DE1235671B

DE1235671B - Combustion chamber for liquid fuels for gas turbine and jet engines

Info

Publication number: DE1235671B
Application number: DE1964L0046955
Authority: DE
Inventors: Squire Ronald Jackson; George Samuel Cooper
Original assignee: Lucas Industries Ltd
Current assignee: ZF International UK Ltd
Priority date: 1964-02-04
Filing date: 1964-02-04
Publication date: 1967-03-02

Description

BUNDESREPTIBLIK DEUTSCHLANDFEDERAL REPTIBLIC OF GERMANY

DEUTSCHESGERMAN

PATENTAMTPATENT OFFICE

AUSLEGESCHRIFTEDITORIAL

Int. CL:Int. CL:

F02cF02c

Deutschem.: 46 f-7/03German: 46 f-7/03

Nummer: 1235 671Number: 1235 671

Aktenzeichen: L 469551 a/46 fFile number: L 469551 a / 46 f

Anmeldetag: 4. Februar 1964Filing date: February 4, 1964

Auslegetag: 2. März 1967Open date: March 2, 1967

Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf eine Brennkammer für flüssige Brennstoffe für Gasturbinen- und Strahltriebwerke und insbesondere auf eine verbesserte Luftzufuhr zu dieser Brennkammer. The present invention relates to a liquid fuel combustor for gas turbine and jet engines and in particular to an improved air supply to this combustion chamber.

Bei einer bekannten Brennkammer wird die Primärluft über eine große Ringfläche gesammelt und strömt dann über eine erheblich kleinere Fläche dem Ringraum mit der Verwirbelungseinrichtung um die Düse zu. Der Kanal ist somit ein Ringkanal, dessen innere Wand von einem nasenförmigen Ansatz vor der stromaufwärtigen Brennkammerabschlußwand gebildet wird. Diese bekannte Einrichtung hat den Nachteil, daß die Zuströmung der Primärluft direkt unter Beschleunigung auf kürzestem Wege auf die Verwirbelungseinrichtung erfolgt.In a known combustion chamber, the primary air is collected over a large annular area and then flows over a considerably smaller area around the annulus with the swirling device Nozzle closed. The channel is thus an annular channel, the inner wall of which has a nose-shaped approach the upstream combustion chamber end wall is formed. This well-known facility has the Disadvantage that the inflow of the primary air directly under acceleration on the shortest path to the Swirl device takes place.

Hierbei tritt die Gefahr auf, daß beim Erreichen einer entsprechend hohen Luftgeschwindigkeit, die Flamme im Flammrohr ausgeblasen wird oder eine starke Turbulenz in der Eintrittsöffnung auftritt, die einen gleichmäßigen Luftzutritt zur Brennkammer verhindert, was sich ebenfalls sehr nachteilig auf die Verbrennung auswirkt.There is a risk that when a correspondingly high air speed is reached, the Flame is blown out in the flame tube or strong turbulence occurs in the inlet opening prevents even air access to the combustion chamber, which is also very detrimental to the Combustion affects.

Hier setzt die Erfindung ein, indem eine verbesserte Luftführung zur Brennkammer vorgeschlagen wird.This is where the invention comes in by proposing an improved air duct to the combustion chamber will.

Gemäß der vorliegenden Erfindung wird eine Brennkammer für flüssige Brennstoffe für Gasturbinen- und Strahltriebwerke mit einem Flammrohr von im wesentlichen kreisförmigem Querschnitt, das in radialem Abstand von einem Gehäuse umgeben ist und das an seinem Einlaßende etwa auf der Flammrohrmittellinie eine Brennerdüse aufweist, die von einem Drallkörper umgeben ist und wobei am Einlaßende ein Nasenstück vorgesehen ist, vorgeschlagen, die dadurch gekennzeichnet ist, daß vor dem Drallkörper eine Beruhigungs- und Ausgleichskammer für die zuströmende Luft aus der Wand des Nasenstückes und vorderen Endwand der Brennkammer ausgebildet ist, wobei in dem Nasenstück je eine seitlich gegen die Mittelebene durch die Brennerdüse versetzte segmentartige Öffnung für die Zufuhr von Luft vorgesehen ist.According to the present invention, a liquid fuel combustor for gas turbine and jet engines having a flame tube of substantially circular cross-section, the is surrounded at a radial distance by a housing and at its inlet end approximately on the flame tube center line has a burner nozzle which is surrounded by a swirl body and wherein at the inlet end a nosepiece is provided, which is characterized in that before Swirl body a calming and compensation chamber for the incoming air from the wall of the Nose piece and front end wall of the combustion chamber is formed, with one each in the nose piece segment-like opening laterally offset from the center plane by the burner nozzle for the supply of Air is provided.

Ein Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung soll nachstehend mit Bezugnahme auf die Zeichnungen beschrieben werden, in denen:An embodiment of the present invention will be described below with reference to the drawings are described in which:

F i g. 1 eine Seitenansicht im Schnitt eines Teils einer Brennkammer gemäß der vorliegenden Erfindung zeigt,F i g. 1 is a side sectional view of part of a combustor in accordance with the present invention shows,

Fig.2 eine Endansicht, teilweise im Schnitt von einem Paar benachbarter Brennkammern nach F i g. 1 angibt undFig. 2 is an end view, partly in section of a pair of adjacent combustion chambers according to FIG. 1 indicates and

Brennkammer für flüssige Brennstoffe für
Gasturbinen- und StrahltriebwerkeLiquid fuel combustion chamber for
Gas turbine and jet engines

Anmelder:Applicant:

Joseph Lucas (Industries) Ltd.,Joseph Lucas (Industries) Ltd.,

Birmingham (Großbritannien)Birmingham (Great Britain)

Vertreter:Representative:

Dipl.-Ing. W. Cohausz, Dipl.-Ing. W. Florack
und Dipl.-Ing. K. H. Eissei, Patentanwälte,
Düsseldorf, Schumannstr. 97Dipl.-Ing. W. Cohausz, Dipl.-Ing. W. Florack
and Dipl.-Ing. KH Eissei, patent attorneys,
Düsseldorf, Schumannstr. 97

Als Erfinder benannt:Named as inventor:

Squire Ronald Jackson,Squire Ronald Jackson,

Burnley, Lancashire;Burnley, Lancashire;

George Samuel Cooper,George Samuel Cooper,

Rawtenstall, Lancashire (Großbritannien)Rawtenstall, Lancashire (UK)

F i g. 3 einen Schnitt nach der Linie ΙΠ-ΙΠ in Fig. 1 darstellt.F i g. 3 represents a section along the line ΙΠ-ΙΠ in FIG.

Unter Bezugnahme auf die Zeichnungen ist hier eine Mehrzahl von ringförmig angeordneten Brennkammerflammrohren 3 vorgesehen, die einen kreisförmigen Querschnitt aufweisen und die innerhalb eines kreisförmigen Gehäuses 4 angeordnet sind. Die Flammrohre sind untereinander mittels Druckausgleichsrohren 5 verbunden und sind in einer Entfernung von den Wänden der Gehäuse 4 angeordnet, die sich an einem Ende verjüngen und einen kreisförmigen Lufteinlaß 6 bilden.Referring to the drawings, there are a plurality of annularly arranged combustor liner tubes 3 are provided, which have a circular cross-section and which are arranged within a circular housing 4. the Flame tubes are connected to one another by means of pressure equalization tubes 5 and are at a distance arranged from the walls of the housing 4, which are tapered at one end and a circular Form air inlet 6.

Zentrisch innerhalb des Einlaßendes jedes Flammrohres ist eine Brennerdüse 7 angeordnet, die von einem Drallkörper 8 umgeben ist, der von einer im wesentlichen konischen Endplatte 9 des Flammrohres gehalten wird. Darüber hinaus ist an dem Einlaßende der Brennkammer ein Nasenstück 10 von im allgemeinen kreisförmigem Querschnitt in seiner ganzen Länge befestigt, und an dem engeren Ende dieses Stückes 10 ist ein Nasenabschluß 11 vorgesehen. In einer Seitenansicht (s. F i g. 1) ist im Schnitt gezeigt, daß das kombinierte Nasenstück 10 und der Nasenabschluß 11 eine symmetrische Form der Oberfläche aufweisen, die innerhalb der äußeren Ringwand des Gehäuses 4 liegen. Die Wand des Gehäuses ist fortschreitend in einer Kurvenform nach innen in der aufströmenden Richtung gegen die Mitte der ringför-Centered within the inlet end of each flame tube is a burner nozzle 7, which is from a swirl body 8 is surrounded by a substantially conical end plate 9 of the flame tube is held. In addition, at the inlet end of the combustion chamber is a nosepiece 10 of generally circular cross-section attached in its entire length, and at the narrower end of this Piece 10, a nose closure 11 is provided. In a side view (see Fig. 1) is shown in section, that the combined nosepiece 10 and the nasal termination 11 have a symmetrical shape of the surface which lie within the outer ring wall of the housing 4. The wall of the case is progressive in a curve shape inwards in the upflowing direction towards the center of the ring-conveying

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migen Reihe der Flammrohre gebogen, und zwar steller als die Oberfläche, die gegen die innere ringförmige Wand des Gehäuses gerichtet ist, die fortschreitend nach außen gekrümmt ist.migen row of the flame tubes bent, more precisely than the surface which is against the inner ring-shaped Wall of the housing is directed, which is progressively curved outward.

Aus den Fi g. 2 und 3 ist ersichtlich, daß die kombinierten Teile, der Nasenabschluß 11 und das Nasenstück 10, in einer Ebene im rechten Winkel zu der Ebene des Längsschnittes von F i g. 1 symmetrisch ausgebildet sind. Indessen ist die maximale Breite des Nasenabschlusses 11 in dieser Ebene kleiner als das schmale Ende des Nasenstückes 10, so daß an den entgegengesetzten Seiten des Nasenabschlusses 11 ein Paar von im wesentlichen segmentförmigen Öffnungen 12 gebildet wird, durch die Luft in eine Beruhigungs- und Ausgleichskammer eintreten und dann zum Drallkörper 8 strömen kann. Darüber hinaus, wie in dieser Richtung gezeigt ist, sind die Seiten des Nasenstückes in der Nähe des Teiles 10 zueinander parallel ausgebildet, so daß sich nur das äußere Ende verjüngt. Rippen 18 überspannen die Öffnungen 12 zwischen der Seitenwand des Nasenabschlusses 11 und den Kanten des Nasenstückes 10. Auf der Innenseite des Nasenabschlusses sind ein Paar Bügel 19 vorgesehen, die miteinander verbunden sind, wie es in F i g. 3 in der Ebene des Schnittes von Fig. 1 gezeigt ist. Die Kanten des Nasenabschlusses 11 weisen Versteifungsstreifen 21 auf.From the Fi g. 2 and 3 it can be seen that the combined Parts, the nasal closure 11 and the nosepiece 10, in a plane at right angles the plane of the longitudinal section of FIG. 1 are designed symmetrically. Meanwhile is the maximum Width of the nose termination 11 in this plane is smaller than the narrow end of the nose piece 10, see above that on the opposite sides of the nose termination 11 a pair of substantially segment-shaped Openings 12 is formed through which air can enter a calming and equalizing chamber and then can flow to the swirl body 8. In addition, as shown in this direction, are the sides of the nosepiece in the vicinity of the part 10 parallel to each other so that only tapers the outer end. Ribs 18 span the openings 12 between the side wall of the Nose closure 11 and the edges of the nosepiece 10. On the inside of the nasal closure a pair of brackets 19 are provided which are connected to one another, as shown in FIG. 3 in the plane of the Section of Fig. 1 is shown. The edges of the nose termination 11 have stiffening strips 21 on.

In der äußeren Oberfläche des Nasenabschlusses 11, die gegen die äußere Ringwand des Gehäuses gerichtet ist, ist eine Öffnung 13 für die Unterbringung eines Brennstoffzufuhrrohres 14 zur Brennerdüse 7 vorgesehen. Dieses Rohr erstreckt sich außerdem durch die äußere Wand des Gehäuses. Darüber hinaus ist die Breite des Nasenabschlusses 11, wie es in F i g. 3 gezeigt ist, annähernd gleich dem Durchmesser des Drallkörpers 8, so daß der letztere vor einem direkten Aufprall der Luft, die in die größere Kammer eintritt, geschützt wird.In the outer surface of the nose closure 11, which is directed against the outer ring wall of the housing is an opening 13 for accommodating a fuel supply pipe 14 to the burner nozzle 7 intended. This tube also extends through the outer wall of the housing. About that In addition, the width of the nasal termination 11 is as shown in FIG. 3 is approximately equal to the diameter of the swirler 8, so that the latter from a direct impact of the air entering the larger Chamber enters, is protected.

Ein Teil der Luft, die in die Kammer eintritt, strömt durch den Drallkörper 8 in das Flammrohr. Ein anderes Teil dieser Luft strömt über die konische Endplatte 9 des Flammrohres und tritt in dieses durch sich erweiternde Öffnungen, die rund an der äußeren Seite angeordnet sind, ein.Part of the air that enters the chamber flows through the swirl body 8 into the flame tube. Another part of this air flows over the conical end plate 9 of the flame tube and enters it through widening openings that are arranged around the outer side.

Das kombinierte Flammrohr 3, Nasenstück 10 und der Nasenabschluß 11 werden in einer Entfernung innerhalb des Gehäuses 4 mittels eines gegabelten Bügels 15 getragen, der am Gehäuse befestigt ist und ein abgesetztes Teil 10 a des Nasenstückes 10 in der Nähe des Nasenabschlusses 11 umfaßt. Das abgesetzte Teil des Nasenabschlusses 10 a wird als Ergebnis einer Ausformung von einem Paar von Ansätzen ausgebildet.The combined flame tube 3, nosepiece 10 and the nasal closure 11 are at a distance carried within the housing 4 by means of a forked bracket 15 attached to the housing and a detached part 10 a of the nosepiece 10 in the vicinity of the nose 11 includes. The deposed Part of the nose termination 10a is formed as a result of a pair of approaches educated.

ίο Zur Befestigung dient ein Bolzen 17, der quer durch das Teil 10 a und die beiden Schenkel des Bügels 15 hindurchgeführt ist.ίο A bolt 17 is used for fastening, which transversely is passed through the part 10 a and the two legs of the bracket 15.

Claims

Patent claims:

1. Combustion chamber for liquid fuels for gas turbine and jet engines with a Flame tube of substantially circular cross-section, which is at a radial distance from a Housing is surrounded and that at its inlet

ao ends approximately on the flame tube center line has a burner nozzle, which is from a swirl body is surrounded and a nosepiece is provided at the inlet end, characterized in that that in front of the swirl body (8) a

he calming and compensation chamber for the incoming Air from the wall of the nosepiece (10) and the front end wall (9) of the combustion chamber is formed, wherein in the nose piece (10) each one laterally against the central plane through the Burner nozzle offset segment-like opening (12) is provided for the supply of air.

2. Combustion chamber according to claim 1, characterized in that the width of the nose piece (10) is dimensioned so that there is no direct impact of air flowing through the openings (12) occurs on the swirl body (8).

3. Combustion chamber according to claim 1 or 2, characterized in that the side walls of the nose piece (10, 11) in the vicinity of the openings (12) formed parallel to one another are (Fig. 3).

Considered publications:
German Patent No. 954 116;
German interpretative document No. 1 057 391.

1 sheet of drawings