FLAME TUBE OF GAS TURBINE ENGINE COMBUSTION CHAMBER
FIELD: engine devices and pumps.SUBSTANCE: combustion chamber flame tube of a gas turbine engine comprises a front device. On the device front plate there are burner modules with longitudinal axis collinear to flame tube axis with blade radial swirlers and mixing channels. The total area ratio of ou...
Gespeichert in:
| Hauptverfasser: | , , , , , , |
|---|---|
| Format: | Patent |
| Sprache: | eng ; rus |
| Schlagworte: | |
| Online-Zugang: | Volltext bestellen |
| Tags: |
Tag hinzufügen
Keine Tags, Fügen Sie den ersten Tag hinzu!
|
| container_end_page | |
|---|---|
| container_issue | |
| container_start_page | |
| container_title | |
| container_volume | |
| creator | Tsatiashvili Vakhtang Valerevich Andryukov Nikolaj Anatolevich Abramchuk Taras Viktorovich Semakov Gleb Nikolaevich Nazukin Vladislav Alekseevich Sipatov Aleksej Matveevich Fagalov Igor Uralovich |
| description | FIELD: engine devices and pumps.SUBSTANCE: combustion chamber flame tube of a gas turbine engine comprises a front device. On the device front plate there are burner modules with longitudinal axis collinear to flame tube axis with blade radial swirlers and mixing channels. The total area ratio of outlet holes of burner modules to total area of the front plate is in from 18 to 30. The blades of radial swirler are located at inlet to burner module mixing channel and installed at angle within the range from 48 to 53°. In the burner module mixing channel there is a central bushing with channel swirler having ducts for feeding air and fuel in a partition, made at an angle in the range 90...30° to the blade surface. The length of the mixing channel inner wall is 80...90% of its outer wall length. The ratio of outer diameter of the mixing channel inner wall to inner diameter of its outer wall is within 0.55...0.65. The distance from outlet plane of the mixing channel inner wall to channel swirler lies within 0.35...0.55 of the mixing channel wall inner diameter. There are no channels in one of the burner modules for running and feeding fuel into the central bushing. The channel swirler contains channels only for air supply.EFFECT: reliable and stable operation of combustion chamber at low engine operation modes by means of non-pulsating combustion of fuel-air mixture in combustion chamber flame tube.2 cl, 8 dwg
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит фронтовое устройство. На фронтовой плите устройства расположены горелочные модули с продольной осью, коллинеарной оси жаровой трубы, с лопаточными радиальными завихрителями и смесительными каналами. Соотношение суммы площадей выходных отверстий горелочных модулей к общей площади фронтовой плиты находится в соотношении от 18 до 30. Лопатки радиального завихрителя расположены на входе в смесительный канал горелочного модуля и установлены под углом в диапазоне от 48 до 53°. В смесительном канале горелочного модуля соосно расположена центральная втулка с канальным завихрителем, имеющим каналы подачи воздуха и топлива в перегородке, выполненные под углом в диапазоне от 90...30° к поверхности лопатки. Длина внутренней стенки смесительного канала составляет 80...90% от длины его наружной стенки. Отношение наружного диаметра внутренней стенки смесительного канала к внутреннему диаметру его наружной стенки находится в |
| format | Patent |
| fullrecord | <record><control><sourceid>epo_EVB</sourceid><recordid>TN_cdi_epo_espacenet_RU2633982C1</recordid><sourceformat>XML</sourceformat><sourcesystem>PC</sourcesystem><sourcerecordid>RU2633982C1</sourcerecordid><originalsourceid>FETCH-epo_espacenet_RU2633982C13</originalsourceid><addsrcrecordid>eNrjZDB283H0dVUICXVyVfB3U3B3DAayg5w8_VwVXP3cQZSzv69TaHCIp7-fgrOHo6-TaxAPA2taYk5xKi-U5mZQcHMNcfbQTS3Ij08tLkhMTs1LLYkPCjUyMza2tDByNjQmQgkAMSYmlQ</addsrcrecordid><sourcetype>Open Access Repository</sourcetype><iscdi>true</iscdi><recordtype>patent</recordtype></control><display><type>patent</type><title>FLAME TUBE OF GAS TURBINE ENGINE COMBUSTION CHAMBER</title><source>esp@cenet</source><creator>Tsatiashvili Vakhtang Valerevich ; Andryukov Nikolaj Anatolevich ; Abramchuk Taras Viktorovich ; Semakov Gleb Nikolaevich ; Nazukin Vladislav Alekseevich ; Sipatov Aleksej Matveevich ; Fagalov Igor Uralovich</creator><creatorcontrib>Tsatiashvili Vakhtang Valerevich ; Andryukov Nikolaj Anatolevich ; Abramchuk Taras Viktorovich ; Semakov Gleb Nikolaevich ; Nazukin Vladislav Alekseevich ; Sipatov Aleksej Matveevich ; Fagalov Igor Uralovich</creatorcontrib><description>FIELD: engine devices and pumps.SUBSTANCE: combustion chamber flame tube of a gas turbine engine comprises a front device. On the device front plate there are burner modules with longitudinal axis collinear to flame tube axis with blade radial swirlers and mixing channels. The total area ratio of outlet holes of burner modules to total area of the front plate is in from 18 to 30. The blades of radial swirler are located at inlet to burner module mixing channel and installed at angle within the range from 48 to 53°. In the burner module mixing channel there is a central bushing with channel swirler having ducts for feeding air and fuel in a partition, made at an angle in the range 90...30° to the blade surface. The length of the mixing channel inner wall is 80...90% of its outer wall length. The ratio of outer diameter of the mixing channel inner wall to inner diameter of its outer wall is within 0.55...0.65. The distance from outlet plane of the mixing channel inner wall to channel swirler lies within 0.35...0.55 of the mixing channel wall inner diameter. There are no channels in one of the burner modules for running and feeding fuel into the central bushing. The channel swirler contains channels only for air supply.EFFECT: reliable and stable operation of combustion chamber at low engine operation modes by means of non-pulsating combustion of fuel-air mixture in combustion chamber flame tube.2 cl, 8 dwg
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит фронтовое устройство. На фронтовой плите устройства расположены горелочные модули с продольной осью, коллинеарной оси жаровой трубы, с лопаточными радиальными завихрителями и смесительными каналами. Соотношение суммы площадей выходных отверстий горелочных модулей к общей площади фронтовой плиты находится в соотношении от 18 до 30. Лопатки радиального завихрителя расположены на входе в смесительный канал горелочного модуля и установлены под углом в диапазоне от 48 до 53°. В смесительном канале горелочного модуля соосно расположена центральная втулка с канальным завихрителем, имеющим каналы подачи воздуха и топлива в перегородке, выполненные под углом в диапазоне от 90...30° к поверхности лопатки. Длина внутренней стенки смесительного канала составляет 80...90% от длины его наружной стенки. Отношение наружного диаметра внутренней стенки смесительного канала к внутреннему диаметру его наружной стенки находится в пределах 0,55...0,65. Расстояние от выходной плоскости внутренней стенки смесительного канала до канального завихрителя находится в пределах 0,35...0,55 от внутреннего диаметра стенки смесительного канала. В одном из горелочных модулей отсутствуют каналы подвода и подачи топлива в центральную втулку. В канальном завихрителе выполнены каналы только для подачи воздуха. Изобретение обеспечивает надежную и устойчивую работу камеры сгорания на «низких» режимах работы двигателя путем беспульсационного горения топливовоздушной смеси в объеме жаровой трубы камеры сгорания. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.</description><language>eng ; rus</language><subject>BLASTING ; COMBUSTION APPARATUS ; COMBUSTION PROCESSES ; GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGHVELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS ; HEATING ; LIGHTING ; MECHANICAL ENGINEERING ; WEAPONS</subject><creationdate>2017</creationdate><oa>free_for_read</oa><woscitedreferencessubscribed>false</woscitedreferencessubscribed></display><links><openurl>$$Topenurl_article</openurl><openurlfulltext>$$Topenurlfull_article</openurlfulltext><thumbnail>$$Tsyndetics_thumb_exl</thumbnail><linktohtml>$$Uhttps://worldwide.espacenet.com/publicationDetails/biblio?FT=D&date=20171020&DB=EPODOC&CC=RU&NR=2633982C1$$EHTML$$P50$$Gepo$$Hfree_for_read</linktohtml><link.rule.ids>230,308,780,885,25563,76418</link.rule.ids><linktorsrc>$$Uhttps://worldwide.espacenet.com/publicationDetails/biblio?FT=D&date=20171020&DB=EPODOC&CC=RU&NR=2633982C1$$EView_record_in_European_Patent_Office$$FView_record_in_$$GEuropean_Patent_Office$$Hfree_for_read</linktorsrc></links><search><creatorcontrib>Tsatiashvili Vakhtang Valerevich</creatorcontrib><creatorcontrib>Andryukov Nikolaj Anatolevich</creatorcontrib><creatorcontrib>Abramchuk Taras Viktorovich</creatorcontrib><creatorcontrib>Semakov Gleb Nikolaevich</creatorcontrib><creatorcontrib>Nazukin Vladislav Alekseevich</creatorcontrib><creatorcontrib>Sipatov Aleksej Matveevich</creatorcontrib><creatorcontrib>Fagalov Igor Uralovich</creatorcontrib><title>FLAME TUBE OF GAS TURBINE ENGINE COMBUSTION CHAMBER</title><description>FIELD: engine devices and pumps.SUBSTANCE: combustion chamber flame tube of a gas turbine engine comprises a front device. On the device front plate there are burner modules with longitudinal axis collinear to flame tube axis with blade radial swirlers and mixing channels. The total area ratio of outlet holes of burner modules to total area of the front plate is in from 18 to 30. The blades of radial swirler are located at inlet to burner module mixing channel and installed at angle within the range from 48 to 53°. In the burner module mixing channel there is a central bushing with channel swirler having ducts for feeding air and fuel in a partition, made at an angle in the range 90...30° to the blade surface. The length of the mixing channel inner wall is 80...90% of its outer wall length. The ratio of outer diameter of the mixing channel inner wall to inner diameter of its outer wall is within 0.55...0.65. The distance from outlet plane of the mixing channel inner wall to channel swirler lies within 0.35...0.55 of the mixing channel wall inner diameter. There are no channels in one of the burner modules for running and feeding fuel into the central bushing. The channel swirler contains channels only for air supply.EFFECT: reliable and stable operation of combustion chamber at low engine operation modes by means of non-pulsating combustion of fuel-air mixture in combustion chamber flame tube.2 cl, 8 dwg
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит фронтовое устройство. На фронтовой плите устройства расположены горелочные модули с продольной осью, коллинеарной оси жаровой трубы, с лопаточными радиальными завихрителями и смесительными каналами. Соотношение суммы площадей выходных отверстий горелочных модулей к общей площади фронтовой плиты находится в соотношении от 18 до 30. Лопатки радиального завихрителя расположены на входе в смесительный канал горелочного модуля и установлены под углом в диапазоне от 48 до 53°. В смесительном канале горелочного модуля соосно расположена центральная втулка с канальным завихрителем, имеющим каналы подачи воздуха и топлива в перегородке, выполненные под углом в диапазоне от 90...30° к поверхности лопатки. Длина внутренней стенки смесительного канала составляет 80...90% от длины его наружной стенки. Отношение наружного диаметра внутренней стенки смесительного канала к внутреннему диаметру его наружной стенки находится в пределах 0,55...0,65. Расстояние от выходной плоскости внутренней стенки смесительного канала до канального завихрителя находится в пределах 0,35...0,55 от внутреннего диаметра стенки смесительного канала. В одном из горелочных модулей отсутствуют каналы подвода и подачи топлива в центральную втулку. В канальном завихрителе выполнены каналы только для подачи воздуха. Изобретение обеспечивает надежную и устойчивую работу камеры сгорания на «низких» режимах работы двигателя путем беспульсационного горения топливовоздушной смеси в объеме жаровой трубы камеры сгорания. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.</description><subject>BLASTING</subject><subject>COMBUSTION APPARATUS</subject><subject>COMBUSTION PROCESSES</subject><subject>GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGHVELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS</subject><subject>HEATING</subject><subject>LIGHTING</subject><subject>MECHANICAL ENGINEERING</subject><subject>WEAPONS</subject><fulltext>true</fulltext><rsrctype>patent</rsrctype><creationdate>2017</creationdate><recordtype>patent</recordtype><sourceid>EVB</sourceid><recordid>eNrjZDB283H0dVUICXVyVfB3U3B3DAayg5w8_VwVXP3cQZSzv69TaHCIp7-fgrOHo6-TaxAPA2taYk5xKi-U5mZQcHMNcfbQTS3Ij08tLkhMTs1LLYkPCjUyMza2tDByNjQmQgkAMSYmlQ</recordid><startdate>20171020</startdate><enddate>20171020</enddate><creator>Tsatiashvili Vakhtang Valerevich</creator><creator>Andryukov Nikolaj Anatolevich</creator><creator>Abramchuk Taras Viktorovich</creator><creator>Semakov Gleb Nikolaevich</creator><creator>Nazukin Vladislav Alekseevich</creator><creator>Sipatov Aleksej Matveevich</creator><creator>Fagalov Igor Uralovich</creator><scope>EVB</scope></search><sort><creationdate>20171020</creationdate><title>FLAME TUBE OF GAS TURBINE ENGINE COMBUSTION CHAMBER</title><author>Tsatiashvili Vakhtang Valerevich ; Andryukov Nikolaj Anatolevich ; Abramchuk Taras Viktorovich ; Semakov Gleb Nikolaevich ; Nazukin Vladislav Alekseevich ; Sipatov Aleksej Matveevich ; Fagalov Igor Uralovich</author></sort><facets><frbrtype>5</frbrtype><frbrgroupid>cdi_FETCH-epo_espacenet_RU2633982C13</frbrgroupid><rsrctype>patents</rsrctype><prefilter>patents</prefilter><language>eng ; rus</language><creationdate>2017</creationdate><topic>BLASTING</topic><topic>COMBUSTION APPARATUS</topic><topic>COMBUSTION PROCESSES</topic><topic>GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGHVELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS</topic><topic>HEATING</topic><topic>LIGHTING</topic><topic>MECHANICAL ENGINEERING</topic><topic>WEAPONS</topic><toplevel>online_resources</toplevel><creatorcontrib>Tsatiashvili Vakhtang Valerevich</creatorcontrib><creatorcontrib>Andryukov Nikolaj Anatolevich</creatorcontrib><creatorcontrib>Abramchuk Taras Viktorovich</creatorcontrib><creatorcontrib>Semakov Gleb Nikolaevich</creatorcontrib><creatorcontrib>Nazukin Vladislav Alekseevich</creatorcontrib><creatorcontrib>Sipatov Aleksej Matveevich</creatorcontrib><creatorcontrib>Fagalov Igor Uralovich</creatorcontrib><collection>esp@cenet</collection></facets><delivery><delcategory>Remote Search Resource</delcategory><fulltext>fulltext_linktorsrc</fulltext></delivery><addata><au>Tsatiashvili Vakhtang Valerevich</au><au>Andryukov Nikolaj Anatolevich</au><au>Abramchuk Taras Viktorovich</au><au>Semakov Gleb Nikolaevich</au><au>Nazukin Vladislav Alekseevich</au><au>Sipatov Aleksej Matveevich</au><au>Fagalov Igor Uralovich</au><format>patent</format><genre>patent</genre><ristype>GEN</ristype><title>FLAME TUBE OF GAS TURBINE ENGINE COMBUSTION CHAMBER</title><date>2017-10-20</date><risdate>2017</risdate><abstract>FIELD: engine devices and pumps.SUBSTANCE: combustion chamber flame tube of a gas turbine engine comprises a front device. On the device front plate there are burner modules with longitudinal axis collinear to flame tube axis with blade radial swirlers and mixing channels. The total area ratio of outlet holes of burner modules to total area of the front plate is in from 18 to 30. The blades of radial swirler are located at inlet to burner module mixing channel and installed at angle within the range from 48 to 53°. In the burner module mixing channel there is a central bushing with channel swirler having ducts for feeding air and fuel in a partition, made at an angle in the range 90...30° to the blade surface. The length of the mixing channel inner wall is 80...90% of its outer wall length. The ratio of outer diameter of the mixing channel inner wall to inner diameter of its outer wall is within 0.55...0.65. The distance from outlet plane of the mixing channel inner wall to channel swirler lies within 0.35...0.55 of the mixing channel wall inner diameter. There are no channels in one of the burner modules for running and feeding fuel into the central bushing. The channel swirler contains channels only for air supply.EFFECT: reliable and stable operation of combustion chamber at low engine operation modes by means of non-pulsating combustion of fuel-air mixture in combustion chamber flame tube.2 cl, 8 dwg
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит фронтовое устройство. На фронтовой плите устройства расположены горелочные модули с продольной осью, коллинеарной оси жаровой трубы, с лопаточными радиальными завихрителями и смесительными каналами. Соотношение суммы площадей выходных отверстий горелочных модулей к общей площади фронтовой плиты находится в соотношении от 18 до 30. Лопатки радиального завихрителя расположены на входе в смесительный канал горелочного модуля и установлены под углом в диапазоне от 48 до 53°. В смесительном канале горелочного модуля соосно расположена центральная втулка с канальным завихрителем, имеющим каналы подачи воздуха и топлива в перегородке, выполненные под углом в диапазоне от 90...30° к поверхности лопатки. Длина внутренней стенки смесительного канала составляет 80...90% от длины его наружной стенки. Отношение наружного диаметра внутренней стенки смесительного канала к внутреннему диаметру его наружной стенки находится в пределах 0,55...0,65. Расстояние от выходной плоскости внутренней стенки смесительного канала до канального завихрителя находится в пределах 0,35...0,55 от внутреннего диаметра стенки смесительного канала. В одном из горелочных модулей отсутствуют каналы подвода и подачи топлива в центральную втулку. В канальном завихрителе выполнены каналы только для подачи воздуха. Изобретение обеспечивает надежную и устойчивую работу камеры сгорания на «низких» режимах работы двигателя путем беспульсационного горения топливовоздушной смеси в объеме жаровой трубы камеры сгорания. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.</abstract><oa>free_for_read</oa></addata></record> |
| fulltext | fulltext_linktorsrc |
| identifier | |
| ispartof | |
| issn | |
| language | eng ; rus |
| recordid | cdi_epo_espacenet_RU2633982C1 |
| source | esp@cenet |
| subjects | BLASTING COMBUSTION APPARATUS COMBUSTION PROCESSES GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGHVELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS HEATING LIGHTING MECHANICAL ENGINEERING WEAPONS |
| title | FLAME TUBE OF GAS TURBINE ENGINE COMBUSTION CHAMBER |
| url | https://sfx.bib-bvb.de/sfx_tum?ctx_ver=Z39.88-2004&ctx_enc=info:ofi/enc:UTF-8&ctx_tim=2025-01-08T14%3A20%3A22IST&url_ver=Z39.88-2004&url_ctx_fmt=infofi/fmt:kev:mtx:ctx&rfr_id=info:sid/primo.exlibrisgroup.com:primo3-Article-epo_EVB&rft_val_fmt=info:ofi/fmt:kev:mtx:patent&rft.genre=patent&rft.au=Tsatiashvili%20Vakhtang%20Valerevich&rft.date=2017-10-20&rft_id=info:doi/&rft_dat=%3Cepo_EVB%3ERU2633982C1%3C/epo_EVB%3E%3Curl%3E%3C/url%3E&disable_directlink=true&sfx.directlink=off&sfx.report_link=0&rft_id=info:oai/&rft_id=info:pmid/&rfr_iscdi=true |