DE1029195B

DE1029195B - Tube combustion chamber for internal combustion turbines, in particular aircraft internal combustion turbines

Info

Publication number: DE1029195B
Application number: DEJ10736A
Authority: DE
Inventors: Dr-Ing August Lichte
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1955-10-01
Filing date: 1955-10-01
Publication date: 1958-04-30

Description

Rohrbrennkammer für Brennkraft-Turbinen, insbesondere Flugzeug-Brennkraft-Turbinen Bei Brennkraft-Turbinen wird für die Erzeugung des Gasstromes, der in der Turbine Arbeit verrichtet, Luft benötigt, die in der Regel durch einen Verdichter, gegebenenfalls auch durch Flugstau, verdichtet und von der ein Teil, die sogenannte Primärluft, mit verhältnismäßig hoher Geschwindigkeit einer Brennkammer zugefördert wird, in der durch Düsen fester, gasförmiger oder flüssiger Kraftstoff in die Primärluft eingespritzt und mit dieser verbrannt wird. Die so entstandenen Flammengase haben zumeist eine für die Turbine unzulässig hohe Temperatur und werden zur Temperaturminderung zusätzlich mit Luft, :der sogenannten Sekundärluft, vermischt, die gleichfalls vom Verdichter oder durch Flugstau gefördert und unter Umgehung der Brennzone der Brennkammer dem Bereich zugeleitet wird, in dem die Mischung der Flammengase mit der Sekundärluft erfolgt. Für die Verbrennung des Kraftstoffas mit der Primärluft besteht das Erfordernis, daß ihre Strömungsgeschwindigkeit bis zum Erreichen der Brennzone der Brennkammer auf einen Wert herabgesetzt ist, der nicht größer ist als die Brenngeschwindigkeit des verwendeten Kraftstoffes, da sonst die gebildete Flamme mit der Primärluft aus der Brennzone abwandern und die Arbeitsverrichtung in der Turbine unterbrochen würde. Zur Minderung der Strömungsgeschwindigkeit der Primärluft hat man in der Brennkammer vor der Brennzone Prallwände oder sonstige Strömungshindernisse angeordnet, bei deren, Anströmen die Geschwindigkeit der Primärluft meist unter Wirbelbildung und unter Inkaufnahme von Druckverlusten herabgesetzt wird. Um diese Druckverluste zu mindern, hat man vor der Brennkammer einen Diffusor angeordnet, der von der Primär- und Sekundärluft gemeinsam durchströmt wird.Tube combustion chamber for internal combustion turbines, in particular aircraft internal combustion turbines In the case of internal combustion turbines, the generation of the gas flow in the turbine Work done that requires air, usually through a compressor, if necessary also by air traffic jams, compressed and part of which, the so-called primary air, is fed at a relatively high speed to a combustion chamber, in the solid, gaseous or liquid fuel through nozzles into the primary air is injected and burned with this. Have the resulting flame gases mostly an inadmissibly high temperature for the turbine and are used to reduce the temperature additionally mixed with air: the so-called secondary air, which is also from the Compressor or promoted by air traffic jam and bypassing the combustion zone of the combustion chamber is fed to the area in which the mixture of the flame gases with the secondary air he follows. For the combustion of the fuel with the primary air, there is the requirement that their flow rate until it reaches the combustion zone of the combustion chamber is reduced to a value not greater than the burning rate of the fuel used, as otherwise the flame formed with the primary air migrate from the combustion zone and the work in the turbine would be interrupted. To reduce the flow velocity of the primary air, one has in the combustion chamber baffles or other flow obstacles arranged in front of the combustion zone the speed of the primary air, mostly with the formation of eddies and is reduced while accepting pressure losses. To this pressure loss too reduce, a diffuser has been arranged in front of the combustion chamber, which extends from the primary and secondary air is flowed through together.

Es ist bekannt, zur Trennung der Primär- und Sekundärluft einen innen einen Diffusor mit schlanker Erweiterung im vorderen und stärkerer Erweiterung in dein anschließenden Bereich bildenden Körper mit Strömungsprofil und mindestens eine in den Strömungsweg der Primärluft einspritzende Düse-vorzusehen.It is known to have an inside to separate the primary and secondary air a diffuser with a slender extension in the front and a stronger extension in your adjoining area forming body with flow profile and at least to provide a nozzle injecting into the flow path of the primary air.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Rohrbrennkaminer zu schaffen, bei der die drucke erlustarme Verzögerung der Primärluft verbessert wird, ohne die Baulänge der Brennkammer zu vergrößern.The invention is based on the object of a tubular combustion chamber create in which the printing is improved with low loss of primary air delay, without increasing the length of the combustion chamber.

Erfindungsgemäß wird das dadurch erreicht, daß dein Diffusor in seinem stärker erweiterten Bereich an sich bekannte Mittel zur Beeinflussung der Strömungsgrenzschicht im Diffusor zugeordnet sind.According to the invention this is achieved in that your diffuser in his more extensive area means known per se for influencing the flow boundary layer are assigned in the diffuser.

Durch die Grenzschichtbeeinflussung wird es ermöglicht, ohne die Gefahr eines Ablösens der Strömungsgrenzschicht von der Diffusorfläche die Diffusorerweiterung verhältnismäßig stark zu gestalten, womit zugleich die Geschwindigkeitsherabsetzung der Primärluft verstärkt wird. Als Folge hiervon können kürzere Diffusorlängen gewählt werden, womit für die Brennkammer eine gedrungene, insbesondere für Flugzeug-Brennkraft-Turbinen vorteilhafte Bauart erreicht wird. Es wird somit bei der erfindungsgemäßen Anordnung nicht nur eine Vergrößerung der Baulänge vermieden, sondern darüber hinaus sogar eine Verkürzung der Baulänge erreicht.By influencing the boundary layer, it is made possible without the danger a detachment of the flow boundary layer from the diffuser surface, the diffuser extension to make it relatively strong, which at the same time reduces the speed the primary air is amplified. As a result, shorter diffuser lengths can be chosen be, which means a squat for the combustion chamber, especially for aircraft internal combustion turbines advantageous design is achieved. It is thus with the arrangement according to the invention not only avoids an increase in the overall length, but even more a shortening of the overall length is achieved.

Eine weitere Verbesserung der Geschwindigkeits -Minderung der Primärluft wird dadurch erreicht, daß die Düse in an sich bekannter Weise entgegen der Strömungsrichtung der Primärluft einspritzt. Hierdurch wirkt der Einspritzstrahl bremsend auf die Primärluft und unterstützt insoweit die Diffusorwirkung.Another improvement in the speed reduction of the primary air is achieved in that the nozzle in a known manner against the direction of flow which injects primary air. As a result, the injection jet has a braking effect on the Primary air and in this respect supports the diffuser effect.

Vorteilhaft ist die Düse in einem Bereich des Diffusors angeordnet, in dem die Geschwindigkeit der Primärluft größer ist als die Brenngeschwindigkeit des eingespritzten Kraftstoffes. Somit entsteht die Flamme erst hinter der Düse, so daß letztere vor einer Überhitzung bewahrt ist.The nozzle is advantageously arranged in an area of the diffuser, in which the speed of the primary air is greater than the burning speed of the injected fuel. Thus the flame only arises behind the nozzle, so that the latter is protected from overheating.

Der Erfindungsgegenstand ist in den Abbildungen der Zeichnung in mehreren Ausführungsbeispielen dargestellt, und es zeigen Abb. 1 und 2 Rohrbrennkammern im Längsschnitt, Abb.3 eine kombinierte Rohr- und Ringbrennkammer im Längsschnitt.The subject of the invention is shown in the illustrations of the drawing in several Embodiments shown, and Fig. 1 and 2 show tubular combustion chambers in Longitudinal section, Fig. 3 a combined tubular and annular combustion chamber in longitudinal section.

Die durch einen Verdichter oder durch Flugstau geförderte Luft wird der Brennkammer 1 durch deren Einlaß 2 zuggefördert und durch den Diffusor 3 in Primär- und Sekundärluft geteilt, von denen die Primärluft den Diffusor 3 durchströmt, wähnend die Sekundärluft an der Diffusoraußenseite entlang strömt. Der Diffusor 3 weist einen schlanken vorderen Erweiterungsbereich 4 auf, an den sich ein Bereich 5 mit stärkerer Erweiterung anschließt. Die im Querschnitt in Art eines Strömungskörpers gestaltete Diffusorwand 6 ist im Bereich der Erweiterung 5 von Durchbrechungen 7 durchsetzt, welche mit Schrägverlauf den Diffusorinnenraum mit der Diffusoraußenseite verbinden.The air conveyed by a compressor or by air traffic jams is the combustion chamber 1 by their Inlet 2 draft-supported and through the Diffuser 3 divided into primary and secondary air, of which the primary air is the diffuser 3 flows through, while the secondary air flows along the outside of the diffuser. The diffuser 3 has a slender front widening area 4 to which an area 5 with a stronger extension is connected. The cross-section in Art A diffuser wall 6 designed as a flow body is in the area of the expansion 5 penetrated by openings 7, which inclined the diffuser interior connect to the outside of the diffuser.

Die den Diffusor 3 durchströmende Primärluft wird durch die Wirkung .des Diffusors in ihrer Strömungsgeschwindigkeit auf einen Wert verzögert, der nicht größer ist als .die Brenngeschwindigkeit des durch die Düse 8 ,entgegen der Strömungsrichtung der Primärluft eingespritzten Kraftstoffes. Eine so weitgehende Minderung der Strömungsgeschwindigkeit der Primärluft ist trotz der gewählten kurzen Diffusorlänge dadurch ermöglicht, daß eine Sicherung gegen eine Ablösung der Strömungsgrenzschicht im Diffusor von der Dfiffusorfläche getroffen ist. Diesem Zweck dienen die Durchbrechungen 7, die eine Verbindung des Strömungsweges der Sekundärluft mit dem Diffusorraum 5 'herstellen. Da die Sekundärluft durch Umgehung des Diffusorraumes mit höherer Geschwindigkeit strömt als die Primärluft, steht sie unter einem niedrigeren Druck als die Primärluft. Als Folge dieses Druckgefälles strömt daher die Grenzschicht der Primärluft durch die Durchbrechungen 7 in die Sekundärluft ab. Dieses Abströmen wird unterstützt durch die Schräglage der Durchbrechungen 7, welche einen von der Sekundärluft verursachten Saugeffekt herbeiführt. Erwünschtenfalls kann dieser Saugeffekt noch verstärkt werden durch die Anordnung von Hutzen an der Mündung der Durchbrechungen 7 im Strömungsbereich der Sekundärluft. Letztere strömt sodann durch die Durchbrechungen 9 den Flammengasen zu und wird in bekannter Weise mit diesen gemischt.The primary air flowing through the diffuser 3 is caused by the effect . of the diffuser is delayed in its flow velocity to a value that is not is greater than .die burning speed through the nozzle 8, against the direction of flow the primary air injected fuel. Such an extensive reduction in the flow velocity the primary air is enabled despite the selected short diffuser length, that a safeguard against detachment of the flow boundary layer in the diffuser of the diffuser surface is hit. The openings 7 serve this purpose establish a connection between the flow path of the secondary air and the diffuser space 5 '. Because the secondary air by bypassing the diffuser space with higher speed flows than the primary air, it is under a lower pressure than the primary air. As a result of this pressure gradient, the boundary layer of the primary air flows through the openings 7 in the secondary air. This outflow is supported by the inclined position of the openings 7, which caused one of the secondary air Induces suction effect. If desired, this suction effect can be intensified by the arrangement of scoops at the mouth of the openings 7 in the flow area the secondary air. The latter then flows through the openings 9 to the flame gases to and is mixed with these in a known manner.

Die Düse 8 ist in .einem Bereich des Diffusors 3 angeordnet, in dem die Strömungsgeschwindigkeit der Primärluft noch nicht auf die Brenngeschwindigkeit des verwendeten Kraftstoffes herabgemindert ist. Hierdurch kann die Flamme des hinter der Düse gezündeten Gemisches aus Primärluft und Kraftstoff die Düse nicht erreichen, so daß ihrer überhitzung vorgebeugt ist.The nozzle 8 is arranged in .einem area of the diffuser 3, in which the flow rate of the primary air does not yet affect the burning rate of the fuel used is reduced. This allows the flame of the behind the mixture of primary air and fuel ignited by the nozzle does not reach the nozzle, so that their overheating is prevented.

Bei allen Ausführungsbeispielen wird der Kraftstoff entgegen der Strömungsrichtung dier Primärluft in den Diffusor eingespritzt und wirkt hierdurch auch seinerseits verzögernd auf die Strömungsgeschwindigkeit der Primärluft. Die Erfindung ist gleichermaßen anwendbar bei Rohrbrennkammern, wie sie in den Abb. 1 und 2 dargestellt sind, wie auch auf kombinierte Rohrringbrennkammern, bei denen für die Sekundärluftführung ein Ringraum vorgesehen ist, wie Abb.3 zeigt. Im Ringraum verteilt sind mehrere Diffusoren 3 nebst ihren anschließenden Leitteilen für die Flammengase angeordnet, denen durch die Durchbrechung 9 die Sekundärluft zugeführt wird.In all exemplary embodiments, the fuel is counter to the direction of flow The primary air is injected into the diffuser and thereby also acts on its part retarding the flow velocity of the primary air. The invention is alike applicable to tubular combustion chambers as shown in Figs. 1 and 2, such as also on combined tubular ring combustion chambers, where for the secondary air duct an annulus is provided, as shown in Figure 3. Several are distributed in the annulus Diffusers 3 arranged along with their adjoining guide parts for the flame gases, which the secondary air is supplied through the opening 9.

Die Ausführungsbeispiele lassen erkennen, daß sowohl die Strömungswege für die Primärluft wie auch diejenigen für die Sekundärluft frei von Prallwänden oder sonstigen Strömungshindernissen sind, so daß die Druckverluste in der Brennkammer auf ein Mindestmaß beschränkt sind. Zudem zeichnet sich die Brennkammer dank der durch die Grenzschichtbeeinflussung ermöglichten starken Erweiterung im Diffusorbereich 5 durch eine gedrungene Bauform aus, und es kann die Anordnung eines besonderen, gemeinsam von der Primär- und Sekundärluft durchströmten Diffusors, der zwischen der Brennkammer und der Fördereinrichtung für die Primär- und Sekundärluft gelegen ist, entfallen.The embodiments show that both the flow paths for the primary air as well as those for the secondary air free of baffles or other flow obstacles, so that the pressure losses in the combustion chamber are limited to a minimum. In addition, the combustion chamber stands out thanks to the due to the influence of the boundary layer made possible strong expansion in the diffuser area 5 is characterized by a compact design, and the arrangement of a special, The diffuser through which the primary and secondary air flows jointly and between the combustion chamber and the conveying device for the primary and secondary air is omitted.

Claims

PATENT CLAIMS: 1. Tube combustion chamber for internal combustion turbines. in particular Aircraft internal combustion turbines, used to separate the primary and secondary air one inside a diffuser with a slender extension in the front and a stronger extension in the adjoining area forming body with flow profile and at least a nozzle injecting into the flow path of the primary air is provided thereby characterized in that the diffuser in its more enlarged area (5) per se known means (7) for influencing the flow boundary layer in the diffuser assigned are.

2. tubular combustion chamber according to claim 1, characterized in that the nozzle (8) in a manner known per se against the direction of flow of the primary air in the Injected diffuser.

3. Ro'hrbrennkammer according to claim 1 and 2, characterized in that the nozzle (8) is arranged in a manner known per se in a region of the diffuser in which the speed of the primary air is not yet reduced to the burning speed of the injected fuel. Considered publications: German Patent Specifications No. 901848, 648 878; French Patent No. 911 454; British Patent Nos. 723 010, 701320; U.S. Patent Nos. 2,692,480, 2,679,137.