |
|
| REG | Reference to a national code |
Ref country code: DE Ref legal event code: R082 Ref document number: 69922437 Country of ref document: DE Representative=s name: VKK PATENTANWAELTE, DE Effective date: 20130618 Ref country code: DE Ref legal event code: R082 Ref document number: 69922437 Country of ref document: DE Representative=s name: VONNEMANN, KLOIBER & KOLLEGEN, DE Effective date: 20130618 Ref country code: DE Ref legal event code: R081 Ref document number: 69922437 Country of ref document: DE Owner name: TURBOMECA, FR Free format text: FORMER OWNERS: IFP ENERGIES NOUVELLES, RUEIL-MALMAISON, FR; TURBOMECA, BORDES, PYRENEES ATLANTIQUES, FR Effective date: 20130618 Ref country code: DE Ref legal event code: R081 Ref document number: 69922437 Country of ref document: DE Owner name: TURBOMECA, FR Free format text: FORMER OWNER: IFP ENERGIES NOUVELLES, TURBOMECA, , FR Effective date: 20130618 |
|
| PGFP | Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: NL Payment date: 20130424 Year of fee payment: 15 |
|
| REG | Reference to a national code |
Ref country code: GB Ref legal event code: 732E Free format text: REGISTERED BETWEEN 20140116 AND 20140122 |
|
| REG | Reference to a national code |
Ref country code: NL Ref legal event code: V1 Effective date: 20141201 |
|
| PG25 | Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: NL Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES Effective date: 20141201 |
|
| PG25 | Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: BE Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES Effective date: 20140531 |
|
| PGFP | Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: DE Payment date: 20180419 Year of fee payment: 20 |
|
| PGFP | Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: IT Payment date: 20180420 Year of fee payment: 20 |
|
| PGFP | Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: GB Payment date: 20180419 Year of fee payment: 20 |
|
| REG | Reference to a national code |
Ref country code: DE Ref legal event code: R071 Ref document number: 69922437 Country of ref document: DE |
|
| REG | Reference to a national code |
Ref country code: GB Ref legal event code: PE20 Expiry date: 20190517 |
|
| PG25 | Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: GB Free format text: LAPSE BECAUSE OF EXPIRATION OF PROTECTION Effective date: 20190517 |