COMBUSTION SYSTEM FOR A GAS TURBINE ENGINE

A combustor (12) for a gas turbine engine includes a pilot fuel injector (38) and a plurality of circumferentially located main injectors (36) for injecting fuel and air into a combustion chamber defined by a liner wall (34) of a combustor basket. A combustion zone (16) is located in the combustion chamber where the fuel and air are ignited to produce hot combustion gases. A plurality of vortex generators (42) are located in circumferentially spaced relation on the liner wall and comprise structures extending radially inward into the combustion chamber to create vortices at predetermined circumferential locations downstream from where the fuel and air are ignited to effect a reduction in emissions of the combustion gases. La présente invention concerne une chambre de combustion (12) d'une turbine à gaz comprenant un pré-injecteur de carburant (38) et plusieurs injecteurs principaux situés circonférentiellement (36) destinés à injecter du carburant et de l'air dans une chambre de combustion définie par une paroi de chemise (34) d'un panier de chambre de combustion. Une zone de combustion (16) est située dans la chambre de combustion là où le carburant et l'air sont enflammés pour produire des gaz de combustion chauds. Une pluralité de générateurs de vortex (42) sont situés dans une relation espacée circonférentiellement sur la paroi de chemise et comprennent des structures s'étendant radialement vers l'intérieur dans la chambre de combustion pour créer des vortex à des positions circonférentielles prédéfinies en aval de l'endroit où le carburant et l'air sont enflammés de façon à avoir pour effet une réduction des émissions de gaz de combustion.