公开(公告)号：WO2013030492A1

公开(公告)日：2013-03-07

申请号：PCT/FR2012/051917

申请日：2012-08-22

Applicant: TURBOMECA ,  SAVARY, Nicolas ,  BERAT, Claude ,  GRIENCHE, Guy ,  BERTEAU, Patrick ,  VERDIER, Hubert, Pascal

Inventor： SAVARY, Nicolas ,  BERAT, Claude ,  GRIENCHE, Guy ,  BERTEAU, Patrick ,  VERDIER, Hubert, Pascal

IPC: F23R3/06 ,  F23R3/52

CPC classification number: F23R3/002 ,  F23R3/06 ,  F23R3/52 ,  F23R2900/03041 ,  F23R2900/03042 ,  Y02T50/675

Abstract: L'invention concerne le domaine des chambres de combustion de turbomachines, et en particulier une paroi annulaire (11) de chambre de combustion (4) de turbomachine. Cette paroi (11) présente un côté froid et un côté chaud et est munie d'au moins un trou primaire (17) pour permettre à un premier débit d'air circulant du côté froid de la paroi (11) de pénétrer du côté chaud de la paroi (11) pour alimenter la combustion d'un carburant à l'intérieur de la chambre de combustion (4), ainsi que d'une pluralité de trous de refroidissement (19), ayant chacun un diamètre non supérieur à 1 mm, pour permettre à un deuxième débit d'air circulant du côté froid de la paroi (11) de pénétrer du côté chaud de la paroi (11) pour refroidir le côté chaud de la paroi (11). Ladite pluralité de trous de refroidissement (19) est aussi apte à assurer la dilution de gaz de combustion (20) issus de ladite combustion par le débit d'air pénétrant du côté chaud de la paroi (11) à travers les trous de refroidissement (19).

Abstract translation: 本发明涉及涡轮机燃烧室，特别是涡轮机燃烧室（4）的环形壁（11）的领域。 该壁（11）具有冷侧和热侧，并且设置有至少一个主孔（17），以允许从壁（11）的冷侧流动的第一气流穿过至 在燃烧室（4）内供给燃料的燃烧壁（11），以及多个冷却孔（19），每个冷却孔的直径不大于1mm，以允许从冷气流出的第二气流 侧壁（11）穿过壁（11）的热侧以冷却壁（11）的热侧。 所述多个冷却孔（19）还能够通过穿过冷却孔（19）穿过壁（11）的热侧的空气流稀释由所述燃烧产生的燃烧气体（20）。

公开(公告)号：WO2005040677A3

公开(公告)日：2006-02-16

申请号：PCT/US2004028040

申请日：2004-08-27

Applicant: ALM BLUEFLAME LLC ,  RAKHMAILOV ANATOLY M ,  RAKHMAILOV ANATOLY A

Inventor： RAKHMAILOV ANATOLY M ,  RAKHMAILOV ANATOLY A

IPC: F23C3/00 ,  F23C9/00 ,  F23R3/42 ,  F23R3/52

CPC classification number: F23R3/52 ,  F23C3/00 ,  F23C9/006 ,  F23C2900/03002 ,  F23R3/42

Abstract: The invention relates to recirculation flow combustors having a generally curved recirculation chamber and unobstructed flow along the periphery of the boundary layer of the vortex flow in this chamber, and methods of operating such combustors. Such combustors further have a border interface area of low turbulence between the vortex flow and the main flow in the combustor, in which chemical reactions take place which are highly advantageous to the combustion process, and which promote a thermal nozzle effect within the combustor. A combustor of this type may be used for burning lean and super-lean fuel and air mixtures for use in gas turbine engines, jet and rocket engines and thermal plants such as boilers, heat exchanges plants, chemical reactors, and the like. The apparatus and methods of the invention may also be operated under conditions that favor fuel reformation rather than combustion, where such a reaction is desired.

Abstract translation: 本发明涉及具有大致弯曲的再循环室和沿着该室中的涡流的边界层的周边的不阻碍流动的再循环流动燃烧器以及操作这种燃烧器的方法。 这样的燃烧器还具有在涡流与燃烧器中的主流之间具有低湍流的边界界面区域，其中发生了对燃烧过程非常有利的化学反应，并且这促进了燃烧器内的热喷嘴效应。 这种类型的燃烧器可以用于燃烧用于燃气涡轮发动机，喷气和火箭发动机以及诸如锅炉，热交​​换设备，化学反应器等的热设备中的贫稀和超贫燃料和空气混合物。 本发明的装置和方法还可以在有利于燃料改造而不是燃烧的条件下运行，在需要这种反应的情况下。

公开(公告)号：WO2020245638A1

公开(公告)日：2020-12-10

申请号：PCT/IB2019/054742

申请日：2019-06-06

Applicant: HOLGADO DE JUAN, Miguel Angel

Inventor： HOLGADO DE JUAN, Miguel Angel

IPC: F23R3/52 ,  F23R3/28 ,  F23R3/16

Abstract: Combustor para turbina que comprende una pluralidad de cámaras de combustión (5) adosadas formando una configuración anular (6) y con una inclinación orientada según la inclinación de las palas del rotor (12) de la turbina (1), proporcionando una salida de combustión perpendicular a dichas palas. También comprende al menos un elemento de distribución de combustible (7) con una entrada de combustible (9) y una pluralidad de salidas de combustible (8), conectadas a una cámara de combustión (5). La salida de cada cámara de combustión está delimitada lateralmente por unos tabiques inclinados (20) dotados de la misma inclinación que las palas del rotor (12) de la turbina. El aire procedente del compresor (3) se mezcla con la combustión de cada cámara, en la zona de los tabiques inclinados paralelos. Esta configuración aumenta el empuje aplicado a las palas del rotor y por lo tanto su velocidad. Además la invención se refiere a la Turbina obtenida que comprende el combustor.

公开(公告)号：WO2018082539A1

公开(公告)日：2018-05-11

申请号：PCT/CN2017/108539

申请日：2017-10-31

Applicant: BEIJING HUATSING GAS TURBINE & IGCC TECHNOLOGY CO., LTD

Inventor： BLAND, Robert ,  BATTAGLIOLI, John ,  ZHANG, Shanshan ,  ZHA, Xiaochen

IPC: F23R3/20 ,  F23R3/28 ,  F23R3/38 ,  F23R3/52

Abstract: A nozzle tip (24) for a premix fuel nozzle (12, 22) is provided. The nozzle tip (24) includes an outer body (26) having an outer body external face (36) facing the downstream end of a burner tube (25). The outer body external face (36) has a smaller cross-sectional area than the cross-sectional area of the burner tube (25), and at least one segment (40) radiates radially outwardly toward the internal wall (27) of the burner tube (25) from the outer body (26), wherein each segment (40) has a proximal end (44) disposed adjacently to the outer body external face (36) and a distal end (46) disposed in a direction toward the burner tube (25). Each segment (40) has a segment downstream face (48) angled relatively to the longitudinal axis (B) of the burner tube (25) towards the downstream end of the burner tube (25). When the gas turbine is in operation, an axial flow field of an air and fuel mixture flows through the burner tube (25) and around the nozzle tip (24), and two or more recirculation zones of different radial extent are generated on the nozzle tip (24) by the segments (40) to provide strong flame holding and flame propagation.

Abstract translation: 提供用于预混合燃料喷嘴（12,22）的喷嘴尖端（24）。 喷嘴尖端（24）包括具有面向燃烧器管（25）的下游端的外主体外表面（36）的外主体（26）。 外主体外表面36具有比燃烧器管25的横截面面积更小的横截面面积，并且至少一个区段40朝向燃烧器的内壁27径向向外辐射， 其特征在于，每个节段（40）具有邻近所述外主体外表面（36）设置的近端（44）和沿朝向所述燃烧器的方向布置的远端（46） 管（25）。 每个节段（40）具有相对于燃烧器管（25）的纵向轴线（B）朝向燃烧器管（25）的下游端倾斜的节段下游面（48）。 当燃气轮机运行时，空气和燃料混合物的轴向流场通过燃烧器管（25）并围绕喷嘴尖端（24）流动，并且在喷嘴上产生径向范围不同的两个或更多个再循环区 尖端（24）由段（40）提供，以提供强烈的火焰保持和火焰传播。

公开(公告)号：WO2016174363A1

公开(公告)日：2016-11-03

申请号：PCT/FR2016/051004

申请日：2016-04-28

Applicant: SNECMA

Inventor： GODEL, Guillaume, Aurélien ,  LUNEL, Romain, Nicolas ,  NOËL, Thomas, Olivier, Marie ,  RULLAUD, Matthieu, François

IPC: F23R3/52 ,  F23R3/06 ,  F23R3/28 ,  F23R3/42

CPC classification number: F23R3/283 ,  F23R3/06 ,  F23R3/42

Abstract: L'invention concerne une chambre de combustion d'une turbomachine, comprenant; un carter annulaire externe; un tube à flamme connecté au carter externe, ledit tube à flamme comprenant une paroi annulaire interne et une paroi annulaire externe définissant d'une part une première portion radiale en entrée du tube à flamme et d'autre part une seconde portion axiale en sortie du tube à flamme, la première portion s'étendant vers la seconde portion en formant un coude entre l'entrée et la sortie du tube à flamme.

Abstract translation: 本发明涉及一种涡轮机的燃烧室，包括：环形外壳; 以及连接到所述外壳的火焰管，所述火焰管包括环形内壁和限定所述火焰管入口处的第一径向部分和所述火焰管出口处的第二轴向部分的环形外壁， 第一部分朝向第二部分延伸，在火焰管的入口和出口之间形成弯头。

公开(公告)号：WO2015124840A1

公开(公告)日：2015-08-27

申请号：PCT/FR2015/050179

申请日：2015-01-27

Applicant: TURBOMECA

Inventor： SAVARY, Nicolas ,  BERTEAU, Patrick ,  CARRERE, Bernard ,  DUBOURDIEU, Jean-Marc ,  NAUDOT, Ludovic

IPC: F23R3/00 ,  F23R3/52 ,  F23R3/60

CPC classification number: F23R3/52 ,  F02C7/20 ,  F05D2230/50 ,  F05D2230/51 ,  F05D2230/64 ,  F05D2230/642 ,  F05D2240/35 ,  F05D2240/90 ,  F05D2260/30 ,  F23C5/02 ,  F23D11/103 ,  F23R3/002 ,  F23R3/007 ,  F23R3/28 ,  F23R3/283 ,  F23R3/42 ,  F23R3/425 ,  F23R3/46 ,  F23R3/48 ,  F23R3/50 ,  F23R3/54 ,  F23R3/56 ,  F23R3/58 ,  F23R3/60 ,  F23R2900/00005 ,  F23R2900/00017 ,  F23R2900/00018 ,  F23R2900/00019

Abstract: Chambre de combustion annulaire de turbomachine présentant une direction axiale (X), une direction radiale et une direction azimutale, comprenant une première paroi annulaire (12) et une seconde paroi annulaire (14), chaque paroi délimitant au moins une partie de l'enceinte de la chambre de combustion annulaire, les première et seconde parois (12, 14) présentant des éléments complémentaires d'emboîtement (12d, 14d), la première paroi (12) présentant au moins un premier trou traversant (12f) tandis que la seconde paroi (14) présente au moins un second trou traversant (14f), la chambre de combustion comprenant en outre au moins une broche engagée dans une paire de trous comprenant un premier trou (12f) et un second trou (14f), ladite broche (18) étant formée par un injecteur et verrouillant l'emboîtement des première et seconde parois (12, 14).

Abstract translation: 本发明涉及具有轴向（X），径向和方位方向的环形涡轮发动机燃烧室。 所述腔室包括第一环形壁（12）和第二环形壁（14）。 每个壁限定环形燃烧室的外壳的至少一部分。 第一和第二壁（12,14）具有互补的互锁元件（12d，14d）。 第一壁（12）具有至少一个第一通孔（12f），而第二壁（14）具有至少一个第二通孔（14f）。 燃烧室还包括插入包括第一孔（12f）和第二孔（14f）的一对孔中的至少一个销。 所述销（18）由注射器形成并牢固地互锁第一和第二壁（12,14）。

公开(公告)号：WO2006059977A1

公开(公告)日：2006-06-08

申请号：PCT/US2004/039979

申请日：2004-12-01

Applicant: UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION ,  SUCIU, Gabriel, L. ,  NORRIS, James, W. ,  NORDEEN, Craig, A. ,  MERRY, Brian

Inventor： SUCIU, Gabriel, L. ,  NORRIS, James, W. ,  NORDEEN, Craig, A. ,  MERRY, Brian

IPC: F02C3/073 ,  F02K3/068 ,  F23R3/52

CPC classification number: F02K3/068 ,  F02C3/073 ,  F23R3/52

Abstract: A tip turbine engine has a more efficient core airflow path from the hollow fan blades, through the combustor and to the combustion chamber of a combustor. The turbine engine includes a rotatable fan having a plurality of radially-extending fan blades each defining compressor chambers extending radially therein. A turbine is mounted to the outer periphery of the fan. A diffuser at a radially outer end of each compressor chamber turns core airflow through the compressor chamber toward the combustor. The high velocity, high pressure core airflow from the compressor chambers in the hollow fan blades is diffused before the compressed core airflow enters the combustor, thereby improving the efficiency of the tip turbine engine. Further, the overall diameter of the tip turbine engine is reduced by the arrangement of the diffuser case in a position not directly radially outward of the fan blades.

Abstract translation: 尖端涡轮发动机具有从中空风扇叶片通过燃烧器和燃烧器的燃烧室的更有效的芯气流路径。 涡轮发动机包括具有多个径向延伸的风扇叶片的可旋转风扇，每个风扇叶片限定其径向延伸的压缩机室。 涡轮安装在风扇的外周。 在每个压缩机室的径向外端处的扩散器使得通过压缩机室的核心气流朝向燃烧器。 来自中空风扇叶片中的压缩机室的高速高压核心气流在压缩空气流进入燃烧器之前扩散，从而提高了顶端涡轮发动机的效率。 此外，通过在不直接径向向外的风扇叶片的位置的扩散器壳体的布置来减小顶端涡轮发动机的总直径。

公开(公告)号：WO2004044494A1

公开(公告)日：2004-05-27

申请号：PCT/US2003/032056

申请日：2003-10-10

Applicant: SIEMENS WESTINGHOUSE POWER CORPORATION

Inventor： LITTLE, David, Allen ,  LIPPERT, Thomas, E.

IPC: F23R3/52

CPC classification number: F23R3/52 ,  F23R3/40

Abstract: A gas turbine combustion system and method used for generating electrical power includes a compressor that receives and compresses air. A first stage turbine nozzle is flowise connected to the compressor and receives a portion of the compressed air from the compressor within a first air flow. A torus configured combustion chamber is positioned around the first stage turbine nozzle and receives a portion of the compressed air from the compressor within a second air flow that is passed through the combustion chamber where air and fuel are mixed and combusted. The air is discharged at the first stage turbine nozzle to mix with the first air while achieving a dry low NOx combustion.

Abstract translation: 用于产生电力的燃气轮机燃烧系统和方法包括接收和压缩空气的压缩机。 第一级涡轮喷嘴流动地连接到压缩机并且在第一空气流中接收来自压缩机的一部分压缩空气。 环形构造的燃烧室定位在第一级涡轮喷嘴周围，并且在通过燃烧室的第二空气流中接收来自压缩机的一部分压缩空气，其中空气和燃料被混合和燃烧。 空气在第一级涡轮喷嘴处排出，与第一空气混合同时实现干燥的低NOx燃烧。