Combustion method for gas turbines - has flame-holder dividing chamber and split airstream swirling in opposite directions

The combustion method for gas fired gas turbines involves using an annular chamber with an annular flame jacket (4) cum downstream fuel injector (14) unit creating, with the chamber walls (11, 12) two separate air ducts (15, 16). In these primary air (1) is swirled tangentially, respectively in opposite directions, through blade swirlers (17, 18) adjoining the flame holder followed by similarly oriented slot swirlers (19, 20) with slots (23) in the downstream face as well as (22) the side facing the combustion zone (6). Secondary air (2, 3) flows through the gaps (25; 26) between primary swirlers and chamber walls. There may be blade swirlers partially or wholly across these also, oriented as the others. L'invention concerne les constructions mécaniques. Le procédé faisant l'objet de l'invention est du type comprenant notamment les stades suivants : division préalable de l'air primaire et de l'air secondaire en jets annulaires coaxiaux 1, 2, 3 séparés, mise en rotation des jets annulaires coaxiaux d'air primaire autour de l'axe longitudinal de la chambre de combustion, et est caractérisé notamment en ce qu'un certain nombre de jets annulaires coaxiaux d'air secondaire sont introduits dans ladite zone de. combustion, et que la mise en rotation des jets annulaires coaxiaux d'air primaire se fait suivant une direction tangentielle. L'invention s'applique notamment aux turbomoteurs fonctionnant aux carburants gazeux, en particulier au gaz naturel.