DE1235670B

DE1235670B - Device for flame stabilization in constant pressure combustion chambers

Info

Publication number: DE1235670B
Application number: DE1962D0040197
Authority: DE
Inventors: Dr-Ing Otto Lutz; Dipl-Ing Walter Alvermann; Dipl-Ing Rolf Ulken
Original assignee: Deutsche Forschungs und Versuchsanstalt fuer Luft und Raumfahrt eV DFVLR
Current assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Priority date: 1962-11-06
Filing date: 1962-11-06
Publication date: 1967-03-02

Description

Vorrichtung zur Flammenstabilisierung in Gleichdruck-Brennkammern Die Erfindung bezieht sich auf eine Vorrichtung zur Flammenstabilisierung in Gleichdruck-Brennkammern, bei der aus der Brennkammerwandung quer zur Strömungsrichtung Hilfsstrahlen in die Kammer eintreten, deren Druck höher als der in der Brennkammer herrschende statische Druck ist.Device for flame stabilization in constant pressure combustion chambers The invention relates to a device for flame stabilization in constant pressure combustion chambers, in the case of the auxiliary jets from the combustion chamber wall transversely to the direction of flow into the Enter chamber, the pressure of which is higher than the static pressure prevailing in the combustion chamber Pressure is.

Einrichtungen dieser Art, die insbesondere bei Nachbrennern das Baugewicht verringern sollen, sind bereits bekannt. Die bekannten Stabilisierungsvorrichtungen erzeugen durch eine Vielzahl- von Luftstrahlen möglichst geschlossene Luftschirme; die ähnlich den mechanischen Flammhaltern hinter sich ein Wirbelgebiet erzeugen. Es können dabei mehrere derartige Schirme vorgesehen werden, die entgegengesetzte Neigung besitzen oder in Sektoren unterteilt sind, die sich in Strömungsrichtung gesehen zu einem vollen Luftschirm ergänzen. Dazu werden entweder Schlitze für den Austritt der Luft oder zahlreiche dicht nebeneinanderliegende kleine Bohrungen verwendet. Die Luftschirme werden bei den bekannten Vorrichtungen so erzeugt, daß sie entweder das Innere eines Ringkörpers bzw. einen Sektor zwischen radialen Streben vollständig ausfüllen oder von einer Wandung ausgehen.Facilities of this type, especially in the case of afterburners, the structural weight are already known. The known stabilization devices create air screens that are as closed as possible through a multitude of air jets; which, similar to mechanical flame holders, create a vortex area behind them. Several such screens can be provided, the opposite one Have inclination or are divided into sectors that extend in the direction of flow seen to complement a full air screen. Either slots for the Air leakage or numerous small holes close to one another are used. The air screens are generated in the known devices so that they either the interior of an annular body or a sector between radial struts completely fill in or start from a wall.

Zur Erzeugung der geschlossenen Schirme muß die Luft möglichst kontinuierlich über den Umfang der Wandung verteilt eingeblasen werden. Wenn dann noch eine große Eindringtiefe erzielt werden soll, ist eine außerordentlich große Luftmenge erforderlich, die wirtschaftlich kaum zu vertreten ist bzw. zusätzliche Verdichter bedingt. Außerdem wird bei von einer Wandung ausgehenden Luftschleiern die Gefahr auftreten, daß die sich ausbildende Flammenfront zur gegenüberliegenden Wandung abgedrängt wird und diese unzulässig erwärmt.To produce the closed screens, the air must be as continuous as possible be blown in distributed over the circumference of the wall. If so, then another big one Penetration depth is to be achieved, an extremely large amount of air is required, which is hardly justifiable economically or requires additional compressors. aside from that If air veils emanate from a wall, there is a risk that the developing flame front is pushed to the opposite wall and this is heated inadmissibly.

Es ist weiterhin bekannt, zur Stabilisierung Einzelstrahlen vorzusehen, die entweder aus konvergentdivergenten Düsen, die eine Strahlausbreitung bewirken, aus Schlitzen oder einer Anzahl dicht nebeneinanderliegender Bohrungen austreten und hinter dem Luftstrahl im Bereich zwischen dem allmählich in die Hauptströmungsrichtung umgelenkten Strahl und der Wandung ein Rückströmgebiet erzeugen, in dem die Verbrennung stabil abläuft. Zur Erzeugung ausreichend großer Stabilisierungsgebiete sind verhältnismäßig breite Luftstrahlen erforderlich. Der Nachteil dieser Einrichtungen liegt darin, daß die Verbrennung in unmittelbarer Wandnähe stattfindet.It is also known to provide individual beams for stabilization, which either consist of convergent divergent nozzles that cause the jet to spread, emerge from slots or a number of closely spaced holes and behind the air jet in the area between the gradually in the main flow direction deflected jet and the wall create a backflow area in which the combustion runs stably. To create sufficiently large stabilization areas are proportionate wide air jets required. The disadvantage of these facilities is that that the combustion takes place in the immediate vicinity of the wall.

Ziel der Erfindung ist eine Vorrichtung zur Flammenstabilisierung, bei der der Luftbedarf verringert und die Verbrennung von der Wandung entfernt gehalten wird. Dieses Ziel wird gemäß der Erfindung dadurch erreicht, daß die Hilfsstrahlen auf paarweise von gegenüberliegenden Wandungen gegeneinandergerichtete Einzellüftstrahlen beschränkt sind, die stromabwärts einer diesem Strahlenpaar zugeordneten Brennstoffeinspritzdüse zusammentreffen und an der Stelle des Zusammentreffens durch ihre gegenseitige Lage Stabilisierungsgebiete willkürlicher Gestalt ergeben.The aim of the invention is a device for flame stabilization, in which the air requirement is reduced and the combustion is kept away from the wall will. This object is achieved according to the invention in that the auxiliary beams individual air jets directed against each other in pairs from opposite walls are limited, the downstream of a fuel injector associated with this jet pair meet and at the point of meeting through their mutual situation Provide stabilization areas of arbitrary shape.

Diese Ausbildung hat den Vorteil, daß durch die Verwendung von einzelnen Luftstrahlen eine Energiebündelung erzielt wird, die die Eindringtiefe der Strahlen vergrößert und damit den Luftbedarf verringert. Das Zusammenwirken von je zwei Einzelstrahlen ermöglicht durch geeignete Anordnung der Lage und Neigung der Austrittskanäle die Ausbildung von Stabilisierungsgebieten beliebiger Form und an von den Wandungen entfernten Stellen der Brennkammer.This training has the advantage that through the use of individual Air jets a bundling of energy is achieved, which is the depth of penetration of the rays increases and thus reduces the air requirement. The interaction of two individual rays made possible by suitable arrangement of the position and inclination of the outlet channels Formation of stabilization areas of any shape and of the walls distant places in the combustion chamber.

Nach einem weiteren Merkmal der Erfindung kann den Hilfsluftstrahlen in an sich bekannter Weise Kraftstoff zugemischt werden.According to a further feature of the invention, the auxiliary air jets fuel can be admixed in a manner known per se.

Vorzugsweise werden die Hilfsstrahlen nach einem anderen Merkmal unter einem Winkel von 30 bis 50° gegen eine normal zur Brennkammerachse liegende Ebene zur Stelle der zugeordneten Brennstoffeinspritzdüse hin eingeblasen.Preferably, the auxiliary beams are under another feature an angle of 30 to 50 ° to a plane normal to the axis of the combustion chamber blown in to the point of the assigned fuel injector.

Zur Erzielung einer großen Eindringtiefe sollen die Hilfsstrahlen nach einem weiteren Merkmal in an sich bekannter Weise wenigstens mit Schallgeschwindigkeit in die Brennkammer eintreten: Weitere Merkmale der Erfindung gehen aus der nachstehenden Beschreibung hervor; in der unter Bezug auf die Zeichnungen mehrere Ausführungsformen der Erfindung im einzelnen erläutert werden.In order to achieve a great penetration depth, the auxiliary beams should according to a further feature in a manner known per se at least at the speed of sound enter the combustion chamber: Other features of the invention go from the description below; in the with reference to the drawings several embodiments of the invention will be explained in detail.

F i g. 1 ist ein Längsschnitt durch ein Triebwerk mit einem Nachbrenner, der gemäß der Erfindung ausgebildet ist; F i g. 2 zeigt einen Schnitt nach der Linie 2-2 der Fig.1; F i g. 3 zeigt die Anwendung der Erfindung auf die Hauptbrennkammern eines Triebwerks; F i g. 4 ist ein Schnitt nach der Linie 4-4 durch eine Brennkammer des Triebwerks nach F i g. 3 in vergrößertem Maßstab; F i g. 5 zeigt eine weitere Ausführungsform der Erfindung; F i g. 6 ist ein Schnitt nach der Linie 6-6 der F i g. 5.F i g. 1 is a longitudinal section through an engine with an afterburner, which is designed according to the invention; F i g. 2 shows a section along the line 2-2 of Figure 1; F i g. 3 shows the application of the invention to the main combustion chambers an engine; F i g. Figure 4 is a section along line 4-4 through a combustion chamber of the engine according to FIG. 3 on an enlarged scale; F i g. 5 shows another Embodiment of the invention; F i g. 6 is a section on line 6-6 of FIG i g. 5.

In F i g. 1 ist die Erfindung in ihrer Anwendung auf einen Nachbrenner eines einfachen Triebwerks dargestellt, das einen Verdichter 1, mehrere um die Verdichterwelle herum angeordnete Brennkammern 2 mit den üblichen Zünd- und Einspritzorganen sowie eine Turbine 3 aufweist. An die Turbine schließt sich ein im wesentlichen :zylindrisch ausgebildeter Nachbrenner 4 an, der in einer Austrittsdüse 5 endet.In Fig. 1 is the invention as applied to an afterburner a simple engine shown, which has a compressor 1, several around the compressor shaft arranged around combustion chambers 2 with the usual ignition and injection elements as well has a turbine 3. The turbine is essentially followed by a: cylindrical trained afterburner 4, which ends in an outlet nozzle 5.

Stromabwärts der Turbine ist eine ringförmige Kraftstoffleitung 6 vorgesehen, die mit stromabwärts weisenden Einspritzdüsen 7 versehen ist und von einer nicht dargestellten Pumpe mit Kraftstoff versorgt wird. Von einer der letzten Stufen des Verdichters führt eine Leitung 8 zu einer stromabwärts der Kraftstoffleitung 6 gelegenen Ringleitung 9, die Luftdüsen 10 mit Luft höheren Drucks versorgt. In diese Leitung kann ein Drosselventil eingeschaltet sein, um den Druck der den Luftdüsen zugeführten Luft zu regeln. Stromaufwärts der Kraftstoffringleitung 6 ist die Leitung 8 mit einer Abzweigung 11 versehen, die in den Zentralkörper 12 hinter der Turbine führt und dort weitere Luftdüsen 13 mit Luft versorgt. Wie in F i g. 2 zu erkennen ist, sind bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel vier um je 90° versetzte Einspritzdüsen 7 vorgesehen, die zwei zueinander senkrechte Ebenen A und B festlegen, in denen stromabwärts der Einspritzdüsen in einer gemeinsamen, normal zur Achse des Triebwerks gelegenen Ebene C die Luftdüsen 10 und 13 angeordnet sind. Die Luftdüsen, die durch zylindrische Rohre dargestellt werden können, sind unter einem solchen Winkel zu einer normal zur Längsachse des Triebwerks gelegenen Ebene angeordnet, daß sich ihre Mittellinien vor den zugehörigen Einspritzdüsen schneiden. Vorzugsweise beträgt der Winkel 30 bis 50°. Aus konstruktiven Gründen ist ein kreisförmiger Querschnitt vorzuziehen, jedoch können in bestimmten Fällen andere Querschnittsformen, etwa längliche Schlitze, von Vorteil sein.Provided downstream of the turbine is an annular fuel line 6 which is provided with injection nozzles 7 pointing downstream and which is supplied with fuel by a pump (not shown). A line 8 leads from one of the last stages of the compressor to a ring line 9 located downstream of the fuel line 6, which supplies air nozzles 10 with air at a higher pressure. A throttle valve can be switched into this line in order to regulate the pressure of the air supplied to the air nozzles. Upstream of the fuel ring line 6, the line 8 is provided with a branch 11, which leads into the central body 12 behind the turbine and there supplies further air nozzles 13 with air. As in Fig. 2, four injection nozzles 7 offset by 90 ° are provided in the illustrated embodiment, which define two mutually perpendicular planes A and B, in which the air nozzles 10 are located downstream of the injection nozzles in a common plane C normal to the axis of the engine and 13 are arranged. The air nozzles, which can be represented by cylindrical tubes, are arranged at such an angle to a plane lying normal to the longitudinal axis of the engine that their center lines intersect in front of the associated injection nozzles. The angle is preferably 30 to 50 °. For structural reasons, a circular cross-section is preferable, but in certain cases other cross-sectional shapes, such as elongated slots, may be advantageous.

Die eingeblasenen Luftstrahlen bewirken, insbesondere an der Stelle ihres Zusammentreffens, eine stark verringerte Geschwindigkeit stromabwärts der Einspritzdüsen oder sogar eine gewisse Rückströmung. In diesem Gebiet läßt sich die Verbrennung stabil halten.The blown air jets effect, especially on the spot their meeting, a greatly reduced speed downstream of the Injectors or even some backflow. In this area you can keep the combustion stable.

Gezündet wird das Luft-Kraftstoff-Gemisch im Nachbrenner mit einer nicht dargestellten Hochenergiezündeinrichtung in dem auftretenden Wirbelgebiet. Je nach Ausführung und augenblicklichem Betriebszustand des Triebwerks kann die Temperatur des Abgases im Austritt aus der Turbine so hoch sein, daß sich eine gesonderte Zündeinrichtung im Nachbrenner erübrigt und das Luft-Kraftstoff-Gemisch sich am heißen Abgas entzündet.The air-fuel mixture in the afterburner is ignited with a high-energy ignition device, not shown, in the vortex area that occurs. Depending on the version and the current operating status of the engine, the The temperature of the exhaust gas at the outlet from the turbine must be so high that a separate Ignition device in the afterburner is unnecessary and the air-fuel mixture is on ignited hot exhaust gas.

Das erzeugte Wirbelgebiet bzw. die Rückströmung führt natürlich zu gewissen Druckverlusten, die jedoch wesentlich geringer sind, als es bei mechanischen Flammhaltern in Form von Störkörpern der Fall ist. Bei einer Versuchseinrichtung wurden bei eingeschaltetem Nachbrenner am Boden Druckverluste von 4 bis 5 01I9 des Gesamtdrucks der Strömung gemessen. Wenn der Nachbrenner abgeschaltet wird, wird gleichzeitig durch eine nicht dargestellte Absperreinrichtung die Zufuhr der Luft zu den Luftdüsen 10 und 13 unterbrochen, so daß die Strömung stromabwärts der Turbine nur die unumgänglichen Reibungsverluste an der Wandung erleidet.The vortex area generated or the return flow naturally leads to certain pressure losses, which are, however, much lower than with mechanical ones Flame holders in the form of disruptive bodies is the case. At an experimental facility with the afterburner switched on, pressure losses of 4 to 5 01I9 des were found at the bottom Total pressure of the flow measured. When the afterburner is turned off, will at the same time the supply of air through a shut-off device, not shown to the air nozzles 10 and 13 interrupted, so that the flow downstream of the turbine only suffers the inevitable friction losses on the wall.

In F i g. 3 und 4 ist die Erfindung in ihrer Anwendung auf die Hauptbrennkammern eines Triebwerks dargestellt.In Fig. 3 and 4 is the invention as applied to the main combustion chambers of an engine shown.

Das Triebwerk ist wieder mit einem Verdichter 14, mehreren zylindrischen Brennkammern 15, einer Turbine 16 und einem Austrittskonus 17 versehen. Von der letzten Stufe des Verdichters 14 wird durch einen radial nach innen führenden Kanal Luft abgezweigt, die in einem auf der Verdichterwelle sitzenden Radialverdichter 18 zusätzlich verdichtet wird. Der Austritt des Radialverdichters 18 ist mit einer Ringleitung 19 verbunden, die stromabwärts der Einspritzdüsen 21 der Hauptbrennkammern angeordnete Luftdüsen 20 mit Luft versorgt. Die Luftdüsen 20 sind so angeordnet, daß sich die unter einem Winkel zur Brennkammerachse stromaufwärts eingeblasenen Luftstrahlen in Strömungsrichtung hinter den Einspritzdüsen treffen.The engine is again with a compressor 14, several cylindrical Combustion chambers 15, a turbine 16 and an outlet cone 17 are provided. Of the The last stage of the compressor 14 is through a channel leading radially inward Air branched off in a radial compressor seated on the compressor shaft 18 is additionally compressed. The outlet of the centrifugal compressor 18 is with a Ring line 19 connected to the downstream of the injection nozzles 21 of the main combustion chambers arranged air nozzles 20 supplied with air. The air nozzles 20 are arranged so that that the blown in at an angle to the combustion chamber axis upstream Hit air jets in the direction of flow behind the injection nozzles.

Bei dem in F i g. 5 und 6 dargestellten Ausführungsbeispiel ist im Gegensatz zu F i g. 1 nur eine Einspritzdüse 22 für die Nachverbrennung vorgesehen, die am Ende des Zentralkörpers 12 angeordnet ist. In diesem Fall kann die Abzweigung 11 der Leitung 8 entfallen, und die Luftdüsen 23 sind nur im Mantel 24 des Nachbrenners angeordnet. Die Lage und Anordnung der Luftdüsen 23 relativ zur Einspritzdüse 22 sind wieder so gewählt, daß stromabwärts der Einspritzdüse eine stark verringerte bzw. negative Axialgeschwindigkeit der Strömung erreicht wird.In the case of the one shown in FIG. 5 and 6 shown embodiment is in In contrast to FIG. 1 only one injection nozzle 22 is provided for afterburning, which is arranged at the end of the central body 12. In this case, the junction 11 of the line 8 are omitted, and the air nozzles 23 are only in the jacket 24 of the afterburner arranged. The position and arrangement of the air nozzles 23 relative to the injection nozzle 22 are again chosen so that a greatly reduced downstream of the injection nozzle or negative axial velocity of the flow is reached.

Es kann in bestimmten Fällen zweckmäßig sein, die Anzahl und die Lage der Luftdüsen relativ zur Einspritzdüse zu ändern, beispielsweise können je zwei einander gegenüberliegende Düsen in verschiedenen Ebenen angeordnet werden, um die axiale Erstreckung des Stabilisierungsgebietes zu vergrößern. Vorzugsweise wird als gasförmiges Medium Luft verwendet, der selbstverständlich auch Kraftstoff zugefügt sein kann, um die Nachverbrennung zu unterstützen. Andererseits können auch die heißen Abgase der Hauptbrennkammer des Triebwerks vor dem Druchtritt durch die Turbine zur Versorgung der Luftdüsen benutzt werden.In certain cases it may be appropriate to determine the number and location to change the air nozzles relative to the injection nozzle, for example, two each opposing nozzles are arranged in different planes in order to achieve the to enlarge the axial extent of the stabilization area. Preferably will Air is used as the gaseous medium, to which fuel is of course also added can be to support the afterburning. On the other hand, the hot exhaust gases from the main combustion chamber of the engine before passing through the turbine can be used to supply the air nozzles.

Obwohl die Erfindung nur in ihrer Anwendung als Nachbrenner und als Flammenstabilisierung in den Hauptbrennkammern eines Turbinen-Luftstrahltriebwerks beschrieben wurde, kann sie in gleicher Weise auch zur Flammenstabilisierung in Hauptbrennkammern von stationären Anlagen oder als Brennkammer für Staustrahltriebwerke verwendet werden. Es ist weiterhin selbstverständlich, daß der Kraftstoff auch gasförmig zugeführt werden kann.Although the invention is only used as an afterburner and as Flame stabilization in the main combustion chambers of a turbine air jet engine has been described, it can also be used for flame stabilization in Main combustion chambers of stationary systems or as a combustion chamber for ramjet engines be used. It goes without saying that the fuel can also be supplied in gaseous form.

Claims

Claims: 1. Device for flame stabilization in constant pressure combustion chambers, in the case of the auxiliary jets from the combustion chamber wall transversely to the direction of flow into the Enter chamber, the pressure of which is higher than the static pressure prevailing in the combustion chamber Pressure is d a d u r c h g e - indicates that the auxiliary beams are in pairs single air jets directed against one another are limited by opposing walls that are downstream of a fuel injector associated with this jet pair meet and at the point of meeting through their mutual situation Provide stabilization areas of arbitrary shape.

2. Device according to claim 1, characterized in that the auxiliary air jets in a known manner Fuel is mixed in.

3. Device according to claim 1 or 2, characterized in that that the auxiliary jets at an angle of 30 to 50 ° to a normal to the combustion chamber axis blown in lying plane to the point of the assigned fuel injector will.

4. Device according to one of the preceding claims, characterized in that the auxiliary jets enter the combustion chamber in a manner known per se at least at the speed of sound. Considered publications: German Auslegeschriften Nos. 1066 053, 1053 873, 1 045 728; French Patent Specification No. 1217 843rd; British Patent Nos. 756185, 751013.