ANTI-FLASHBACK FEATURES IN GAS TURBINE ENGINE COMBUSTORS

A gas turbine combustor (10) comprises a base plate (12) from which protrude a plurality of lips (36) that surround respective apertures (16) into which are positioned downstream ends (19) of main swirler assemblies (18). The apertures (16) are arranged about a centrally positioned pilot cone (22) that comprises an inner cone (23) and an outer cone (25), defining a space (31) there between. A number of laterally directed apertures (60) are disposed along the outer cone (25) so as to direct a flow of fluid toward a near portion (38) of each lip (36), thereby perturbing pockets of high fuel-to-air mixtures between the outer cone (25) and the near region (38). The provision of such laterally directed apertures (60) reduces or eliminates flashback between the outer cone (25) and the near region (38) through such action. L'invention concerne une chambre de combustion de turbine à gaz (10) qui comporte une plaque de base (12) à partir de laquelle font saillie plusieurs lèvres (36) entourant des ouvertures respectives (16) dans lesquelles sont positionnés des extrémités en aval (19) d'ensembles de coupelle rotative principaux (18). Les ouvertures (16) sont agencées autour d'un cône pilote (20) positionné de façon centrale. Le cône pilote (20) comporte un cône interne (23) et un cône externe (25) définissant un espace (31) entre eux. Un certain nombre d'ouvertures dirigées latéralement (60) sont disposées le long du cône externe (25) de façon à diriger un écoulement fluidique en direction d'une partie proche (38) de chaque lèvre (36), ce qui perturbe des poches de mélanges à rapport combustible-air élevé entre le cône externe (25) et la région proche (38) et réduit ou élimine le retour de flamme entre le cône externe (25) et la région proche (38).