RU2226652C2

RU2226652C2 - Gas-turbine engine combustion chamber

Info

Publication number: RU2226652C2
Application number: RU2002113991/06A
Authority: RU
Inventors: А.В. Медведев; щиков М.С. Хр; М.С. Хрящиков; Ю.Е. Кириевский
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2002-05-28
Filing date: 2002-05-28
Publication date: 2004-04-10

Abstract

FIELD: annular combustion chambers for gas-turbine engines. SUBSTANCE: proposed combustion chamber has housing with combustion liner inside it; combustion liner consists of two circular envelopes connected together by means of pre-chamber including fuel injectors. Each fuel injector is made in form of body-strut oriented in plane running through longitudinal axis of combustion liner or near this axis; it is provided with two burner modules provided with radial air swirler each. Burner modules form two concentric rows in cross section of combustion liner. Burner modules are located in different rows in each injector on different sides from plane passing through body-strut of fuel injector. Distance between center of each burner module of inner row and centers of two nearest burner modules of inner and outer rows is identical. Distance between c enter of each burner module of outer row and centers of two nearest burner modules of inner row is equal to distance between centers of burner modules of inner row. EFFECT: enhanced economical efficiency; increased service life of gas turbine. 2 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к конструкциям кольцевых камер сгорания.The invention relates to gas turbine engines, in particular to designs of annular combustion chambers.

Известна камера сгорания, содержащая две отстоящие друг от друга кольцевые стенки, соединенные между собой в передней по потоку части этой камеры дном и ограничивающие с этим дном собственно камеру сгорания, имеющую ось симметрии, также являющуюся осью симметрии для упомянутых кольцевых стенок. Топливные форсунки, распределенные в два ряда, являющиеся концентрическими по отношению к общей оси симметрии и расположенные в отверстиях, выполненных в дне камеры сгорания, причем два ряда топливных форсунок содержат одинаковое число этих форсунок, равномерно распределенных вокруг оси симметрии, топливные форсунки внешнего ряда расположены в тех же продольных плоскостях, проходящих через ось симметрии, что и топливные форсунки внутреннего ряда [1].A combustion chamber is known, comprising two annular walls spaced apart from each other, connected to each other in the upstream part of this chamber by the bottom and limiting the combustion chamber proper having a symmetry axis, which is also a symmetry axis for said annular walls. Fuel nozzles distributed in two rows, which are concentric with respect to the common axis of symmetry and located in the holes made in the bottom of the combustion chamber, two rows of fuel nozzles containing the same number of these nozzles uniformly distributed around the axis of symmetry, the fuel nozzles of the outer row are located in the same longitudinal planes passing through the axis of symmetry as the fuel nozzles of the inner row [1].

Недостатками известной камеры сгорания являются неодинаковые расстояния от центра каждого горелочного модуля внутреннего ряда до центров двух ближайших горелочных модулей внутреннего и наружного рядов, а также расстояния от центра каждого горелочного модуля наружного ряда до центров двух ближайших горелочных модулей внутреннего ряда. Вследствие этого требуется несимметричное относительно фронтового устройства и кольцевых стенок камеры сгорания инжектирование пропорций воздуха на уровне топливных форсунок через первичные отверстия, проходы в фронтовом устройстве, отверстия разбавления и отверстия охлаждения стенок, что не обеспечивает равномерного поля давлений и температур, а также возможности повышения топливной экономичности газотурбинного двигателя. Недостатком известной конструкции является также неполное использование возможности увеличения ресурса жаровой трубы вследствие расположения топливных форсунок внешнего ряда в тех же продольных плоскостях, проходящих через ось симметрии, что и топливные форсунки внутреннего ряда. Это не обеспечивает равномерных полей температур на входе и на выходе из камеры сгорания при уменьшении потерь давления, увеличении расхода воздуха, направляемого на организацию процесса горения, и снижения расхода охлаждающего воздуха, а также не исключает появление "горячих" следов на лопатках турбины.The disadvantages of the known combustion chamber are the unequal distances from the center of each burner module of the inner row to the centers of the two nearest burner modules of the inner and outer rows, as well as the distance from the center of each burner module of the outer row to the centers of the two nearest burner modules of the inner row. As a result, injection of air proportions at the level of the fuel nozzles through the primary holes, passages in the front device, dilution holes and wall cooling holes is asymmetrical with respect to the front device and the annular walls of the combustion chamber, which does not provide a uniform pressure and temperature field, as well as the possibility of increasing fuel economy gas turbine engine. A disadvantage of the known design is also the incomplete use of the possibility of increasing the resource of the flame tube due to the location of the fuel nozzles of the outer row in the same longitudinal planes passing through the axis of symmetry as the fuel nozzles of the inner row. This does not provide uniform temperature fields at the inlet and outlet of the combustion chamber with a decrease in pressure loss, an increase in the air flow directed to the organization of the combustion process, and a decrease in the flow of cooling air, and also does not exclude the appearance of “hot” marks on the turbine blades.

Наиболее близкой к заявляемой конструкции является камера сгорания газотурбинного двигателя, в нем кольцевую жаровую трубу, включающую две отстоящие друг от друга кольцевые оболочки, соединенные в передней по потоку части этой жаровой трубы фронтовым устройством, включающим топливные форсунки, каждая из которых выполнена в виде корпуса-стойки, ориентированного в плоскости, проходящей через продольную ось жаровой трубы или рядом с этой осью, с двумя горелочными модулями, причем горелочные модули в поперечном сечении жаровой трубы образуют два концентричных ряда. Система впрыска топлива в камеру сгорания предусматривает две головки впрыска в турбореактивном двигателе, управляющую головку, обеспечивающую топливоподачу на низких режимах, и взлетную головку с взлетными форсунками в виде двух отдельных горелочных модулей, питаемых от отдельных топливных систем. Первая топливная система обеспечивает питание взлетных форсунок на форсированных режимах, а вторая топливная система питает эти форсунки, начиная с низких режимов, одновременно с питанием управляющей головки [2].Closest to the claimed design is a combustion chamber of a gas turbine engine, in it an annular flame tube, including two spaced apart annular shells connected in the upstream part of this flame tube by a front-end device comprising fuel nozzles, each of which is made in the form of a housing racks oriented in a plane passing through the longitudinal axis of the flame tube or near to this axis, with two burner modules, and burner modules in the cross section of the flame tube image comfort two concentric rows. The fuel injection system into the combustion chamber provides for two injection heads in a turbojet engine, a control head providing fuel supply at low modes, and a take-off head with take-off nozzles in the form of two separate burner modules powered by separate fuel systems. The first fuel system provides power to the take-off nozzles in forced modes, and the second fuel system supplies these nozzles, starting from low modes, simultaneously with the power to the control head [2].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является неполное использование возможности повышения топливной экономичности и ресурса газовой турбины. Это объясняется тем, что горелочные модули внешнего ряда расположены в тех же продольных или меридианных плоскостях, что и горелочные модули внутреннего ряда. При этом расстояния от центра каждого горелочного модуля внутреннего ряда до центров двух ближайших горелочных модулей внутреннего и наружного рядов, а также расстояния от центра каждого горелочного модуля наружного ряда до центров двух ближайших горелочных модулей внутреннего ряда не идентичны, а расстояния от центра каждого горелочного модуля наружного ряда до центров двух ближайших горелочных модулей внутреннего ряда не равны расстоянию между центрами горелочных модулей внутреннего ряда. В известной конструкции требуется несимметричное относительно фронтового устройства и кольцевых стенок жаровой трубы инжектирование пропорций воздуха на уровне горелочных модулей через первичные отверстия, проходы в фронтовом устройстве, отверстия разбавления и отверстия охлаждения стенок, что не обеспечивает равномерности полей температур и давлений на входе и выходе из камеры сгорания, усложняет расчет температурных полей на входе в турбину высокого давления, а также не исключает появления "горячих" следов на сопловых и рабочих лопатках турбины высокого давления, преимущественно на переходных режимах.A disadvantage of the known design adopted as a prototype is the incomplete use of the possibility of increasing fuel efficiency and the resource of a gas turbine. This is because the burner modules of the outer row are located in the same longitudinal or meridian planes as the burner modules of the inner row. The distances from the center of each burner module of the inner row to the centers of the two nearest burner modules of the inner and outer rows, as well as the distances from the center of each burner module of the outer row to the centers of the two nearest burner modules of the inner row are not identical, and the distances from the center of each burner module of the outer row to the centers of the two nearest burner modules of the inner row are not equal to the distance between the centers of the burner modules of the inner row. In the known construction, injection of air proportions at the level of the burner modules through the primary holes, passages in the front device, dilution holes and wall cooling holes is required asymmetrical with respect to the front device and the annular walls of the flame tube, which does not ensure uniform temperature and pressure fields at the inlet and outlet of the chamber combustion, complicates the calculation of temperature fields at the entrance to the high-pressure turbine, and also does not exclude the appearance of "hot" traces on nozzle and working surfaces Patk high pressure turbines, mainly in transient conditions.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении топливной экономичности и ресурса газовой турбины газотурбинного двигателя путем уменьшения потерь давления, увеличения расхода воздуха, направляемого на организацию процесса горения и уменьшения расхода охлаждающего воздуха вследствие более равномерного подвода воздуха к топливу и выравнивания полей давления и температуры в передней по потоку части жаровой трубы - фронтовом устройстве.The technical problem to which the claimed invention is directed is to increase the fuel economy and resource of a gas turbine of a gas turbine engine by reducing pressure losses, increasing the air flow directed to the organization of the combustion process and reducing the flow of cooling air due to a more uniform supply of air to the fuel and leveling the fields pressure and temperature in the upstream part of the flame tube - the front device.

Сущность технического решения заключается в том, что в камере сгорания газотурбинного двигателя, содержащей корпус, в нем кольцевую жаровую трубу, включающую две отстоящие друг от друга кольцевые оболочки, соединенные между собой в передней по потоку части этой жаровой трубы фронтовым устройством, включающим топливные форсунки, каждая из которых выполнена в виде корпуса-стойки, ориентированного в плоскости, проходящей через продольную ось жаровой трубы или рядом с этой осью, с двумя горелочными модулями, каждый из которых снабжен осевым и (или) радиальным завихрителем воздуха, причем горелочные модули в поперечном сечении жаровой трубы образуют два концентричных ряда, согласно изобретению горелочные модули в каждой форсунке расположены в разных рядах по разные стороны от плоскости, проходящей через корпус-стойку топливной форсунки, при этом расстояния от центра каждого горелочного модуля внутреннего ряда до центров двух ближайших горелочных модулей внутреннего и наружного рядов идентичны, а расстояния от центра каждого горелочного модуля наружного ряда до центров двух ближайших горелочных модулей внутреннего ряда равны расстоянию между центрами горелочных модулей внутреннего ряда. Каждая топливная форсунка содержит соединенные с корпусом-стойкой стабилизаторы потока воздуха, при этом поперечное сечение наружного контура каждого стабилизатора перекрывает канал осевого завихрителя и образует щелевой канал с его входным торцом.The essence of the technical solution lies in the fact that in the combustion chamber of a gas turbine engine containing a housing, there is an annular flame tube, comprising two annular shells spaced apart, connected to each other in the upstream part of this flame tube by a front-end device including fuel nozzles, each of which is made in the form of a rack-case oriented in a plane passing through or along the longitudinal axis of the flame tube with two burner modules, each of which is equipped with an axial and (or) a radial air swirl, moreover, the burner modules in the cross section of the flame tube form two concentric rows, according to the invention, the burner modules in each nozzle are located in different rows on different sides of the plane passing through the housing of the fuel nozzle, while the distance from the center of each burner module of the inner row to the centers of the two nearest burner modules of the inner and outer rows are identical, and the distances from the center of each burner module of the outer row to the centers uh closest burners module inner row are equal to the distance between the centers of the inner row of burner modules. Each fuel nozzle contains stabilized air flow stabilizers connected to the rack body, while the cross section of the outer contour of each stabilizer overlaps the channel of the axial swirler and forms a slotted channel with its inlet end.

Расположение горелочных модулей в каждой форсунке в разных рядах по разные стороны от плоскости, проходящей через корпус-стойку топливной форсунки, при условии выполнения расстояний от центра каждого горелочного модуля внутреннего ряда до центров двух ближайших горелочных модулей внутреннего и наружного рядов идентичными, а расстояний от центра каждого горелочного модуля наружного ряда до центров двух ближайших горелочных модулей внутреннего ряда равными расстоянию между центрами горелочных модулей внутреннего ряда, повышает равномерность полей температур и давлений в передней по потоку части жаровой трубы - фронтовом устройстве за счет уменьшения потерь давления, увеличения расхода воздуха, направляемого на организацию процесса горения и уменьшения расхода охлаждающего воздуха. Это объясняется тем, что при обеспечении более равномерного поля давлений и температур в первичной зоне горения сокращается расход охлаждающего воздуха и на выходе из камеры сгорания уменьшается возможность появления "горячих" следов на сопловых и рабочих лопатках турбины высокого давления, преимущественно на переходных режимах, а также повышается расход воздуха, направляемого на организацию процесса горения, т.е. повышается топливная экономичность камеры сгорания и газотурбинного двигателя.The location of the burner modules in each nozzle in different rows on different sides of the plane passing through the rack of the fuel nozzle, provided that the distances from the center of each burner module of the inner row to the centers of the two nearest burner modules of the inner and outer rows are identical, and the distances from the center each burner module of the outer row to the centers of the two nearest burner modules of the inner row equal to the distance between the centers of the burner modules of the inner row, increases the dimensionality of the temperature and pressure fields in the upstream part of the flame tube - the front-end device by reducing pressure losses, increasing the air flow directed to the organization of the combustion process and reducing the flow of cooling air. This is explained by the fact that by providing a more uniform pressure and temperature field in the primary combustion zone, the flow of cooling air is reduced and the possibility of “hot” traces on the nozzle and working blades of a high-pressure turbine, mainly in transient conditions, is reduced the air flow directed to the organization of the combustion process increases, i.e. increases fuel efficiency of the combustion chamber and gas turbine engine.

Выполнение в каждой топливной форсунке соединенных с корпусом-стойкой стабилизаторов потока воздуха, причем поперечного сечения наружного контура каждого стабилизатора, перекрывающим канал осевого завихрителя с образованием щелевого канала с его входным торцом, дополнительно повышает равномерность подачи воздуха непосредственно на входе в осевой и (или) радиальный завихрители воздуха. Это объясняется выравниванием эпюры давления в щелевом канале между открытыми потоку поверхностями завихрителей воздуха и закрытыми от потока частями корпуса-стойки форсунки этих же завихрителей.The implementation in each fuel injector of air flow stabilizers connected to the rack housing, the cross section of the outer contour of each stabilizer overlapping the axial swirler channel with the formation of a slotted channel with its inlet end, further increases the uniformity of air supply directly at the inlet to the axial and (or) radial air swirlers. This is due to the equalization of the pressure plot in the slotted channel between the surfaces of the air swirls open to the flow and the parts of the nozzle body of the nozzle of the same swirls that are closed from the flow.

На фиг.1 изображена верхняя часть продольного сечения камеры сгорания.Figure 1 shows the upper part of a longitudinal section of the combustion chamber.

На фиг.2 - разрез А-А на фиг.1.Figure 2 is a section aa in figure 1.

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус 1, в нем кольцевую жаровую трубу 2, включающую две отстоящие друг от друга кольцевые оболочки 3, 4, соединенные между собой в передней по потоку 5 части 6 этой жаровой трубы 2 фронтовым устройством 7, включающим топливные форсунки 8, каждая из которых выполнена в виде корпуса-стойки 9, ориентированного в плоскости 10, проходящей через продольную ось 11 жаровой трубы 2 или рядом с этой осью, с двумя горелочными модулями 12, 13, каждый из которых снабжен осевым и (или) радиальным завихрителем 14 воздуха, причем горелочные модули 12, 13 в поперечном сечении жаровой трубы 2 образуют два концентричных ряда 15, 16. Горелочные модули 12, 13 в каждой форсунке 8 расположены в разных рядах 15 или 16, по разные стороны 17 или 18 от плоскости 10, проходящей через корпус-стойку 9 топливной форсунки 8 (см.фиг.2). Расстояния 19, 20 от центра 21 каждого горелочного модуля 12 внутреннего ряда 15 до центров 22, 23, 24, 25 двух ближайших горелочных модулей 12, 13 внутреннего ряда 15 и наружного ряда 16 идентичны (см.фиг.2). Расстояния 26, 20 от центров 24, 25 каждого горелочного модуля 13 наружного ряда 16 до центров 22, 23 двух ближайших горелочных модулей 12 внутреннего ряда 15 равны расстоянию 19 между центрами 21, 22 горелочных модулей 12 внутреннего ряда 15. Каждая топливная форсунка 8 содержит соединенные с корпусом - стойкой 9 стабилизаторы 27, 28 потока 5 воздуха, при этом поперечное сечение 29 наружного контура 30 каждого стабилизатора 27, 28 перекрывает канал 31 осевого завихрителя 14 и образует щелевой канал 32 с его входным торцом 33 (см.фиг.1,2). На фиг.1 изображен также диффузор 34 с внезапным расширением и сопловой аппарат 35 газовой турбины.The combustion chamber of a gas turbine engine contains a housing 1, in it an annular flame tube 2, including two spaced apart annular shells 3, 4, connected to each other in the upstream 5 part 6 of this flame tube 2 by a frontal device 7, including fuel nozzles 8, each of which is made in the form of a rack-case 9, oriented in a plane 10 passing through the longitudinal axis 11 of the flame tube 2 or adjacent to this axis, with two burner modules 12, 13, each of which is equipped with an axial and (or) radial swirler 14 air ear, and the burner modules 12, 13 in the cross section of the flame tube 2 form two concentric rows 15, 16. The burner modules 12, 13 in each nozzle 8 are located in different rows 15 or 16, on different sides 17 or 18 from the plane 10 passing through the housing-rack 9 of the fuel nozzle 8 (see figure 2). The distances 19, 20 from the center 21 of each burner module 12 of the inner row 15 to the centers 22, 23, 24, 25 of the two nearest burner modules 12, 13 of the inner row 15 and the outer row 16 are identical (see figure 2). The distances 26, 20 from the centers 24, 25 of each burner module 13 of the outer row 16 to the centers 22, 23 of the two nearest burner modules 12 of the inner row 15 are equal to the distance 19 between the centers 21, 22 of the burner modules 12 of the inner row 15. Each fuel injector 8 contains connected with the housing - rack 9 stabilizers 27, 28 of the air flow 5, while the cross section 29 of the outer circuit 30 of each stabilizer 27, 28 overlaps the channel 31 of the axial swirler 14 and forms a slotted channel 32 with its inlet end 33 (see figure 1.2 ) 1 also shows a diffuser 34 with sudden expansion and a nozzle apparatus 35 of a gas turbine.

Камера сгорания работает следующим образом. Топливо подается в топливные форсунки 8, где, закручиваясь в распылителях форсунок, поступает в полость горения жаровой трубы 2. Одновременно сжатый компрессором воздух, обтекая наружный контур 30 стабилизаторов 27, 28 потока 5 воздуха, создает равномерную эпюру давления воздуха вниз по потоку и коаксиально поверхности 30 осевого завихрителя 14, выполненного в виде канала 31 с открытым торцом 33 на входе. При этом в окружном направлении в щелевом канале 32 эпюра давления воздуха не зависит от режимов обтекания потоков, т.к. давление выравнивается за счет определенной ширины щелевого канала 32. Поток 5 воздуха, обтекающий фронтовые устройства 7 жаровой трубы 2 и стабилизаторы 27, 28, образует равномерное поле давления в передней по потоку части 6 вследствие смещения концентричного ряда 16 горелочных модулей 13 на большое радиальное удаление от диффузора 34 с внезапным расширением. Распыливаемое горелочными модулями 12, 13 топливо при смешивании со сжатым в компрессоре воздухом образует топливовоздушную аэрозоль, которая быстро испаряется, а пары топлива сгорают по мере их смешивания с воздухом и продуктами горения. В локальных зонах стехиометрического состава смеси и обедненных составов смеси преобладают реакции кинетического горения (с возникновением цепных реакций), а в зонах обогащенной топливом смеси реакции диффузионного горения (с возникновением химических связей). В первичной зоне коэффициент избытка воздуха α составляет от 0,8 до 1,5, где: α - отношение действительного количества воздуха к теоретически необходимому для полного сгорания топлива, при этом температура продуктов горения во фронте пламени составляет 1500...2000°С. Вследствие идентичных расстояний 19 от центра 21 любого горелочного модуля 12 внутреннего ряда 15 до центров 22, 23 двух ближайших горелочных модулей 12 внутреннего ряда 15, а также расстояний 20 до центров 24, 25 наружного ряда 16, причем расстояния 20, 26 от центра 24 любого горелочного модуля 13 наружного ряда 16 до центров 21, 22 двух ближайших горелочных модулей 12 внутреннего ряда 15, равного расстоянию 19 между центрами 21, 22 горелочных модулей 12 внутреннего ряда 15, обеспечивается равномерное поле давлений и температур в поперечном сечении жаровой трубы. При этом уменьшаются потери давления, увеличивается расход воздуха, направляемого на организацию процесса горения, повышается топливная экономичность газотурбинного двигателя и увеличивается ресурс газовой турбины.The combustion chamber operates as follows. The fuel is fed into the fuel nozzles 8, where, spinning in the nozzle nozzles, it enters the combustion cavity of the flame tube 2. At the same time, the compressed air by the compressor, flowing around the external circuit 30 of the stabilizers 27, 28 of the air stream 5, creates a uniform diagram of the air pressure downstream and coaxial to the surface 30 of the axial swirler 14, made in the form of a channel 31 with an open end 33 at the inlet. Moreover, in the circumferential direction in the slotted channel 32, the air pressure plot does not depend on the flow patterns, since the pressure is equalized due to the specific width of the slit channel 32. The air stream 5 flowing around the front devices 7 of the flame tube 2 and the stabilizers 27, 28 forms a uniform pressure field in the upstream part 6 due to the displacement of the concentric row 16 of the burner modules 13 by a large radial distance from diffuser 34 with sudden expansion. The fuel sprayed by the burner modules 12, 13 when mixed with the compressed air in the compressor forms a fuel-air aerosol that quickly evaporates, and the fuel vapor burns out as they mix with air and combustion products. In local zones of the stoichiometric composition of the mixture and depleted compositions of the mixture, kinetic combustion reactions predominate (with the appearance of chain reactions), and in the zones of the fuel-rich mixture diffusion combustion reactions (with the appearance of chemical bonds). In the primary zone, the coefficient of excess air α is from 0.8 to 1.5, where: α is the ratio of the actual amount of air to the theoretically necessary for complete combustion of the fuel, while the temperature of the combustion products in the flame front is 1500 ... 2000 ° C. Due to the identical distances 19 from the center 21 of any burner module 12 of the inner row 15 to the centers 22, 23 of the two nearest burner modules 12 of the inner row 15, as well as the distances 20 to the centers 24, 25 of the outer row 16, the distances are 20, 26 from the center 24 of any the burner module 13 of the outer row 16 to the centers 21, 22 of the two nearest burner modules 12 of the inner row 15, equal to the distance 19 between the centers 21, 22 of the burner modules 12 of the inner row 15, provides a uniform field of pressure and temperature in the cross section of the flame tube. At the same time, pressure losses are reduced, the air flow directed to the organization of the combustion process increases, the fuel efficiency of a gas turbine engine increases, and the resource of a gas turbine increases.

Источники информацииInformation sources

1. RU, патент № 2151343, F 23 R 3/04,1998 г.1. RU, patent No. 2151343, F 23 R 3 / 04.1998,

2. EP, патент № 718559, F 23 R 3/34,1996 г. - прототип.2. EP Patent No. 718559, F 23 R 3 / 34,1996, the prototype.

Claims

1. The combustion chamber of a gas turbine engine, comprising a housing, an annular flame tube, comprising two annular shells spaced apart, connected to each other in the upstream part of this flame tube by a frontal device including fuel nozzles, each of which is made in the form of a housing - racks oriented in a plane passing through the longitudinal axis of the flame tube or near this axis, with two burner modules, each of which is equipped with an axial and (or) radial air swirl, and burned full-time modules in the cross section of the flame tube form two concentric rows, characterized in that the burner modules in each nozzle are located in different rows on different sides of the plane passing through the rack of the fuel nozzle, while the distance from the center of each burner module of the inner row to the centers of the two nearest burner modules of the inner and outer rows are identical, and the distances from the center of each burner module of the outer row to the centers of the two nearest burner modules of the inner row us the distance between the centers of the inner row of burner modules.

2. The combustion chamber of a gas turbine engine according to claim 1, characterized in that each fuel nozzle comprises air flow stabilizers connected to the rack body, while the cross section of the outer contour of each stabilizer overlaps the axial swirler channel and forms a slotted channel with its inlet end.