[go: up one dir, main page]

RU2014110628A - TUBULAR-RING COMBUSTION CHAMBER WITH STEPS AND TANGENTIAL FUEL AND AIR INJECTORS FOR USE IN GAS-TURBINE ENGINES - Google Patents

TUBULAR-RING COMBUSTION CHAMBER WITH STEPS AND TANGENTIAL FUEL AND AIR INJECTORS FOR USE IN GAS-TURBINE ENGINES Download PDF

Info

Publication number
RU2014110628A
RU2014110628A RU2014110628/06A RU2014110628A RU2014110628A RU 2014110628 A RU2014110628 A RU 2014110628A RU 2014110628/06 A RU2014110628/06 A RU 2014110628/06A RU 2014110628 A RU2014110628 A RU 2014110628A RU 2014110628 A RU2014110628 A RU 2014110628A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion chamber
tube
nozzles
chamber according
annular combustion
Prior art date
Application number
RU2014110628/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2611217C2 (en
Inventor
Маджед ТОКАН
Брент Аллан ГРЕГОРИ
Джонатан Дэвид РЕГЕЛЬ
Райан Садао ЯМАН
Original Assignee
Маджед ТОКАН
Брент Аллан ГРЕГОРИ
Джонатан Дэвид РЕГЕЛЬ
Райан Садао ЯМАН
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Маджед ТОКАН, Брент Аллан ГРЕГОРИ, Джонатан Дэвид РЕГЕЛЬ, Райан Садао ЯМАН filed Critical Маджед ТОКАН
Publication of RU2014110628A publication Critical patent/RU2014110628A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2611217C2 publication Critical patent/RU2611217C2/en

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/346—Feeding into different combustion zones for staged combustion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/44—Combustion chambers comprising a single tubular flame tube within a tubular casing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/58—Cyclone or vortex type combustion chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Electrical Discharge Machining, Electrochemical Machining, And Combined Machining (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

1. Трубчато-кольцевая камера сгорания для газовой турбины, используемой в наземном генерировании энергии, наземных или морских транспортных средствах или в авиационных двигателях, содержащая: множество распределенных по окружности облицовок жаровых труб, имеющих цилиндрическую форму, заключенных между двумя цилиндрическими облицовками, причем каждая жаровая труба имеет множество тангенциально направленных и распределенных по окружности топливовоздушных форсунок, расположенных в общей плоскости, перпендикулярной осевой линии жаровой трубы, при этом все облицовки выполнены из жаропрочных сплавов или керамического материала.2. Трубчато-кольцевая камера сгорания по п. 1, в которой форсунки, распределенные по окружности в общей плоскости, перпендикулярной продольному направлению и расположенной вблизи передней стенки жаровой трубы, впрыскивают только топливо или могут впрыскивать богатую топливную смесь, которая преимущественно имеет окружное направление и может иметь радиальное и/или продольное направление.3. Трубчато-кольцевая камера сгорания по п. 1, в которой форсунки, распределенные по окружности в общей плоскости, перпендикулярной продольному направлению, и расположенные ниже по потоку от форсунок по п. 2, впрыскивают только выходящий из компрессора воздух или могут впрыскивать топливовоздушную смесь, которая имеет более низкое соотношение топливо/воздух, чем форсунки по п. 2, и которая преимущественно имеет окружное направление и может иметь радиальное и/или продольное направление.4. Трубчато-кольцевая камера сгорания по п. 1, в которой форсунки образуют угол (8) между осевой линией (6) форсунки и л1. A tube-annular combustion chamber for a gas turbine used in ground-based energy generation, land or marine vehicles or in aircraft engines, comprising: a plurality of cylindrical-shaped flame tube facings distributed around a circle, enclosed between two cylindrical facings, each the pipe has many tangentially directed and distributed around the circumference of the air-fuel nozzles located in a common plane perpendicular to the axial line of the heat pipe, while all the lining is made of heat-resistant alloys or ceramic material. 2. The tube-annular combustion chamber according to claim 1, wherein the nozzles distributed around a circumference in a common plane perpendicular to the longitudinal direction and located near the front wall of the flame tube inject only fuel or can inject rich fuel mixture, which mainly has a circumferential direction and may have radial and / or longitudinal direction. 3. The tube-annular combustion chamber according to claim 1, wherein the nozzles distributed around a circumference in a common plane perpendicular to the longitudinal direction and located downstream of the nozzles according to claim 2, only inject air leaving the compressor or can inject air-fuel mixture, which has a lower fuel / air ratio than the nozzles of claim 2, and which preferably has a circumferential direction and may have a radial and / or longitudinal direction. Tubular-annular combustion chamber according to claim 1, in which the nozzles form an angle (8) between the axial line (6) of the nozzle and

Claims (19)

1. Трубчато-кольцевая камера сгорания для газовой турбины, используемой в наземном генерировании энергии, наземных или морских транспортных средствах или в авиационных двигателях, содержащая: множество распределенных по окружности облицовок жаровых труб, имеющих цилиндрическую форму, заключенных между двумя цилиндрическими облицовками, причем каждая жаровая труба имеет множество тангенциально направленных и распределенных по окружности топливовоздушных форсунок, расположенных в общей плоскости, перпендикулярной осевой линии жаровой трубы, при этом все облицовки выполнены из жаропрочных сплавов или керамического материала.1. A tube-annular combustion chamber for a gas turbine used in ground-based energy generation, land or marine vehicles or in aircraft engines, comprising: a plurality of cylindrical-shaped flame tube liners distributed around a circumference, enclosed between two cylindrical liners, each flame the pipe has many tangentially directed and distributed around the circumference of the air-fuel nozzles located in a common plane perpendicular to the axial line of the heat pipe, while all the lining is made of heat-resistant alloys or ceramic material. 2. Трубчато-кольцевая камера сгорания по п. 1, в которой форсунки, распределенные по окружности в общей плоскости, перпендикулярной продольному направлению и расположенной вблизи передней стенки жаровой трубы, впрыскивают только топливо или могут впрыскивать богатую топливную смесь, которая преимущественно имеет окружное направление и может иметь радиальное и/или продольное направление.2. A tube-annular combustion chamber according to claim 1, in which the nozzles distributed around a circumference in a common plane perpendicular to the longitudinal direction and located near the front wall of the flame tube inject only fuel or can inject a rich fuel mixture, which mainly has a circumferential direction and may have a radial and / or longitudinal direction. 3. Трубчато-кольцевая камера сгорания по п. 1, в которой форсунки, распределенные по окружности в общей плоскости, перпендикулярной продольному направлению, и расположенные ниже по потоку от форсунок по п. 2, впрыскивают только выходящий из компрессора воздух или могут впрыскивать топливовоздушную смесь, которая имеет более низкое соотношение топливо/воздух, чем форсунки по п. 2, и которая преимущественно имеет окружное направление и может иметь радиальное и/или продольное направление.3. The tube-annular combustion chamber according to claim 1, in which the nozzles distributed around a circumference in a common plane perpendicular to the longitudinal direction and located downstream of the nozzles according to claim 2, only inject air leaving the compressor or can inject air-fuel mixture which has a lower fuel / air ratio than the nozzles of claim 2, and which preferably has a circumferential direction and may have a radial and / or longitudinal direction. 4. Трубчато-кольцевая камера сгорания по п. 1, в которой форсунки образуют угол (8) между осевой линией (6) форсунки и линией, касательной к облицовке (4) жаровой трубы, пересекающей осевую линию (6) форсунки, при этом угол (8) может иметь постоянные или переменные значения от плоскости к плоскости в диапазоне от 0 до 90 градусов.4. A tube-annular combustion chamber according to claim 1, in which the nozzles form an angle (8) between the center line (6) of the nozzle and the line tangent to the lining of the flame tube intersecting the center line (6) of the nozzle, the angle (8) can have constant or variable values from plane to plane in the range from 0 to 90 degrees. 5. Трубчато-кольцевая камера сгорания по п. 1, в которой форсунки в разных плоскостях могут иметь одинаковое соотношение топливо/воздух или переменное соотношение топливо/воздух.5. The tube-annular combustion chamber according to claim 1, wherein the nozzles in different planes may have the same fuel / air ratio or a variable fuel / air ratio. 6. Трубчато-кольцевая камера сгорания по п. 1, в которой топливовоздушные форсунки в одной плоскости могут иметь одинаковые или переменные значения соотношений топливо/воздух.6. The tube-annular combustion chamber according to claim 1, wherein the air-fuel nozzles in the same plane can have the same or variable values of the fuel / air ratio. 7. Трубчато-кольцевая камера сгорания по п. 1, в которой тангенциально направленные форсунки существенно улучшают процесс зажигания в камере сгорания, благодаря тому, что соседние форсунки направляют любое пламя к следующей соседней горелке и способствуют зажиганию друг друга.7. The tube-annular combustion chamber according to claim 1, wherein the tangentially directed nozzles significantly improve the ignition process in the combustion chamber, due to the fact that adjacent nozzles direct any flame to the next neighboring burner and contribute to ignition of each other. 8. Трубчато-кольцевая камера сгорания по п. 5, в которой улучшенный процесс зажигания создает, по существу, стабильное горение, уменьшающее вызванные пламенем вибрации и акустические явления, возникающие из-за нестабильности пламени при работе на уровне частичной или полной загрузки.8. A tube-annular combustion chamber according to claim 5, in which the improved ignition process creates a substantially stable combustion that reduces flame-induced vibrations and acoustic phenomena arising from flame instability during operation at the partial or full load level. 9. Трубчато-кольцевая камера сгорания по п. 1, в которой тангенциальное расположение топливовоздушных форсунок улучшает смешивание вступающих в реакцию веществ для эффективного горения при очень низких уровнях загрузки.9. The tube-annular combustion chamber according to claim 1, wherein the tangential arrangement of the air-fuel nozzles improves the mixing of the reactants for efficient combustion at very low loading levels. 10. Трубчато-кольцевая камера сгорания по п. 1, в которой топлива с низкой реакционной способностью, например низкокалорийные газы, могут быть легко использованы и сожжены в указанной камере сгорания благодаря повышенной стабильности пламени.10. The tube-annular combustion chamber according to claim 1, in which fuels with low reactivity, for example low-calorie gases, can be easily used and burned in said combustion chamber due to the increased flame stability. 11. Трубчато-кольцевая камера сгорания по п. 1, в которой вокруг осевой линии жаровой трубы создан вихрь - ключевой результат тангенциальных топливовоздушных форсунок, способствующий стабильному сгоранию на выходе горелки.11. The tube-annular combustion chamber according to claim 1, wherein a vortex is created around the axial line of the flame tube — a key result of tangential air-fuel nozzles that contribute to stable combustion at the burner outlet. 12. Трубчато-кольцевая камера сгорания по п. 1, в которой сокращено время, необходимое для сгорания топливовоздушной смеси; в результате, уменьшен объем сгорания, что позволяет уменьшить размеры двигателя, что важно для всех применений газовых турбин, и тем самым уменьшить отношение веса к тяге, что важно для авиационных применений газовых турбин.12. The tube-annular combustion chamber according to claim 1, wherein the time required for combustion of the air-fuel mixture is reduced; as a result, the combustion volume is reduced, which allows to reduce the size of the engine, which is important for all gas turbine applications, and thereby reduce the weight to thrust ratio, which is important for aviation gas turbine applications. 13. Трубчато-кольцевая камера сгорания по п. 1, в которой достигнуто более однородное распределение температур на указанном выходе камеры сгорания, что обеспечивает возможность ее работы при более высоких температурах сгорания/воспламенения без снижения срока службы камеры сгорания и частей турбины.13. The tubular-annular combustion chamber according to claim 1, wherein a more uniform temperature distribution is achieved at the specified output of the combustion chamber, which makes it possible to operate at higher combustion / ignition temperatures without reducing the life of the combustion chamber and turbine parts. 14. Трубчато-кольцевая камера сгорания по п. 1, в которой возможность работы при более высокой температуре сгорания по п. 13, приводит к повышению эффективности двигателя и выходной мощности и, тем самым, снижает уровень выбросов двуокиси углерода.14. The tube-annular combustion chamber according to claim 1, wherein the ability to operate at a higher combustion temperature according to claim 13, leads to an increase in engine efficiency and power output and, thereby, reduces carbon dioxide emissions. 15. Трубчато-кольцевая камера сгорания по п. 1, в которой облицовка передней стенки жаровой трубы содержит по меньшей мере одно отверстие или форсунку, обеспечивающую возможность прохода выходящего из компрессора воздуха через указанную облицовку с меньшими значениями скорости, чем для форсунок по пп. 2 и 3.15. The tubular-annular combustion chamber according to claim 1, in which the lining of the front wall of the flame tube contains at least one hole or nozzle, allowing air to exit from the compressor through the lining with lower speed values than for nozzles in paragraphs. 2 and 3. 16. Трубчато-кольцевая камера сгорания по п. 1, в которой радиус и длина жаровых труб могут быть разными в продольном направлении в зависимости от размера и формы газотурбинного двигателя.16. A tube-annular combustion chamber according to claim 1, in which the radius and length of the flame tubes can be different in the longitudinal direction depending on the size and shape of the gas turbine engine. 17. Трубчато-кольцевая камера сгорания по п. 1, в которой для охлаждения компонентов газовой турбины может быть использован любой доступный способ охлаждения, например: принудительное охлаждение, эффузионное охлаждение, испарительное охлаждение и так далее.17. The tube-annular combustion chamber according to claim 1, wherein any available cooling method can be used to cool the gas turbine components, for example: forced cooling, effusion cooling, evaporative cooling, and so on. 18. Трубчато-кольцевая камера сгорания по п. 1, в которой форсунки, расположенные в общей плоскости, могут быть смещены относительно другого набора форсунок в другой плоскости на угол по окружности относительно осевой линии жаровой трубы.18. The tube-annular combustion chamber according to claim 1, wherein the nozzles located in a common plane can be offset relative to another set of nozzles in a different plane by an angle around the circumference relative to the axial line of the flame tube. 19. Трубчато-кольцевая камера сгорания по п. 1, в которой воздушные каналы (14, 16) могут представлять собой прямое отверстие или колоколообразный вход, выполненный с использованием электроискровой обработки. 19. A tube-annular combustion chamber according to claim 1, in which the air channels (14, 16) can be a straight hole or a bell-shaped inlet made using electrospark processing.
RU2014110628A 2011-08-22 2011-08-22 Tubular-ring combustion chamber with staged and tangential fuel-air nozzles for use in gas turbine engines RU2611217C2 (en)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/US2011/048612 WO2013028167A2 (en) 2011-08-22 2011-08-22 Can-annular combustor with staged and tangential fuel-air nozzles for use on gas turbine engines

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014110628A true RU2014110628A (en) 2015-09-27
RU2611217C2 RU2611217C2 (en) 2017-02-21

Family

ID=47747020

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014110628A RU2611217C2 (en) 2011-08-22 2011-08-22 Tubular-ring combustion chamber with staged and tangential fuel-air nozzles for use in gas turbine engines

Country Status (7)

Country Link
EP (1) EP2748444B1 (en)
JP (1) JP6086391B2 (en)
KR (1) KR101774093B1 (en)
CN (1) CN103998745B (en)
PL (1) PL2748444T3 (en)
RU (1) RU2611217C2 (en)
WO (1) WO2013028167A2 (en)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10139111B2 (en) 2014-03-28 2018-11-27 Siemens Energy, Inc. Dual outlet nozzle for a secondary fuel stage of a combustor of a gas turbine engine
FR3032781B1 (en) * 2015-02-17 2018-07-06 Safran Helicopter Engines CONSTANT VOLUME COMBUSTION SYSTEM FOR AIRCRAFT ENGINE TURBOMACHINE
WO2018090383A1 (en) * 2016-11-21 2018-05-24 深圳智慧能源技术有限公司 Combustion chamber of gas turbine engine, and nozzle thereof
WO2018090384A1 (en) * 2016-11-21 2018-05-24 深圳智慧能源技术有限公司 Combustion chamber of gas turbine engine
CN106439914A (en) * 2016-11-21 2017-02-22 深圳智慧能源技术有限公司 Combustion chamber of combustion gas turbine
US11156164B2 (en) 2019-05-21 2021-10-26 General Electric Company System and method for high frequency accoustic dampers with caps
US11174792B2 (en) 2019-05-21 2021-11-16 General Electric Company System and method for high frequency acoustic dampers with baffles
KR102265626B1 (en) * 2020-09-25 2021-06-16 박재현 Sand spray test apparatus
CN114135901A (en) * 2021-11-08 2022-03-04 中国航发四川燃气涡轮研究院 Ablation-proof flame tube large-hole jet sleeve
CN114427689B (en) * 2022-01-20 2024-07-12 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 A disc-shaped rotating detonation combustion chamber capable of realizing supersonic flow field observation
CN114857617B (en) * 2022-05-20 2023-07-14 南昌航空大学 A support plate flame stabilizer with a saw-tooth groove vortex generator

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4098075A (en) * 1976-06-01 1978-07-04 United Technologies Corporation Radial inflow combustor
IN150349B (en) * 1978-12-12 1982-09-18 Council Scient Ind Res
US4938020A (en) * 1987-06-22 1990-07-03 Sundstrand Corporation Low cost annular combustor
US4891936A (en) * 1987-12-28 1990-01-09 Sundstrand Corporation Turbine combustor with tangential fuel injection and bender jets
JPH0375414A (en) * 1989-08-15 1991-03-29 Nissan Motor Co Ltd Gas turbine combustor
US5113647A (en) * 1989-12-22 1992-05-19 Sundstrand Corporation Gas turbine annular combustor
GB2295887A (en) * 1994-12-08 1996-06-12 Rolls Royce Plc Combustor assembly
US6453658B1 (en) * 2000-02-24 2002-09-24 Capstone Turbine Corporation Multi-stage multi-plane combustion system for a gas turbine engine
JP4608154B2 (en) * 2001-09-27 2011-01-05 大阪瓦斯株式会社 Gas turbine combustion apparatus and gas turbine provided with the same
US6751961B2 (en) * 2002-05-14 2004-06-22 United Technologies Corporation Bulkhead panel for use in a combustion chamber of a gas turbine engine
JP3959632B2 (en) * 2002-09-04 2007-08-15 石川島播磨重工業株式会社 Diffusion combustion type low NOx combustor
JP3901629B2 (en) * 2002-11-11 2007-04-04 石川島播磨重工業株式会社 Annular swirl diffusion flame combustor
US7052231B2 (en) * 2003-04-28 2006-05-30 General Electric Company Methods and apparatus for injecting fluids in gas turbine engines
US20070107437A1 (en) 2005-11-15 2007-05-17 Evulet Andrei T Low emission combustion and method of operation
US20070119183A1 (en) * 2005-11-28 2007-05-31 General Electric Company Gas turbine engine combustor
GB0610578D0 (en) * 2006-05-27 2006-07-05 Rolls Royce Plc Method of removing deposits
US8863528B2 (en) * 2006-07-27 2014-10-21 United Technologies Corporation Ceramic combustor can for a gas turbine engine
JP4931024B2 (en) * 2006-10-20 2012-05-16 株式会社Ｉｈｉ Gas turbine combustor
US8015814B2 (en) * 2006-10-24 2011-09-13 Caterpillar Inc. Turbine engine having folded annular jet combustor
US8176739B2 (en) * 2008-07-17 2012-05-15 General Electric Company Coanda injection system for axially staged low emission combustors
US20100242484A1 (en) * 2009-03-31 2010-09-30 Baha Mahmoud Suleiman Apparatus and method for cooling gas turbine engine combustors
JP2010243009A (en) * 2009-04-02 2010-10-28 Ihi Corp Burner for gas turbine
US8904799B2 (en) * 2009-05-25 2014-12-09 Majed Toqan Tangential combustor with vaneless turbine for use on gas turbine engines
US8388307B2 (en) * 2009-07-21 2013-03-05 Honeywell International Inc. Turbine nozzle assembly including radially-compliant spring member for gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
KR20140082658A (en) 2014-07-02
CN103998745B (en) 2017-02-15
WO2013028167A2 (en) 2013-02-28
EP2748444B1 (en) 2019-02-13
JP2014526029A (en) 2014-10-02
KR101774093B1 (en) 2017-09-12
PL2748444T3 (en) 2019-11-29
JP6086391B2 (en) 2017-03-01
WO2013028167A3 (en) 2014-03-20
CN103998745A (en) 2014-08-20
EP2748444A4 (en) 2015-05-27
RU2611217C2 (en) 2017-02-21
EP2748444A2 (en) 2014-07-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2014110628A (en) TUBULAR-RING COMBUSTION CHAMBER WITH STEPS AND TANGENTIAL FUEL AND AIR INJECTORS FOR USE IN GAS-TURBINE ENGINES
CN111578311B (en) Fuel nozzle assembly
CN108019776B (en) Centerbody injector micromixer fuel nozzle assembly
US11313561B2 (en) Combustor with axial fuel staging system and gas turbine having the same
RU2014110629A (en) TANGENTIAL RING COMBUSTION CHAMBER WITH PRELIMINARY MIXED FUEL AND AIR FOR USE IN GAS-TURBINE ENGINES
RU2665199C2 (en) Burner arrangement and method for operating burner arrangement
US10976052B2 (en) Volute trapped vortex combustor assembly
US20180128492A1 (en) Mini mixing fuel nozzle assembly with mixing sleeve
US11815026B2 (en) Combustor nozzle, and combustor and gas turbine including the same
US10247420B2 (en) Axially staged mixer with dilution air injection
US20190120493A1 (en) Involute trapped vortex combustor assembly
US20200158343A1 (en) Annular Concentric Fuel Nozzle Assembly
RU2014110631A (en) TUBULAR-RING COMBUSTION CAMERA WITH TANGENTALLY DIRECTED INJECTORS FOR FUEL-AIR MIXTURE DESIGNED FOR A GAS-TURBINE ENGINE
JP2021524011A (en) Systems and methods to improve combustion stability in gas turbines
CN105715378A (en) Separate Feedings Of Cooling And Dilution Air
US10969107B2 (en) Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor
RU2014110630A (en) TANGENTIAL AND FLAMELESS RING COMBUSTION CHAMBER FOR USE IN GAS-TURBINE ENGINES
US12442331B2 (en) High shear fuel distributor
RU2624682C1 (en) Annular combustion chamber of gas turbine engine and method of working process implementation
RU2757248C1 (en) Front device of the annular combustion chamber of a gas turbine installation and the method for its operation
UA98097C2 (en) Multi-channel tubular type burner of a gas-turbine engine with injector gas supply
RU2626892C2 (en) Gas-turbine engine direct-flow combustion chamber