F - Mech Eng,Light,Heat,Weapons – 23 – R
Patent
F - Mech Eng,Light,Heat,Weapons
23
R
F23R 3/34 (2006.01)
Patent
CA 2216115
The invention concerns an axially stepped annular combustion chamber, in particular for an aircraft gas turbine, the combustion chamber essentially comprising an independent main combustion chamber (5') and an independent pilot combustion chamber (5). Appropriate design of the inner boundary walls (6a, 6b) of the pilot combustion chamber (5) ensures that the combustion gases thereof enter the main combustion zone (5') substantially in the radial direction. As a result, optimum mixing of the fuel and air is thus ensured in this main combustion zone or main combustion chamber (5'), exhaust gas emissions are minimized and the temperature distribution at the combustion chamber outlet (8) is optimum. The inner boundary wall (6a) can comprise a deflection section (12) or the outer wall section (6b) can be inclined towards the pilot burner longitudinal axis (3a), such that the cross-section of the pilot burner zone (5) decreases in the direction of flow.
L'invention concerne une chambre de combustion annulaire à étagement axial, destinée notamment à une turbine à gaz d'aéronef. Cette chambre de combustion comporte une chambre de combustion principale (5') indépendante, ainsi qu'une chambre de combustion pilote (5) également indépendante. Grâce à une conception appropriée des parois de limitation internes (6a, 6b) de la chambre de combustion pilote (5), les gaz de combustion de cette dernière pénètrent pratiquement dans le sens radial dans la zone principale de combustion (5'). Ce type de conception permet d'obtenir un mélange air/combustible optimal dans cette zone principale de combustion ou dans la chambre de combustion principale (5'), une réduction des émissions de gaz d'échappement et une répartition optimale de la température à la sortie (8) de la chambre de combustion. La paroi de limitation interne (6a) peut ainsi présenter une partie de déviation (12), ou bien la partie extérieure de la paroi (6b) peut être inclinée par rapport à l'axe longitudinal (3a) de la chambre de combustion pilote, de sorte que la section de la zone de la chambre de combustion pilote (5) diminue dans le sens d'écoulement.
Bmw Rolls-Royce Gmbh
Goudreau Gage Dubuc
Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg
LandOfFree
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Profile ID: LFCA-PAI-O-1567533