TWO-STAGE COMBUSTOR FOR GAS TURBINE ENGINE

A combustor for a gas turbine engine comprises an inner annular liner and an outer annular liner. First and second combustion stages are defined between the liners. Each combustion stage has a plurality of fuel injection bores distributed in a liner wall defining the respective stage. A lobed mixer...

Ausführliche Beschreibung

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Bibliographische Detailangaben
Hauptverfasser:	HAWIE, EDUARDO, DAVENPORT, NIGEL
Format:	Patent
Sprache:	eng ; fre
Schlagworte:	AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS BLASTING COMBUSTION APPARATUS COMBUSTION ENGINES COMBUSTION PROCESSES CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS GAS-TURBINE PLANTS GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGHVELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS HEATING HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS LIGHTING MECHANICAL ENGINEERING WEAPONS
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Beschreibung
Zusammenfassung:	A combustor for a gas turbine engine comprises an inner annular liner and an outer annular liner. First and second combustion stages are defined between the liners. Each combustion stage has a plurality of fuel injection bores distributed in a liner wall defining the respective stage. A lobed mixer extends into the combustor, the lobed mixer arranged to receive combustion gases from each combustion stage for mixing flows of said combustion gases. Un brûleur pour moteur à turbine à gaz comprend une doublure annulaire intérieure et une doublure annulaire extérieure. Une première et une seconde étape de combustion sont définies entre les doublures. Chaque étape de combustion a une pluralité dalésages dinjection de carburant distribuée dans une paroi de doublure définissant létape respective. Un mélangeur lobé sétend dans le brûleur, le mélangeur lobé agencé pour recevoir des gaz de combustion depuis chaque étape de combustion pour mélanger des écoulements desdits gaz de combustion.