CN105408691A - 燃气涡轮发动机中的环形燃烧室以及其操作方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及机械和动力工程、运输和其他领域，尤其涉及喷气式涡轮发动机(GTE)和固定式燃气涡轮设备(GTP)中的低排放环形燃烧室(CC)的设计，该设计基于预先制备且燃烧贫燃料和空气的混合物的低排放燃烧器，并且采用有效的操作方法。本发明的概述如下：-环形CC的GTE包括具有多孔构件(PE)的双回路低排放燃烧器的两个同轴的环。燃烧器被安装在火焰管的前壁上。燃烧器的端部位于一个平面中。燃烧器的内通道仅供应有引燃燃料。燃料的扩散燃烧在备用火焰中进行。外通道供应有主燃料和来自压缩机后面的压缩空气。借助第一阶段的、空气横流中的主燃料的喷射供应和第二阶段的、通过PE多孔主体的微通道的得到的随后的贫FAM的传递，优质的贫燃料和空气的混合物(FAM)被预先制备。使用备用火焰保持贫FAM的动力燃烧；-内环的内燃烧器通道被聚集在内环形引燃燃料歧管中，而燃烧器的环形燃料接收器被聚集在内环形主燃料歧管中；-当燃烧器中的旋流方向从每个环中的一个燃烧器转换到另一个邻近的燃烧器时，使用轴向叶片旋流器将燃烧器中的旋流方向替换为反向，以形成覆盖两个燃烧器的周期性的成对旋流，两个燃烧器的其中之一与CC的外环相关，而另一个与CC的内环相关；-在启动模式和过渡模式中，当负载增加到接近空转功率时，主燃料和引燃燃料到内环形燃烧器的供应通过关闭内主燃料和引燃燃料歧管的上游的、主燃料和引燃燃料供应管路中的阀被断开，这允许两倍地减少在外环的燃烧器中的过量空气系数；-通过保持主燃料和引燃燃料的特定的总消耗量和特定的总过量空气系数，在使用被安装于主燃料和引燃燃料管路中的燃料调节器来供最小的氧化氮的排放的前提下，在所有燃烧器中的相关的引燃燃料消耗被减少，同时保持贫燃料和空气的混合物的燃烧稳定性。上述的和一些其他的提出的技术解决方案允许减少全压损失、提高环形CC的GTE操作的可靠性、使得贫FAM稳定燃烧的范围变宽并且提供了在径向和圆周方向上的温度场的更好的均匀性，同时减少氧化氮和氧化碳的排放，这提供了与CC和其原型的操作方法相比的、提出的环形CC的益处。权利要求包括两个独立权利要求和五个从属权利要求。描述包括五个附图。<!-- 2 -->

Description

燃气涡轮发动机中的环形燃烧室以及其操作方法
技术领域
本发明涉及一种主要被使用于喷气式燃气涡轮发动机(GTE)和固定式燃气涡轮设备(GTP)中的燃烧室(CC)，并且涉及其操作方法。
背景技术
为了保证燃料和空气混合物(FAM)的稳定的燃烧，在这种类型的燃烧器中使用(有时同时使用)钝头体或叶片旋流器。在环形CC中，在分开的燃烧器中的单向旋流导致了同轴的环形旋流。典型的是在保持这些旋流时由于火焰管中的壁面摩擦而导致压力损失。这是这种环形旋流被视为派生的原因。除了压力损失，由于一部分派生的旋流不参与到燃烧中，因此减小了燃烧器的火焰强度和FAM的燃烧稳定性。
应注意的是，如果所有燃烧器具有相同的旋流方向，则从通过来自外部源的FAM主动点火的燃烧器到被动燃烧器的火焰的传递将面临严重的挑战，因为在局部燃烧器旋流进行接触的位置处的流动速度有最大差。这种流动速度差可超过正常的火焰传播速度，并且在燃烧区域和CC出口导致伴随着温度场恶化的熄火。
如果环形CC的一个环的燃烧器具有单向旋流，则产生两个同轴的派生环状旋流，该派生环状旋流在不同的圆周方向上旋转，具有比间隔的燃烧器的平均直径更大和更小的平均直径。如果环形CC具有两个同轴的燃烧器环，则产生三个同轴的环形旋流。它们的圆周流动方向取决于燃烧器流的旋流方向。
此外，与FAM燃烧稳定性、减少氮氧化物(NOx)和氧化碳(CO)排放相关的问题必须同时解决，这在设计可靠的低排放CC时是有挑战性的。
CC的操作方法在设计阶段起到重要的作用。
在现有技术的CC中，上述的挑战通常仅被部分地解决。这是需要新的非凡的技术解决方案的理由。
在喷射式GTE或固定式GTP中使用的现有技术的环形CC[1](1997年的俄罗斯联邦专利第2094705号，分类号F23R3/18)具有两个燃烧器的环。使用特定的公式来选择双通道燃烧器(内燃料通道和外空气通道)的数量，使得燃烧过程变为类似于多重火焰。燃烧器被聚集为4个燃烧器的块体，其中每一环具有2个燃烧器。启动燃烧器的燃料通道被聚集为一个结合的起始歧管，而其他燃烧器的燃料通道聚集在主燃料歧管中。
本发明的目的是减少NOx的排放。
通过减少燃烧区域的长度和FAM在高温区域中的时间来实现该目的。
CC的缺点是在启动燃烧器和主燃烧器中的扩散燃料燃烧，其特征在于延长的前沿和FAM燃烧的最大可能温度以及大量的NOx的排放。
在下文中描述这种CC的操作方法。
在启动期间以及在空转模式下操作动力单元之前，通过外环的引燃燃烧器供应燃料，引燃燃烧器为所有燃烧器的四分之一。在空转模式中，也通过外环和内环的其他引燃燃烧器供应燃料，操作这些引燃燃烧器直到动力装置处于额定模式。
这种CC的操作方法的主要缺点是，由于通过具有“冷”空气的、未供应燃料的大量引燃燃烧器所包围的少量引燃燃烧器供应燃料，因此在启动时和进入空转模式之后可能熄火且有显著的温度场畸变。
这种CC的缺点在CC[2](2000年的俄罗斯联邦专利第2171432号，分类号F23R3/28)中被部分地克服，其中，火焰管头部具有最优数量的燃烧器，即，每100sm2的燃烧罐的剖面(中间)面积中三个。
与CC[1]相似，CC[3](1997年的俄罗斯联邦专利第2083926号，分类号F23R3/16)使用多重火焰管头部，其特征为环形排列的主燃烧器和在中心具有叶片旋流器的备用燃烧器。通过将多重火焰管头部中的火焰打散成若干更小的火焰并且通过减少高温区域的长度和燃烧产物在高温区域中的时间来减少NOx排放。通过备用燃烧器来提供预先制备的、在火焰中不存在FAM的高温区域的动力燃烧。通过将借助于这种燃烧器的叶片的旋流和借助于内环形空间的主叶片的旋流朝向彼此导向来实现从备用燃烧器到主燃烧器的、FAM的可靠的热量传递。这是在邻近的流相接触的位置处速度差会是最小的且低于熄火速度值的原因。
现有技术还包括具有一个环的燃烧器的环形CC[4](1996年的美国专利第5490380号，分类号F02C7/26)，其中，所有的燃烧器中的旋流都具有一个方向。在这种CC的实施方式中，如上述，出现两个同轴环形的派生旋流，这是不利的。
著作[5](Nagashima,T.等人，(2005)来自东京大学的超微型燃气涡轮机发展的启示，微型燃气涡轮机(14-1至14-58页)，教学笔记RTO-EN-AVT-131，论文14，Neuilly-sur-Seine，法国RTO，可从http://www.rto.nato.int/abstracts.asp.获取)描述了具有8个微燃烧器的环形丙烷燃料CC以及其热力学和生态学特性。径向旋流叶片的内直径是16毫米。使用具有扩散燃料燃烧的双通道燃烧器(燃料内通道和空气外通道)。
为了使FAM燃烧稳定，使用空气流旋流。同时，为了创造燃烧区域中的有利的速度场和CC出口的满意的温度场，相邻燃烧器中的流旋流交替地被改变为相反的方向(顺时针、逆时针)。这种CC的每一环中的燃烧器的数量必须是偶数。在这种CC中，不出现派生的环形旋流。反之，形成了周期性的成对旋流，产生交替地到CC中心或者来自CC中心的径向流，这导致了更高的FAM燃烧稳定性和在CC出口的径向方向上的均匀的温度场。
在现有技术实施方式[6](1979年的欧洲专利第0378505号，分类号F23R3/14)中，环形CC具有使用至少两个环的、在前壁上的多个共面燃烧器。一个环中的燃烧器具有相同方向的旋流、与相邻环的燃烧器的旋流方向相反。
现有技术原型还包括具有共面端部的燃烧器的环形CC[7](1996年的俄罗斯联邦专利第2062408号，分类号F23R3/14)。燃烧器形成了两个同轴的环。每个环的燃烧器都具有相同方向的旋流，然而其与邻近的环的燃烧器的旋流方向相反。因为这种旋流，三个同轴的环形旋流形成：两个派生旋流(外部和内部)以及一个过渡旋流。外部和内部的派生旋流方向与外环的燃烧器中的旋流方向一致。在这种CC中的过渡环形旋流的旋流方向总是与派生环形旋流的旋流方向相反。
通常，FAM在围绕外环均匀地且圆周地间隔的两个或三个燃烧器中被点燃，这阻碍了在该环的其他燃烧器中的FAM的点燃和在内环的燃烧器中的FAM的点燃。过渡旋流的形成部分地解决了与燃烧器之间的火焰传递相关的问题。火焰交替地从一个环的燃烧器被传递到另一环的邻近的燃烧器等等。通过所有燃烧器的六分之五的燃料量来供应引燃燃烧器。
这种CC的主要缺点包括：
-归因于派生旋流的更高的压力损失；
-由于引燃燃烧器有效地包围被引燃燃烧器并且数量为所有燃烧器的六分之五，因此为了保证燃烧器之间的火焰的可靠传递，不适当地沿CC的壁并且在中心中产生密集的横流；
-当引燃燃烧器被未供应燃料的被引燃燃烧器分开时，在环形CC中的燃料传递的更低的可靠性；
-更低的燃烧室燃烧强度和燃料燃烧效率，并且由于每两个燃烧器朝外或朝向每个环的中心交替的位移引起的前壁和环形CC的容积的扩大而损失了部分FAM燃烧稳定性。
用于这种原型环形CC[7]的操作方法是，当启动CC并且将其负载增加到40％至55％时，引燃燃烧器被使用于供应燃料。燃料消耗被保持在40％至50％和65％至80％的范围内的相同的水平上。当负载超过65％至80％时，引燃燃烧器被致动。
用于环形CC[8](1990年的欧洲专利第0401529号，分类号F23R3/46)的现有技术操作方法提供了在燃烧室的前壁上间隔开的引燃燃烧器和被引燃燃烧器的组件。在该示例中，当燃烧室被启动并且负载增加到特定的值时，通过引燃燃烧器供应燃料。当负载进一步增加时，通过被引燃燃烧器供应燃料。
发明内容
本发明的主要目的如下：
-减少在FAM燃烧区域中的压力损失；
-增加燃烧器之间的火焰传递的可靠性；
-增加贫FAM的燃烧稳定性；
-改善在环形CC的出口的径向和圆周方向上的温度场均匀性；以及
-减少NOx和CO的排放。
借助下列技术方案来实现上述目的。
在燃气涡轮发动机中的环形燃烧室具有使用至少两个同轴的环在燃烧室的前壁上间隔的多个共面的燃烧器。在每个环中安装相同的且偶数数量的低排放燃烧器。内环的燃烧器相对于外环的燃烧器以半节距间隔被圆周地设置。所有燃烧器都是双通道的。燃烧器的内通道仅用于引燃燃料的供应，而外通道供应有来自压缩机后面的压缩空气和具有贫FAM的主燃料。每个燃烧器的外通道都具有进口导向叶片，该进口导向叶片具有在其壁中切开的孔，以将燃料供应到空气横流，叶片旋流器被安装在通道出口，并且具有梯度孔隙率的多孔构件被安装在进口导向叶片和叶片旋流器之间。当燃烧器中的旋流方向从每个环中的一个燃烧器转换到另一个邻近的燃烧器时，使用叶片旋流器将燃烧器中的旋流方向替换为反向。每个燃烧器还提供了环形燃料接收器，其位于进口导向叶片上方。内燃烧器环和外燃烧器环的内通道被分别地聚集在内引燃燃料歧管和外引燃燃料歧管中，而内环的燃烧器和外环的燃烧器的环形燃料接收器被分别地聚集在内主燃料歧管和外主燃料歧管中。引燃燃料管路和主燃料管路在进口各自具有燃料调节器。在供应燃料管路中，在内引燃燃料歧管和内主燃料歧管各自的进口的上游都安装了一个阀。
优选地，使用具有翼型叶片的轴向叶片涡轮旋流器。
优选地，轴向叶片旋流器的叶片必须根据下列规律旋转：
其中，R和RП分别是当前的半径和旋流叶片外围的半径；
和分别是当前的旋流角度和旋流叶片外围的角度；
n是具有在0＞n≥﹣1的范围中的值的指数。
优选地，使用微米纱网制造的多孔构件。
优选地，在燃烧室的额定模式中，通过选择多孔构件的表面积，多孔构件主体的微孔中的平均混合流速被保持在40米/秒和60米/秒之间的范围中。
用于具有使用至少两个同轴的环在燃烧室的前壁上隔开的多个共面的燃烧器的、在燃气涡轮发动机中的燃烧室的操作的方法是，当燃烧室启动且负载增加到特定值时，通过全部燃烧器中的一部分供应燃料。当负载超过特定的值时，通过供应燃料来致动其他燃烧器。在每个环中，安装相同的且偶数数量的低排放燃烧器。内环的燃烧器相对于外环的燃烧器以半节距间隔被圆周地设置。所有低排放燃烧器都是双通道的。燃烧器的内通道仅用于引燃燃料供应，而外通道供应有来自压缩机后面的压缩空气和具有贫FAM的主燃料。每个燃烧器的外通道都具有进口导向叶片，该进口导向叶片具有在其壁中切开的孔，以将燃料供应到空气横流，轴向叶片旋流器被安装在通道出口，并且多孔构件被安装在进口导向叶片和轴向叶片旋流器之间。当燃烧器中的旋流方向从每个环中的一个燃烧器转换到另一个邻近的燃烧器时，使用叶片旋流器将燃烧器中的旋流方向替换为反向。每个燃烧器还提供了环形燃料接收器，其位于进口导向叶片上方。内燃烧器环和外燃烧器环的内通道被分别地聚集在内引燃燃料歧管和外引燃燃料歧管中，而内环的燃烧器和外环的燃烧器的环形燃料接收器被分别地聚集在内主燃料歧管和外主燃料歧管中。引燃燃料管路和主燃料管路在进口各自具有燃料调节器。在供应燃料管路中，在内引燃燃料歧管和内主燃料歧管各自的进口的上游都安装了一个阀。在启动时和当负载增加到接近空转功率模式的值时(正常模式的65％至75％)，阀被关闭。因此，主燃料和引燃燃料仅被供应到外环的燃烧器。当负载达到接近空转功率模式的值且增大到额定模式的值时，两个阀都打开，并且还将主燃料和引燃燃料供应到内环的燃烧器。
优选地，使用燃料调节器来减少外环的燃烧器和内环的燃烧器中的引燃燃料的相对消耗，引燃燃料的相对消耗被定义为引燃燃料消耗与主燃料和引燃燃料的总消耗之间的比率，可认为的是，通过保持主燃料和引燃燃料的特定的总消耗和特定的总过量空气系数可产生最小的氧化氮排放，同时保持了贫燃料和空气的混合物的燃烧稳定性。
附图说明
在下列附图中说明环形CC的设计和用于其操作的方法。
图1是在燃气涡轮发动机中的环形燃烧室的示意图。
图2是环形燃烧室的视图(图1所示的箭头A)。
图3是基于试验研究结果的、在环形燃烧室的操作期间形成的流型结构(根据火焰管前壁的展开视图)。
图4是具有多孔构件的双通道低排放燃烧器的示意图。
图5是图4中所示的A-A剖面中的、具有翼型叶片的轴向叶片涡轮机旋流器叶栅的展开图。
具体实施方式
下面给出了涉及在燃气涡轮发动机中的环形燃烧室的上述技术解决方案的辩论。
1.双通道燃烧器，其中，通过内燃烧器通道供应的引燃燃料使用通过外燃烧器通道供应的贫FAM中的过量的氧气进行扩散燃烧，以形成备用火焰(在外国文献中被称为引燃火焰)。
如果使用叶片旋流器使邻近的燃烧器中的贫FAM在一个方向上打旋，则在燃烧器的局部旋流所接触的位置处的速度差将是最大的。该速度差可超过正常的火焰传播速度，并且在燃烧区域中和CC出口导致伴随温度场畸变的熄火。为了在邻近的燃烧器的局部旋流所接触的位置处消除速度差，在邻近的燃烧器中采用相反方向的流旋流，这允许改进从FAM在其中燃烧的一个燃烧器到另一个没有进行FAM燃烧的燃烧器的热量传递，以燃烧其中的FAM。在邻近的燃烧器中的这种流旋流类似于接合的两个齿轮(见图2)。
为了提供在形成环的燃烧器之间的这种热传递过程的规则性和封闭性，环中的燃烧器的数量必须是偶数。
提出的环形CC没有派生的旋流，这减少了在火焰管中的壁面摩擦压力损失。相反，出现周期性的成对旋流，产生了交替地到CC中心的和来自CC中心的径向流，这不仅有助于燃烧器之间的可靠的热量和火焰的传递，还有助于首先在径向方向上的温度场的校准(见图3)。而且，使用这种流旋流，与现有技术的实施方式[7]中的两个相比，能够将热量传递给没有FAM燃烧的燃烧器的接触燃烧器的数量增加到三个。这意味着燃烧器之间的热量和火焰传递的更高的可靠性以及在CC操作中的更高的可靠性。
2.假设压缩机和GTE涡轮机操作主要在启动模式和过渡模式中相匹配，因此过量空气系数显著地增加。在这些模式中的CC的操作的特征在于显著的FAM贫化、质量损失和较差的燃烧稳定性，以及显著的燃烧效率损失和CO排放增加。
在这种情况下，对抗CO排放的主动方法是断开占CC燃烧器的总数量的50％的、内环的燃烧器中的主燃料和引燃燃料的供应。这种技术方案允许外环的燃烧器的FAM增加两倍，提高混合物质量、贫FAM的燃烧稳定性和燃烧效率，这显著地减少了CO排放。
为了实施该技术方案，内环和外环的燃烧器的内通道因此被聚集在内引燃燃料歧管和外引燃燃料歧管中，同时，内环和外环的环形接收器因此被聚集在内引燃燃料歧管和外引燃燃料歧管中。每个主燃料管路和引燃燃料管路都具有被安装在内主燃料歧管和引导燃料歧管的上游的阀。如果需要，通过关闭阀，可断开内环的燃烧器的主燃料和引燃燃料的供应。
还应注意的是，将内燃烧器通道和外燃烧器通道聚集在共同的燃料歧管中允许简化主燃料和引燃燃料供应的环的系统，并且使得每个环的燃料供应系统独立。
应强调的是，由于在燃烧前期期间进入外环的燃烧器比进入内环的燃烧器更容易，因此出于上述目的断开内燃烧器环比断开外燃烧器环更实用。同时，通过在邻近的燃烧器中采用相反方向的旋流，利用具有同等水平的可靠性解决了与每个环中的燃烧器之间的热量和火焰的传递相关的问题。
3.根据现有技术实施方式[9](LefebvreA.，燃气涡轮机燃烧，1986年，566页)和[10](KutyshI.I.，动力单元气体处理方法及装置，教材，莫斯科MGOFZnaniye，2012年，800页，第二次修订版)，预先制备的贫FAM的燃烧允许通过在较低的绝热温度下燃烧贫FAM来显著地减少NOx排放。这是预先制备的贫FAM在燃气涡轮发动机中的环形燃烧室的双通道燃烧器中燃烧的理由。特别要注意的是贫FAM的质量。
4.公知的是，混合物的质量对NOx排放量具有显著的影响，混合物的质量作为燃料浓度均匀性水平，被理解为贫FAM的容积。如果贫FAM的质量较低，则最弱的和浓化的FAM的局部区域会出现更高的绝热燃烧温度和更高的NOx排放量。获得良好质量的贫FAM比获得良好质量的理想配比混合物更难。这是为了提高FAM的质量而必须在大量的FAM贫化的例子中使用额外的非凡的技术解决方案的理由。
出于这个目的，多孔构件(PE)被安装于进口导向叶片(IGV)和轴向叶片旋流器(AVS)之间。
提出的燃烧器的特征是贫FAM制备的两级系统：使用湍流速度脉动、压力、温度和成分浓度，喷射供应主燃料并且在IGV区域中将其与横流混合(第一级)，并且在多孔构件主体的微小通道中额外地混合所得到的贫FAM(第二级)。在贫FAM被供应到燃烧区域中之前将成分(空气和燃料)在两级中混合。
5.涉及基于金属微米粉末、纤维和纱网的多孔材料的实验研究的结果[11](KutyshI.I、KutyshA.I，用于柴油发动机的气体处理的新金属陶瓷过滤器以及它们的液压特性，机械工程转换，2002年，32-37页)、[12](KutyshI.I、KutyshD.I，由微米粉末制成的多孔板的阻力系数的实验研究，来自2009年5月25至31日在阿卢什塔举行的第16届计算力学与现代应用程序系统国际会议(VMSPPS’2009)的材料，莫斯科MAI-PRINT，2009年，473-475页)、[13](KutyshI.I、KutyshA.I、KutyshD.I，金属微米粉末纱网包装的阻力系数的实验研究结果，来自2011年5月25至31日在阿卢什塔举行的第17届计算力学与现代应用程序系统国际会议(VMSPPS’2011)的材料，莫斯科MAI-PRINT，2011年，579-580页)以及[14](KutyshI.I、KutyshA.I、KutyshD.I.P，不同类型的金属陶瓷多孔材料的阻力系数和它们的对比的实验研究结果，来自2012年5月25至31日在阿卢什塔举行的第9届在喷嘴和喷射器中的非平衡过程的国际会议(NPNJ’2012)的材料，莫斯科MAI，2011年，54-57页)表示，所有类型的多孔材料都提供高质量的液态/气态燃料和空气混合物。然而，由金属微米纱网制成的多孔材料具有最小的液压阻力和最大的强度。在混合物穿过多孔构件主体的微孔时有最小的全压损失，并且当混合物的平均流速不超过40至60米/秒时实现满意的成分混合。
当被使用在用于预先制备贫FAM的燃烧器中时，由金属微米纱网制成的多孔材料的这些特性确定了它们的超越其他类型的多孔材料的优势。
多孔材料的另一个重要特征是，与喷射混合相比，它们的紧凑性优化了成分混合路径。
6.叶片旋流器被广泛地使用于燃烧室燃烧器中[15](ShchukinV.K.、KhalatovA.A.，在轴向对称通道中的旋流的热交换、质量交换和流体动力，莫斯科Mashinostroeniye，1982年，200页)。它们极大地有助于速度场的形成，该速度场的特征在于，叶片半径中的流旋流程度和旋转速度性质。实际上，使用具有平叶片和具有弯板的旋流器(旋流角度从15°至60°变化)。然而，这种叶片的叶栅、特别是平叶片的叶栅不能在叶片到叶片的通道中提供不分离的流，导致了更高的损耗。
例如，图5示出了在任意剖面(叶片高度)中的具有翼型叶片的涡轮机AVS的叶栅。该叶栅在叶片到叶片的通道中提供了具有最小压力损耗的不分离的流，即是，不具有上述的缺点。
在AVS的出口剖面中的几何或结构旋流角度与流旋流角度不同。
这些角度的之间的差异取决于在AVS中的叶片的数量和弦长，并且当这些参数增加时差异减小。
AVS叶片半径中的流旋流角度变化的规律可写作关系公式：
uRn＝const，(1)
其中u是在半径R的AVS的出口处的流速旋转分量；
n是具有﹣1≤n≤3的值的指数。
为了在AVS的出口处实施规律(1)，其叶片必须具有特定的结构旋流角度和半径的关系最简单的关系在下面的假设下被实现：轴向速度Wa在AVS出口和入口处的叶片高度中是均匀分布的律旋转：
其中，RП是燃烧器的流部分的外围的叶片半径；
是半径RП中的结构旋流角度；
是半径R中的结构旋流角度。
特别重要的是，旋流规律在AVS叶片半径延长时提供了增加的流旋流。在n＝0时，保持了AVS叶片高度旋流。根据旋流规律(2)，在n＝﹣1时实现AVS叶片高度旋流的最大增加。可以得出的是，指数n仅具有在下面范围内的负值：
﹣1≤n＜0，(3)
实验研究的结果表示，使用规律(2)并且考虑到表达式(3)，AVS提供了稳定的贫FAM燃烧。
7.具有引燃燃料的扩散燃烧的双通道燃烧器的生态特性的实验研究表示，NOx的排放显著地取决于引燃燃料的相关消耗。当保持贫FAM的稳定的燃烧时，引燃燃料的相关消耗越少NOx的排放越少。为了能够在保持主燃料和引燃燃料的特定的总消耗的同时改变引燃燃料的相关消耗，在主燃料和引燃燃料供应管路中安装对应的燃料调节器(见图1)。
下面给出用于提出的涉及燃气涡轮发动机中的环形燃烧室的操作方法的技术解决方案的辩论。
1.如上述，在启动模式和具有正常GTE负载的65％至70％的负载的空转功率的过渡模式中，产生了非常高的过量空气系数，其特征在于较差的贫FAM燃烧稳定性、混合物质量损失、较差的燃料燃烧效率和较高的CO排放。要克服这种缺点，供应到燃烧器的一个部分的主燃料和引燃燃料通过关闭相应的阀被断开，并且所有燃料随后被供应到燃烧器的另一部分。在这种示例中，如图2所示，CC内环的燃烧器的一半被断开。在这种情况下，过量空气系数减小了两倍，这导致了更高的贫FAM燃烧稳定性、燃烧绝热温度的增加、更高的燃料燃烧效率和更低的CO排放。
2.假设保持特定的总燃料消耗和贫FAM燃烧稳定性，如果在提供最小的引燃燃料相关消耗的同时引燃燃料和主燃料的消耗在环形CC的所有操作模式中被调节，则NOx排放可显著地减少，这由实验研究支持。排放量减少的原因是引燃燃料扩散燃烧的高温度区域变得更小。通过燃烧器的更低的引燃燃料燃烧以及相应的更高的主燃料消耗导致了一定程度的贫FAM的富集和其更高的燃烧稳定性。
提出的燃气涡轮发动机中的环形燃烧室与提出的操作方法一起在图中被示出(图1至图5)。
外环C1的双通道燃烧器1和内环C2的双通道燃烧器2被安装在火焰管4的前壁3上。两个环的燃烧器的端部都在一个垂直平面中(见图1的视图)。外环C1的燃烧器1的内通道18和内环C2的燃烧器2的内通道17分别在进口处被聚集在外环形引燃燃料歧管16和内环形引燃燃料歧管15中，例如，电子阀11被安装于引燃燃料供应管路7中。外环C1的燃烧器1的环形接收器19和内环C2的燃烧器2的环形接收器20分别在进口处被聚集在外环形主燃料歧管14和内环形主燃料歧管13中，例如，电子阀12被安装于引燃燃料供应管路8中。在主燃料供应管路8和引燃燃料供应管路7中，分别地安装了主燃料9和引燃燃料10的燃料调节器5和燃料调节器6。
图2中的视图示出了分隔燃烧室的外环和内环的、火焰管的中心线E，并且示出了外环C1中具有顺时针旋流的燃烧器A1和具有逆时针旋流的燃烧器A2以及内环C2中具有顺时针旋流的燃烧器B1和具有逆时针旋流的燃烧器B2的布局图。灰色用于标记在燃气涡轮发动机的燃烧室的所有可能的操作模式中供应有主燃料和引燃燃料的外环的燃烧器。白色用于标记当负载变得接近是额定负载的大约65％至70％的空转功率时供应有主燃料和引燃燃料的内环的燃烧器。
图3中的视图示出了火焰管4的前壁3的展开图，在其上示出了从实验研究获得的气体流动图。箭头表示气体流动方向，其中形成了周期性的成对旋流，其沿相反方向旋转并且覆盖具有相似的、但反向旋转的旋流的两个燃烧器A1和B1。每个旋流中的一个燃烧器A1或A2与外环相关，而另一燃烧器B1或B2分别与内环相关。
当主燃料和引燃燃料不仅被供应到外环C1的燃烧器还被供应到内环C2的燃烧器时，在邻近的旋流接触之处流速差是零，意味着在超过空转功率的模式中从外环的燃烧器A1到内环的燃烧器B2或者从外环的燃烧器A2到内环的燃烧器B1的可靠的热量和火焰的传递。
从流动图可见的是(见图3中的视图)，每个CC燃烧器与邻近的燃烧器都具有三处连接，其中由于在邻近的成对旋流相接触的位置的零流速差，因此保证了可靠的热量和火焰的传递。
图4示出了具有多孔构件的双通道低排放燃烧器的视图。
根据图4所述的视图，燃烧器具有环形燃料接收器2、内通道10和由壁5、10和11包围的外通道。
内通道结束于具有上游顶点的中空圆锥稳定器。
燃烧器的外通道具有：IGV8，其被安装在外通道的进口；具有翼型叶片的涡轮AVS4，其被安装在外通道的出口；以及具有特定的孔隙率值的PE3，其被安装于IGV8和AVS4之间。
图5示出了根据图4中指定的A-A剖面的涡轮AVS的叶栅的展开图。
叶栅被成形为在叶栅进口和出口之间的叶片到叶片通道中提供平滑而持续的流速增加。
根据规律(2)并且考虑表达式(3)来实施叶片高度旋流。
在叶栅的出口，示出了由绝对流速W、其相应的轴向流速Wa和圆周流速u形成的速度三角形。速度W和Wa的向量和分别形成了AVS的结构旋流角度
下文中描述在燃气涡轮发动机中的环形燃烧室的操作以及其操作方法的实施方案。
在CC的GTE(见图1)启动期间以及当负载增加到空转功率时，阀11和12关闭。
主燃料9在超过空气流22的压力的压力下被供应到外环形主燃料歧管14。随后，来自歧管14的主燃料流到与外环C1(见图2)相关的燃烧器1的环形燃料接收器19。通过在IGV的壁中的孔，燃料以喷射系统的形式被供应到来自燃烧器1的外通道中的GTE压缩机的压缩空气横流22。
引燃燃料10在超过空气流22的压力的压力下通过调节器6被首先供应到外环形引燃燃料歧管16，并且随后被供应到与外环C1相关的燃烧器1的内通道。
在外环的一些(例如，两个或三个)燃烧器中，外部源负责FAM燃烧。图2中的燃烧器被标记为灰色。
当主燃料和引燃燃料仅被供应到外环C1的燃烧器时，由于以顺时针和逆时针的反向方向旋转的周期性的成对旋流相接触的位置的零流速差，因此提供了可靠的热量和火焰传递。
当达到接近空转功率的负载时，阀11和12同时打开。在这种情况下，主燃料9在超过空气流22的压力的压力下开始流动，并且也流动到内环形主燃料歧管13，其从歧管13流到与内环C2相关的燃烧器2的所有的环形燃料接收器20。通过IGV的壁中的孔，主燃料以喷射系统的形式被供应到来自燃烧器2的外通道中的GTE压缩机的压缩空气横流22。
引燃燃料10在超过空气流22的压力的压力下被首先供应到内环形引燃燃料歧管15，并且随后被供应到与外环C2相关的燃烧器2的内通道(见图1和图2)。
当负载超过空转功率并且主燃料和引燃燃料被供应到所有的燃烧器时，由于在沿反向方向旋转的、周期性的成对旋流相接触的位置的零流速差，因此外环的燃烧器的操作提供了到内环的燃烧器的可靠的热量和火焰传递。当燃烧室在这种负载下操作时，每个成对的旋流都覆盖两个环的两个燃烧器。每个单独的燃烧器借助成对的旋流来与三个邻近的燃烧器接触，这意味着在燃烧器之间的热量和火焰传递的更高的可靠性(见图3)。在环形CC中的两个环的邻近的燃烧器中的流旋流导致在环形CC的前壁上形成了周期性的成对旋流(见图3中的展开图)，其有利于在燃料燃烧区域和环形CC的出口处的径向和圆周方向上的温度场的均匀性。
引燃燃料调节器6用于在所有的可能的CC的GTE的操作模式中控制引燃燃料的消耗，以减小NOx的排放，同时保持贫FAM的燃烧稳定性。
优质的贫FAM通过成分(压缩空气和主燃料)的两级混合的方式预先被制备于燃烧器中(见图4)。根据图4所示的低排放燃烧器的视图，通过内通道10供应引燃燃料6。随后，其流到位于中空圆锥稳定器5的后面的回流区域12中。
来自压缩机的压缩空气7仅被供应到燃烧器的外通道。主燃料从环形燃料接收器2以喷射系统8的形式穿过IGV1中的孔流到空气横流7中。在喷射阶段形成的贫FAM随后通过多孔构件的微通道被额外地传递，这是成分混合的第二阶段，其中由于湍流速度波动、压力、温度和成分浓度实现了贫FAM9的高浓度均匀性(即是，高混合质量)。
为了在贫FAM9流过多孔构件主体3的微孔时减少贫FAM9的全压损失，多孔构件3的表面积被选择为(例如，两个截头椎体)，使得在CC的额定模式中的平均混合物流9的值在40米/秒至60米/秒的范围中。
通过在圆锥稳定器5的后面创造回流区域12来提供使用来自贫FAM9的过量空气的、备用火焰中的引燃燃料的稳定扩散燃烧，圆锥稳定器5在贫FAM9流过它时用作为高阻力主体。同时，通过引进来自备用火焰的热量且通过使用AVS4形成额外的回流区域13来提供贫FAM9的稳定的动力燃烧。
与环形CC和其原型操作方法相比，提出的环形CC的GTE(图1至图5)和其操作方法的益处强调如下：
-在CC启动时和在其所有可能的操作模式中，燃烧器之间的可靠的热量和火焰传递；
-当混合物流沿CC的火焰管的前壁移动时，减少了全压损失；
-减少了氧化氮和氧化碳的排放；
-在环形CC的所有可能的操作模式中的更高的贫FAM燃烧稳定性；
-在燃烧区域中和在环形CC的出口处的、径向方向上和圆周方向上的更均匀的温度场均匀性。
借助上述给出且辩论的技术方案来实现这些益处。
应强调的是，在提出的环形CC的GTE中的所有提到的缺点都被全面地解决。在上述的类似装置和原型中，这些缺点仅部分地被解决或完全没有被解决。

Claims (7)

1.一种燃气涡轮发动机中的环形燃烧室，其包含多个燃烧器，使用至少两个同轴的环在燃烧室的前壁上的一个平面中将燃烧器间隔开，其特征在于，
在每个环中安装相同的且偶数数量的低排放燃烧器；
内环的燃烧器相对于外环的燃烧器被圆周地以半节距间隔设置；
所有燃烧器都是双通道的，燃烧器的内通道设置为仅用于引燃燃料供应，而外通道供应有来自压缩机后面的压缩空气和具有贫FAM的主燃料；
每个燃烧器的外通道都具有进口导向叶片，进口导向叶片具有在其壁中切开的孔，以将燃料供应到空气横流，叶片旋流器被安装在通道出口，并且具有梯度孔隙率的多孔构件被安装在进口导向叶片和叶片旋流器之间；
当燃烧器中的旋流方向从每个环中的一个燃烧器转换到另一个邻近的燃烧器时，使用叶片旋流器将燃烧器中的旋流方向替换为反向，每个燃烧器还提供了环形燃料接收器，其位于进口导向叶片上方；
内燃烧器环和外燃烧器环的内通道被分别地聚集在内引燃燃料歧管和外引燃燃料歧管中，而内环的燃烧器和外环的燃烧器的环形燃料接收器被分别地聚集在内主燃料歧管和外主燃料歧管中；并且
引燃燃料管路和主燃料管路在进口各自具有燃料调节器，在供应燃料管路中，在内引燃燃料歧管和内主燃料歧管各自的进口的上游都安装了一个阀。
2.根据权利要求1所述的燃烧室，其特征在于，具有翼型叶片的轴向叶片涡轮旋流器被用作为叶片旋流器。
3.根据权利要求2所述的燃烧室，其特征在于，轴向叶片旋流器的叶片根据下列规律旋转：
其中，R和RП分别是当前的半径和旋流叶片外围的半径；
和分别是当前的旋流角度和旋流叶片外围的角度；
n是具有在0＞n≥﹣1的范围中的值的指数。
4.根据权利要求1所述的燃烧室，其特征在于，基于金属微米纱网的多孔构件被使用作为多孔构件。
5.根据权利要求1或4所述的燃烧室，其特征在于，在燃烧室的额定操作模式中，通过选择所述多孔构件的表面积，多孔构件的多孔主体的微孔中的混合流平均速度被保持在40米/秒和60米/秒之间的范围中。
6.一种用于操作燃气涡轮发动机中的燃烧室的方法，燃烧室具有使用至少两个同轴的环在燃烧室的前壁上间隔开的多个共面的燃烧器，所述方法包括：
当燃烧室启动且负载增加到特定的值时，通过全部燃烧器中的一部分供应燃料，并且当负载超过特定的值时，通过供应燃料来致动其他燃烧器，燃烧室的特征在于：
在每个环中，安装相同的且偶数数量的低排放燃烧器，内环的燃烧器相对于外环的燃烧器被圆周地以半节距间隔设置；
所有低排放燃烧器都是双通道的，燃烧器的内通道设置为仅用于引燃燃料供应，而外通道供应有来自压缩机后面的压缩空气和具有贫FAM的主燃料；
每个燃烧器的外通道都具有进口导向叶片，进口导向叶片具有在其壁中切开的孔，以将燃料供应到空气横流，轴向叶片旋流器被安装在通道出口，并且多孔构件被安装在进口导向叶片和轴向叶片旋流器之间；
当燃烧器中的旋流方向从每个环中的一个燃烧器转换到另一个邻近的燃烧器时，使用叶片旋流器将燃烧器中的旋流方向替换为反向；每个燃烧器还提供了环形燃料接收器，其位于进口导向叶片上方；
内环和外环的内通道被分别地聚集在内引燃燃料歧管和外引燃燃料歧管中，而内环的燃烧器和外环的燃烧器的环形燃料接收器被分别地聚集在内主燃料歧管和外主燃料歧管中；并且
引燃燃料管路和主燃料管路在进口各自具有燃料调节器，在供应燃料管路中，在内引燃燃料歧管和内主燃料歧管各自的进口的上游都安装了一个阀；
在启动时且当负载增加到接近空转功率模式的值时(额定模式的65％至75％)，阀被关闭，因此主燃料和引燃燃料仅被供应到外环的燃烧器；
当负载达到接近空转功率模式的值且增大到额定模式的值时，两个阀都打开，并且还将主燃料和引燃燃料供应到内环的燃烧器。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，使用燃料调节器来减少外环的燃烧器和内环的燃烧器中的引燃燃料的相对消耗，引燃燃料的相对消耗被定义为引燃燃料消耗与主燃料和引燃燃料的总消耗之间的比率，能认为的是，通过保持主燃料和引燃燃料的特定的总消耗和特定的总过量空气系数，能产生最小的氧化氮排放，同时保持贫燃料和空气的混合物的燃烧稳定性。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111443158A (zh) * 2020-04-02 2020-07-24 中国人民解放军国防科技大学 一种高温燃气中金属粉末点火燃烧试验装置

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2562542A (en) * 2017-05-20 2018-11-21 Dong Leilei Low-NOx stable flame burner (LNSFB)
RU2687545C1 (ru) * 2018-08-17 2019-05-14 Рафаэль Салихзянович Кашапов Малоэмиссионная камера сгорания и способ подачи в ней топлива
DE102018123785B4 (de) 2018-09-26 2023-07-27 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Verfahren zum Betreiben einer Gasturbinenanordnung und Gasturbinenanordnung
US20210207541A1 (en) * 2020-01-08 2021-07-08 United Technologies Corporation Method of using a primary fuel to pilot liquid fueled combustors

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1044325A (zh) * 1989-01-12 1990-08-01 联合工艺公司 燃烧器的燃油喷嘴装置
CA2072275A1 (en) * 1991-08-12 1993-02-13 Phillip D. Napoli Fuel delivery system for dual annular combustor
CN1242830A (zh) * 1996-11-08 2000-01-26 欧洲燃气轮机有限公司 燃烧器的配置
US6381964B1 (en) * 2000-09-29 2002-05-07 General Electric Company Multiple annular combustion chamber swirler having atomizing pilot
US20110203294A1 (en) * 2010-02-23 2011-08-25 Snecma Fuel injection system for a combustion chamber of a turbomachine
EP2479497A1 (en) * 2011-01-24 2012-07-25 United Technologies Corporation Gas turbine combustor
CN102889618A (zh) * 2012-09-29 2013-01-23 中国科学院工程热物理研究所 一种基于文丘里预混双旋喷嘴的环形燃烧室
CN103225824A (zh) * 2012-01-31 2013-07-31 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的燃料喷嘴及其操作方法

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4194358A (en) * 1977-12-15 1980-03-25 General Electric Company Double annular combustor configuration
CH680084A5 (zh) 1989-06-06 1992-06-15 Asea Brown Boveri
CH684963A5 (de) 1991-11-13 1995-02-15 Asea Brown Boveri Ringbrennkammer.
US5406799A (en) * 1992-06-12 1995-04-18 United Technologies Corporation Combustion chamber
RU2083926C1 (ru) * 1993-04-13 1997-07-10 Виноградов Евгений Дмитриевич Фронтовое устройство камеры сгорания
RU2094705C1 (ru) * 1994-04-28 1997-10-27 Научно-производственное предприятие "Завод им.В.Я.Климова" Камера сгорания авиационного или энергетического газотурбинного двигателя
RU2172432C1 (ru) 2000-04-24 2001-08-20 Азбель Александр Борисович Турбокомпрессор, например, для наддува двигателя внутреннего сгорания
RU2171432C1 (ru) 2000-04-25 2001-07-27 Государственное унитарное предприятие "Завод имени В.Я. Климова" - дочернее предприятие государственного унитарного предприятия Военно-промышленный комплекс "МАПО" Камера сгорания с оптимальным числом форсунок
CH700796A1 (de) * 2009-04-01 2010-10-15 Alstom Technology Ltd Verfahren zum CO-emissionsarmen Betrieb einer Gasturbine mit sequentieller Verbrennung und Gasturbine mit verbessertem Teillast- Emissionsverhalten.
DE102011117603A1 (de) 2010-11-17 2012-05-24 Alstom Technology Ltd. Brennkammer und Verfahren zum Dämpfen von Pulsationen

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1044325A (zh) * 1989-01-12 1990-08-01 联合工艺公司 燃烧器的燃油喷嘴装置
CA2072275A1 (en) * 1991-08-12 1993-02-13 Phillip D. Napoli Fuel delivery system for dual annular combustor
CN1242830A (zh) * 1996-11-08 2000-01-26 欧洲燃气轮机有限公司 燃烧器的配置
US6381964B1 (en) * 2000-09-29 2002-05-07 General Electric Company Multiple annular combustion chamber swirler having atomizing pilot
US20110203294A1 (en) * 2010-02-23 2011-08-25 Snecma Fuel injection system for a combustion chamber of a turbomachine
EP2479497A1 (en) * 2011-01-24 2012-07-25 United Technologies Corporation Gas turbine combustor
CN103225824A (zh) * 2012-01-31 2013-07-31 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的燃料喷嘴及其操作方法
CN102889618A (zh) * 2012-09-29 2013-01-23 中国科学院工程热物理研究所 一种基于文丘里预混双旋喷嘴的环形燃烧室

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111443158A (zh) * 2020-04-02 2020-07-24 中国人民解放军国防科技大学 一种高温燃气中金属粉末点火燃烧试验装置

Also Published As

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