KR20150121011A - 개선된 연료 공급 회로를 포함하는 터보기계 연소 어셈블리 - Google Patents

개선된 연료 공급 회로를 포함하는 터보기계 연소 어셈블리 Download PDF

Info

Publication number
KR20150121011A
KR20150121011A KR1020157023480A KR20157023480A KR20150121011A KR 20150121011 A KR20150121011 A KR 20150121011A KR 1020157023480 A KR1020157023480 A KR 1020157023480A KR 20157023480 A KR20157023480 A KR 20157023480A KR 20150121011 A KR20150121011 A KR 20150121011A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
injector
fuel
chamber
combustion
main
Prior art date
Application number
KR1020157023480A
Other languages
English (en)
Inventor
쟝-삐에르 바데
휴벌트 파스칼 베흐디흐
Original Assignee
터보메카
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 터보메카 filed Critical 터보메카
Publication of KR20150121011A publication Critical patent/KR20150121011A/ko

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/228—Dividing fuel between various burners
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/32—Control of fuel supply characterised by throttling of fuel
    • F02C9/34—Joint control of separate flows to main and auxiliary burners
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/30—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply comprising fuel prevapourising devices
    • F23R3/32—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply comprising fuel prevapourising devices being tubular
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/343—Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous combustion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/35—Combustors or associated equipment

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)
  • Pressure-Spray And Ultrasonic-Wave- Spray Burners (AREA)
  • Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)

Abstract

터보기계 연소 어셈블리(1)로서, 연소 챔버(10), 적어도 하나의 스타팅 인젝터(17), 상기 연소 챔버의 둘레 주위로 일정한 각도 간격으로 분포되어 있는 복수의 메인 인젝터(18), 및 상기 인젝터들에 연료를 공급하는 연료 공급 회로(40)를 포함하고, 각각의 스타팅 인젝터는 2개의 연이은 메인 인젝터(18') 사이에서 동일한 거리에 위치하고, 상기 연소 챔버는, 환형의 챔버 단부벽(16)에 의해 연결된 2개의 축대칭 벽인 외벽(14) 및 내벽(12)에 의해 범위가 한정되고, 상기 연료 공급 회로는 적어도 하나의 스타팅 인젝터에 연속적으로 연료를 공급하도록 설계되고, 연속적으로 공급되는 각각의 스타팅 인젝터는 상기 챔버의 단부벽을 향해 배향되고, 120도 내지 180도의 연료의 스프레이(F)를 확산시키도록 치수가 정해지고, 상기 스타팅 인젝터가 그 사이에 위치한 메인 인젝터(18')에 의해 주입된 연료의 유량이 다른 메인 인젝터(18)에 의해 주입된 유량에 비해 감소되어 위치된다.

Description

개선된 연료 공급 회로를 포함하는 터보기계 연소 어셈블리{TURBO MACHINE COMBUSTION ASSEMBLY COMPRISING AN IMPROVED FUEL SUPPLY CIRCUIT}
본 발명은 터보기계 분야, 더 구체적으로는 연소 챔버 및 연소 챔버를 개시하고 연료를 공급하는데 사용되는 복수의 인젝터를 포함하는 터보기계 연소 어셈블리 분야에 관한 것이다.
도 1을 참조하면, 터보기계(1)는 일반적으로 연소 챔버(10) 및 케이싱(30)에 수용되는 디스트리뷰터(distributor; 20)를 포함하고, 연소 챔버는, 서로의 내부로 연장되고 환형의 챔버 단부벽(16)에 의해 연결되는 축대칭의 외벽(14)과 내벽(12)에 의해 범위가 한정된다.
케이싱은 또한 연소 챔버의 내벽(12)과 외벽(14)이 각각 체결되는 내벽(32)과 외벽(31)을 가진다.
공기와 연료의 혼합물은 복수의 인젝터에 의해 연소 챔버 내로 주입되고, 이러한 혼합물은 터보기계를 추진하는데 필요한 에너지를 생성하도록 연소된다.
몇 가지 유형의 인젝터가 연소 챔버에 위치하고, 연소 챔버는 스타팅 인젝터(17)를 포함하고, 이러한 스타팅 인젝터는 적어도 하나의 스파크 플러그를 포함하는 점화 시스템의 일부분을 형성한다. 이러한 점화 시스템은 공기-연료 혼합물에 불을 붙이는 것을 가능하게 하여, 연소를 개시하여 메인 인젝터에 확산시킨다. 스타팅 인젝터는 일반적으로 연소 챔버의 외벽에 형성된 개구를 통해 연소 챔버에 들어간다.
인젝터를 특징짓기 위하여 유동 수(Flow Number; FN)라고 알려진 양이 사용되는데, 이것은 인젝터의 유량(L/h)을 인젝터의 입력부와 출력부 사이의 주입된 혼합물 압력 차이(bar)의 제곱근으로 나눈 값과 동일하다.
스타팅 인젝터의 유동 수는 주어진 터보기계에 대한 메인 인젝터의 유동 수보다 작다. 기계의 메인 인젝터의 유동 수는 전형적으로 동일한 기계의 스타팅 인젝터의 유동 수의 3 내지 10배이다.
스타팅 인젝터의 유동 수는 전형적으로 1 내지 4이고, 바람직하게는 1.5 내지 2이고, 메인 인젝터의 유동 수는 전형적으로 4보다 크고, 예컨대 5 내지 15이고, 유리하게는 7 내지 12이다.
유동 수의 이러한 차이는 인젝터 기능의 차이의 결과인데, 즉 스타팅 인젝터에 의한 챔버에서의 연소 개시는 적은 양의 연료를 요구하는 반면, 터보기계에 동력을 부여하기 위한 메인 인젝터에 의한 챔버에서의 연소 지속은 더 큰 유량을 요구한다. 물론, 메인 인젝터 또는 스타팅 인젝터의 FN 값은 엔진의 동력 및 열역학적 사이클에 의존한다.
소위 "로드(rod)" 챔버에서, 각각의 메인 인젝터는 예비증발 로드(19) 내로 개방되고, 예비증발 로드는 연소 챔버 내로 개방되는 2개의 배기구가 구비된 덕트를 포함한다.
작동 시, 스타팅 인젝터는 스파크 플러그를 이용하여 연료에 불을 붙임으로써 연소를 개시하고, 따라서 예비증발 로드를 가열한다.
그런 다음, 메인 인젝터는 연료를 로드 내로 분사하여 챔버 내의 연소를 지속하도록 연료가 공급된다. 이러한 단계 동안, 스타팅 인젝터로의 연료 공급이 중단되고, 막힘을 유발할 수 있는 코킹(coking)을 방지하기 위하여 인젝터가 비워진다.
도 2a 및 2b는 이러한 연소 사이클의 구현을 가능하게 하는 연료 공급 회로를 나타내고, 각각은 스타팅 인젝터에 연료가 공급되는 챔버의 점화 단계 및 인젝터의 드레인 단계에 있다.
연료 공급 회로(40)는, 스타팅 인젝터를 위한 공급 덕트(43), 메인 인젝터(18)를 위한 연료 공급 덕트(44), 및 연료 공급 덕트와 유체 연통하여 연료를 공급하는데 적합한 연료 분배 덕트(42)를 포함한다.
이러한 회로는 스타팅 전자밸브(47)에 의해 작동되는, 대기 내로 스타팅 인젝터를 비우기 위한 회로(46)를 더 포함하고, 스타팅 전자밸브는 도 2b에서와 같이 작동되었을 때 분배 덕트(42)와 스타팅 인젝터를 위한 공급 덕트(43) 사이의 유체 연통을 차단한다.
연료 공급 회로(40)는 또한, 스타팅 인젝터의 연료 공급 덕트와의 연결부 하류에 있는 연료 덕트에서의 압력이 미리 정해진 임계치보다 작을 때, 메인 인젝터(44)의 연료 공급 덕트와 회로의 나머지 부분 사이의 유체 연통을 차단하기에 적합한 레벨 밸브(45)를 포함한다. 따라서, 모터 속도를 증가시키도록 점화가 일어난 이후에, 연소 챔버 내로 주입된 연료 유량의 증가에 따른 분배 회로의 압력 증가 시, 이러한 밸브(45)가 개방된다.
마지막으로, 연소 챔버는 속도의 갑작스런 감소 시 소화방지 기능(anti-extinction function)을 포함하여, 터보기계가 시동 후 속도(post-starting speed)에 있을 때 연소 챔버를 재점화해야 하는 것을 방지한다.
이러한 소화방지 기능은, 공급 회로에서의 연료 압력이 너무 낮으면 지배적으로 전력이 공급되는 인젝터인 선호 메인 인젝터(favored main injector; 180)를 이용하여 보장된다. 이것을 얻기 위하여, 분배 밸브(48)가 선호 인젝터의 공급 회로(49)와 다른 인젝터의 공급 덕트(44) 사이에 제공되어, 유량 감소 시 이러한 덕트와의 유체 연통을 차단한다.
따라서, 공급 회로는 자신이 포함하는 많은 수의 부품들 때문에 높은 생산 비용이 드는 복잡한 어셈블리이다.
본 발명의 목적은 단순화된 연료 공급 회로를 포함하는 터보기계 연소 어셈블리를 제안함으로써 전술한 문제를 해결하는 것이다.
이와 관련하여, 본 발명은 터보기계 연소 어셈블리를 제안하는데, 이 터보기계 연소 어셈블리는:
연소 챔버,
상기 챔버에서 연소를 개시하기 위한 적어도 하나의 스타팅 인젝터,
상기 연소 챔버의 둘레 주위로 일정한 환형 간격으로 분포되어 있고, 연소가 개시되면 상기 연소 챔버에 연료를 공급하도록 설계된 복수의 메인 인젝터, 및
상기 인젝터들을 위한 연료 공급 회로
를 포함하고,
상기 연소 챔버는, 서로의 내부로 연장되고 환형의 챔버 단부벽에 의해 연결된 2개의 축대칭 외벽 및 내벽에 의해 범위가 한정되고, 상기 연료 공급 회로는 적어도 하나의 스타팅 인젝터에 연속적으로 연료를 공급하도록 설계되어, 연소가 개시되는 동안 내내 및 연소가 개시되어 연료가 상기 챔버에 공급될 때 모두 상기 인젝터에 연료가 공급되고,
연속적으로 공급되는 각각의 스타팅 인젝터는 상기 챔버의 단부벽을 향해 배향되고, 120도 내지 180도의 제1 방향으로 개구각을 가지는 연료의 스프레이를 확산시키도록 치수가 정해지고,
상기 스타팅 인젝터가 그 사이에 위치한 메인 인젝터에 의해 주입된 연료의 유동이 다른 메인 인젝터에 의해 주입된 유동에 비해 감소되고,
각각의 스타팅 인젝터는 2개의 연이은 메인 인젝터 사이에서 동일한 거리에 위치한다.
유리하지만, 선택적으로, 본 발명에 따른 연소 어셈블리는 다음 특징 중 적어도 하나를 더 가질 수 있다:
- 상기 공급 회로는 모든 스타팅 인젝터를 연속적으로 공급하도록 설계됨.
- 각각의 스타팅 인젝터가 그 사이에 위치한 메인 인젝터를 위한 인젝터의 입력부와 출력부에서의 압력 사이의 연료 혼합물의 압력 차이의 제곱근으로 유량을 나눈 비율이 다른 메인 인젝터에 대한 상기 비율보다 작음.
- 연속적으로 공급되는 각각의 스타팅 인젝터는 상기 제1 방향에 수직한 제2 방향으로 15도 내지 35도의 개구각을 가진 스프레이를 분사하도록 치수가 정해짐.
- 상기 연소 챔버는 공기역학적 또는 유체역학적 인젝터를 가진 유형의 챔버임.
- 상기 챔버는 예비증발 로드 유형이고, 각각의 예비증발 로드는 상기 메인 인젝터에 의해 주입된 연료가 상기 챔버의 단부벽을 향해 지향되는 형상을 가짐.
- 상기 연소 챔버는: 내벽 상에 복수의 공기 흡입 개구, 및 외벽 상에 복수의 소위 희석 개구를 포함하고,
상기 개구들의 개수 및 직경은 상기 연소 챔버에서의 공기 흡입을 분배하고 상기 챔버에서의 온도장의 균일성을 유지하도록 설계됨.
- 상기 연소 챔버는 역류 챔버임.
- 상기 연료 공급 회로는: 상기 스타팅 인젝터를 위한 공급 덕트, 상기 메인 인젝터를 위한 공급 덕트, 및 상기 공급 덕트들과 유체 연통하고 상기 덕트들에 연료를 공급하도록 설계된 연료 분배 덕트를 포함하고,
상기 공급 회로는, 상기 분배 덕트에서의 연료 압력이 미리 정해진 임계치보다 작을 때, 상기 연료 분배 덕트와 상기 메인 인젝터를 위한 공급 덕트 사이의 유체 연통을 차단하도록 설계된 분배 시스템을 더 포함함.
- 상기 분배 시스템은 감소된 유량을 가진 메인 인젝터와 다른 메인 인젝터 사이의 연료 유동을 분배하도록 추가적으로 설계됨.
스타팅 인젝터로의 연속적인 연료 공급으로 인하여, 연료 공급 회로는 더 이상 드레인 회로를 포함할 필요가 없다.
또한, 스타팅 인젝터로 연속적으로 연료를 공급한다는 사실은 메인 인젝터로의 연료 유동이 급격히 감소될 때, 예컨대 터보기계 속도가 감소될 때조차 챔버가 계속 점화되어 있는 것을 가능하게 해준다. 따라서, 선호 인젝터 기능, 및 이러한 목적을 위하여 제공된 연료 공급 회로의 조정이 제거된다.
또한, 스타팅 인젝터에 의해 확산된 연료 스프레이를 조정하고, 스타팅 인젝터에 인접한 메인 인젝터의 유량을 다른 메인 인젝터의 유량에 비해 감소시킨다는 사실은, 연소 챔버에서의 연료의 균일성을 보존하고, 따라서 챔버의 하류에 있는 부품의 수명을 유지할 수 있게 만든다.
본 발명의 다른 특징, 목적, 및 이점은 오직 예시적이고 비한정적인 다음의 설명으로부터 명백하게 될 것이고, 반드시 첨부된 도면을 참조하여 이해되어야 한다.
이미 설명된 도 1은 종래기술의 터보기계의 축방향 단면도를 나타내고 있다.
이미 설명된 도 2a 및 2b는 각각 스타팅 인젝터를 공급하는 단계 및 상기 인젝터를 비우는 단계 동안의, 종래기술의 터보기계의 인젝터를 위한 연료 공급 회로를 나타내고 있다.
도 3a는 예비증발 로드 유형의 연소 챔버를 포함하는 터보기계의 부분 단면도를 나타내고 있다.
도 3b는 공기역학적 또는 유체역학적 인젝터를 가진 연소 챔버를 포함하는 터보기계의 부분 단면도를 나타내고 있다.
도 4는 터보기계의 인젝터를 위한 연료 공급 회로를 나타내고 있다.
도 5는 터보기계의 단면도를 나타내고 있다.
도 6은 터보기계의 연소 챔버의 부분 사시도를 나타내고 있다.
도 3a 및 3b를 참조하면, 터보기계 연소 어셈블리(1)가 도시되어 있는데, 연소 챔버(10)와 케이싱(30)(도 3b에 도시됨)을 포함하고, 연소 챔버(10)는 서로의 내부로 연장되고 환형의 챔버 단부벽(16)에 의해 연결된 2개의 축대칭 외벽(14) 및 내벽(12)에 의해 범위가 한정되어 있다.
케이싱은 또한, 외벽(31)(도 3b에 도시됨)과 내벽(도 3b에 도시되지 않음)을 포함하고, 여기에 연소 챔버의 내벽(12)과 외벽(14)이 각각 고정되어 있다.
터보기계(1)는 복수의 연료 인젝터를 더 포함하는데, 이 연료 인젝터는 적어도 하나의 스타팅 인젝터(17), 바람직하게는 적어도 2개의 스타팅 인젝터(17) 및 복수의 메인 인젝터(18), 바람직하게는 적어도 3개의 메인 인젝터, 예컨대 8개의 메인 인젝터를 포함한다.
점화 시스템은 적어도 하나의 스타팅 인젝터(17) 및 인젝터(17)에 의해 전달된 연료의 스프레이에 불을 붙여서 챔버에서의 연소를 개시하기에 적합한 2개의 스파크 플러그(미도시)를 포함한다.
도 3a에 도시된 터보기계의 제1 실시예에 따르면, 연소 챔버는 예비증발 로드 유형이고, 각각의 메인 인젝터(18)는 챔버 내부에 개방되는 예비증발 로드(19) 내로 개방된다. 각각의 예비증발 로드는 2개의 개구를 통해 연소 챔버 내로 개방되는 덕트를 포함한다.
예비증발 로드(19)는, 연소 챔버(10)의 외벽(14)에 또는 단부벽(16)에 형성되고 T자형 섹션을 가진 개구를 통해 연소 챔버로 들어가고, T자형 섹션의 단부는 챔버의 단부벽을 향해 굽어져 있다.
도 3b에 도시된 터보기계의 제2 실시예에 따르면, 메인 인젝터(18)는 공기역학적 또는 공기기계학적 유형이고, 챔버의 단부벽(16)에 형성된 개구를 통해 챔버(10)로 직접 들어간다.
유리하게는, 연소 챔버는 역류 유형이다.
터보기계(1)는 또한 인젝터를 위한 연료 공급 회로(40)를 포함하고, 상기 회로는 도 4에 도시되어 있다.
연료 공급 회로는 연료 주입 입구(41)를 포함하고, 이 연료 주입 입구에 의해 연료가 연료 분배 덕트(42)를 따라 회로에 들어간다.
연료 분배 덕트는, 스타팅 인젝터를 위한 공급 덕트(43)에 의해 스타팅 인젝터에 연결되고, 메인 인젝터를 위한 공급 덕트(44)에 의해 메인 인젝터에 연결된다.
연료 공급 회로는 스타팅 인젝터에 연속적으로 연료를 공급하도록 설계되어, 상기 인젝터들에는 연료가 스파크 플러그에 의해 불이 붙는 연소를 개시하는 단계 동안 및 연소가 이미 개시되고 챔버에 연료를 공급하는 나중 단계 동안 모두 연료가 공급된다.
스타팅 인젝터로의 연속적인 연료 공급을 진행하기 위하여, 회로는 예컨대 분배 덕트에서의 연료 압력이 미리 정해진 임계치보다 작을 때, 연료 분배 덕트와 메인 인젝터를 위한 공급 덕트 사이의 유체 연통을 차단하도록 설계된 분배 시스템(45)을 포함한다.
따라서, 연료는 스타팅 인젝터를 지원하는 방식으로 지향되고, 메인 인젝터가 공급되는 것은 오직 예컨대 터보기계의 속도 증가 이후에 연료 압력이 증가할 때뿐이다.
스타팅 인젝터가 연속적으로 공급되기 때문에, 이들을 비울 필요가 없다. 따라서, 드레인 회로가 제거되고 연료 공급 회로가 단순화된다.
또한, 선호 인젝터 기능이 또한 제거되는데, 그 이유는 스타팅 인젝터가 영구적으로 연료가 공급되어 이러한 기능을 수행하기 때문이고, 터보기계 속도의 강하 시, 스타팅 인젝터에는 연료가 계속 공급되고, 챔버 내부의 연소를 계속함으로써 반소화 기능을 넘겨받는다.
이러한 이유로, 하나의 메인 인젝터를 지원하는 것이 가능하도록 하는 인젝터의 분배 밸브가 제거되고, 연료 공급 회로는 더욱 단순화되고 제조 비용이 더 싸진다.
연소 챔버의 구조와 인젝터의 위치는 챔버의 내부와 챔버의 출력부에서의 온도장의 우수한 균일성을 보존하기에 적합해야 한다.
이것을 위하여, 도 3a에서 연소 챔버가 예비증발 로드 유형이면, 스타팅 인젝터(17)와 예비증발 로드(19)의 배출 개구는 챔버의 단부벽(16)을 향해 배향된다.
대안적으로, 도 3b에 도시된 바와 같은 공기역학적 또는 공기기계학적 인젝터를 가진 연소 챔버의 경우, 스타팅 인젝터(17)는 챔버 단부벽을 향해 배향된다.
이러한 방식으로, 연료는 "재순환(recirculation)"으로 알려진 연소 연료의 이동 흐름 내로 직접 주입된다.
이것은 스타팅 인젝터(17)에 의해 출력되는 연소가 연소 챔버의 주 영역, 즉 증발 및 연소가 발생하는 영역에서 보낼 수 있는 시간을 증가시킨다. 따라서, 주 영역에서의 연료 연소는 거의 완전하고, 이것은 스타팅 인젝터에 의해 주입된 연료가 예비증발 로드에 의해 주입된 연료와 유사한 방식으로 거동하도록 해주어서, 상기 인젝터의 연속적인 사용이 전체 연소 효율성 또는 오염물질 배출에 부정적인 영향을 가지지 않는다.
또한, "플랫 스프레이(Flat Spray)" 유형의 스타팅 인젝터가 사용되는데, 이러한 유형은 스프레이(F)의 단면(도 5 참조)이 제1 방향으로 120도 내지 180도의 큰 개구각을 가지고, 제1 방향과 수직한 제2 방향으로 15도 내지 35도의 감소된 개구각을 가진다.
스타팅 인젝터의 스프레이는 챔버 단부벽에 대해 배향되어, 감소된 개구각에 대응하는 제2 방향은 도 5에 도시된 바와 같이 터보기계의 축에 대해 반경방향이다.
플랫 스프레이 스타팅 인젝터의 사용은 연료의 정기적 기여를 더 넓은 각 섹터에 걸쳐 확산시켜, 연소 챔버의 주 영역에서 균일한 온도장을 얻도록 해준다.
또한, 도 5를 참조하면, 메인 인젝터(18)는 연소 챔버의 둘레 주위로 정기적으로 분포되는데, 즉 2개의 연이은 메인 인젝터 사이에 일정한 각도 간격으로 분포된다.
스타팅 인젝터는 2개의 연속하는 메인 인젝터 사이에서 동일한 거리에 위치하여, 메인 인젝터가 개방되는 예비증발 로드의 개구가 스타팅 인젝터의 스프레이의 단부를 향하도록 위치한다.
스타팅 인젝터 부근에서 연소 영역에서 국소적으로 연료가 과도하게 풍부한 것, 즉 일정하게 공급된 스타팅 인젝터에 의해 발생된 국소 유동의 잉여를 피하기 위하여, 스타팅 인젝터가 그 사이에 위치하는 메인 인젝터(18')가 다른 메인 인젝터(18)의 유량에 비해 감소된 유량을 가진다.
이러한 유량의 감소는 인젝터(18)이 유동 수와 비교하여 인젝터(18')의 유동 수를 감소함으로써 얻을 수 있다. 특히, 이것은 메인 인젝터(18, 18')에 동일한 주입 압력을 공급하는 이점을 가져서, 인젝터의 상류에서 연료 회로를 단순화시킬 수 있다.
비한정적인 예시로서, 메인 인젝터의 세트는 4보다 큰 유동 수, 예컨대 5 내지 15, 유리하게는 7 내지 12의 유동 수를 가지지만, 유리하게는, 인젝터(18')의 감소된 유동 수는 6 내지 8, 바람직하게는 7이고, 다른 메인 인젝터의 유동 수는 9보다 크거나 같다. 한편, 스타팅 인젝터의 유동 수는 1 내지 4, 바람직하게는 1.5 내지 2이다.
물론, 인젝터의 유동 수는 터보기계의 사이즈, 인젝터의 개수, 또는 최대 연료 유량과 같은 가변 파라미터에 의존한다. 통상의 기술자는 이러한 인젝터가 장착되는 터보기계에 따라 사용되는 다양한 인젝터의 유동 수의 값을 조정할 수 있을 것이다.
마지막으로, 높은 파워 속도에 대하여 유동 수 값은 예비증발 로드에 대응하는 챔버 섹터와 예비증발 로드 및 스타팅 인젝터에 대응하는 섹터 사이의 연료 유량 차이를 최소화하도록 조절되어야 한다.
예컨대, 터보기계가 8개의 메인 인젝터를 포함하면, 그 중 4개는 감소된 유동 수를 가질 수 있다.
도 5로 돌아가서, 인젝터(18')의 유량이 유동 수의 감소 없이 다른 메인 인젝터(18)의 유량에 비해 감소되면, 분배 시스템(45)은 또한 다양한 유형의 인젝터 사이에 연료 유동을 분배(즉, 인젝터(18')로 더 낮은 유동을 분배함)하도록 설계된다. 이와 관련하여, 유리하게는 인젝터(18)를 위한 공급 덕트(44)와 독립적인 인젝터(18')를 위한 공급 덕트(44')를 더 포함할 수 있어서, 상기 인젝터(18')로 공급된 연료가 인젝터(18)에 공급된 것과 다른 압력에 있도록 해준다.
도 6을 참조하면, 연소 챔버는 부분 사시도로 도시되어 있다. 챔버는 챔버 단부벽으로부터, "주 구멍(primary holes)"으로 알려진 연소 챔버(10)의 내벽(12) 상에 위치한 공기 흡입 개구(13)의 축방향 위치에 대응하는 축방향 위치까지 연장되어 있는 주 영역을 포함하고, 이 축방향 위치는 터보기계의 축에 평행하게 측정된다. 이러한 축방향 위치는 예컨대 챔버 단부벽으로부터 약 40 mm에 위치한다.
공기 흡입 개구(15)는 연소 챔버의 둘레 주위에 분포되어, 각각의 예비증발 로드(19)에 대해, 2개의 공기 흡입 개구가 로드의 하나의 개구와 대면하고, 하나의 공기 흡입 개구는 로드의 다른 개구와 대면한다.
소위 희석 영역은 주 영역으로부터, 챔버의 외벽(14) 상에 위치한 희석 개구(15)의 축방향 위치에 대응하는 축방향 위치까지 연장되고, 이러한 축방향 위치는 챔버 단부(16)로부터 대략 70mm에 있다.
희석 개구 및/또는 흡입 개구의 개수 및 직경은 챔버 내로의 공기 흡입율을 각으로 조정하기 위하여 조정될 수 있다. 이것은 예컨대 스타팅 인젝터로 연료를 연속적으로 공급하기 때문에 연료의 풍부함을 일시적으로 증가시켜 발생되는 임의의 핫스팟을 제거하도록 연소 챔버에서의 온도장을 제어하는 것을 가능하게 한다. 이러한 조정은 특히 연소 챔버의 하류에서 터보기계의 부품의 수명을 보존하는 것을 가능하게 한다.
예컨대, 희석 개구와 흡입 개구는 4 내지 7 mm, 바람직하게는 5 내지 6 mm의 직경을 가질 수 있다. 이것은 연소 챔버에서 임의의 핫스팟을 제거하는 것을 가능하게 하여, 터보기계 부품의 수명을 보존한다. 물론, 주 개구와 희석 개구의 개수와 사이즈는 터보기계의 사이즈, 인젝터의 개수, 또는 그 밖의 엔진 내로의 공기 유량과 같은 가변 파라미터에 의존한다. 통상의 기술자는 연소 챔버가 장착되는 터보기계에 따라 개구의 개수 및 사이즈를 조절할 수 있을 것이다.
따라서, 터보기계의 부품의 수명을 손상시키지 않고, 스타팅 인젝터에 연속적으로 공급하기 때문에 단순화되는 연료 공급 회로를 가진 터보기계가 제안된다.

Claims (11)

  1. 터보기계 연소 어셈블리(1)로서,
    연소 챔버(10),
    상기 챔버에서 연소를 개시하기 위한 적어도 하나의 스타팅 인젝터(17),
    상기 연소 챔버의 둘레 주위로 일정한 환형 간격으로 분포되어 있고, 연소가 개시되었을 때 상기 연소 챔버에 연료를 공급하도록 설계된 복수의 메인 인젝터(18), 및
    상기 인젝터들을 위한 연료 공급 회로(40)
    를 포함하고,
    상기 연소 챔버(10)는 2개의 축대칭인 외벽(14)과 내벽(12)에 의해 범위가 한정되고, 상기 외벽(14)과 내벽(12)은 서로 내부로 연장되고 환형의 챔버 단부벽(16)에 의해 연결되며,
    상기 연료 공급 회로(40)는 적어도 하나의 스타팅 인젝터로 연속적으로 연료를 공급하도록 설계되어, 연소가 개시되는 동안에 걸쳐서 및 연소가 개시되어 연료가 상기 챔버에 공급될 때 모두 상기 인젝터에 연료가 공급되고,
    연속적으로 공급되는 각각의 스타팅 인젝터(17)는 상기 챔버 단부벽(16)을 향해 배향되고, 제1 방향으로 120도 내지 180도의 개구각(angular aperture)을 가지는 연료의 스프레이(F)를 확산시키도록 치수가 정해지고,
    상기 스타팅 인젝터(17)가 사이에 위치하는 상기 메인 인젝터(18')에 의해 주입된 연료의 유동이 다른 메인 인젝터(18)에 의해 주입된 유동에 비해 감소되고,
    각각의 스타팅 인젝터(17)는 2개의 연속하는 메인 인젝터(18') 사이에서 상기 메인 인젝터(18')로부터 동일한 거리에 위치하는, 터보기계 연소 어셈블리.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 공급 회로(40)는 모든 스타팅 인젝터(17)를 연속적으로 공급하도록 설계되는, 터보기계 연소 어셈블리.
  3. 제1항 또는 제2항에 있어서,
    각각의 스타팅 인젝터가 사이에 위치하는 상기 메인 인젝터(18')를 위한 인젝터의 입력부와 출력부 사이의 연료 혼합물의 압력 차이의 제곱근으로 유량을 나눈 비율이 상기 다른 메인 인젝터(18)에 대한 상기 비율보다 작은, 터보기계 연소 어셈블리.
  4. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서,
    연속적으로 공급되는 각각의 스타팅 인젝터(17)는 상기 제1 방향에 수직한 제2 방향으로 15도 내지 35도의 개구각을 가진 스프레이(F)를 확산시키도록 치수가 정해지는, 터보기계 연소 어셈블리.
  5. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 연소 챔버(10)는 공기역학적 또는 공기기계학적 인젝터를 가진 유형인, 터보기계 연소 어셈블리.
  6. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 챔버는 예비증발 로드(19)를 포함하는 유형이고, 각각의 예비증발 로드(19)는 상기 메인 인젝터들(18, 18')에 의해 주입된 연료가 상기 챔버 단부벽(16)을 향해 지향되도록 하는 형상을 가지는, 터보기계 연소 어셈블리.
  7. 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 연소 챔버(10)는
    자신의 내벽(12) 상에, 복수의 공기 흡입 개구(13), 및
    자신의 외벽(14) 상에, 복수의 소위 희석(dilution) 개구(15)
    를 포함하고,
    상기 개구들의 개수 및 직경은 상기 연소 챔버에서의 공기 흡입을 분배하고 상기 챔버에서 온도장(temperature field)의 균일성을 유지하도록 설계되는, 터보기계 연소 어셈블리.
  8. 제1항 내지 제7항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 연소 챔버는 역류(reverse-flow) 챔버인, 터보기계 연소 어셈블리.
  9. 제1항 내지 제8항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 연료 공급 회로(40)는,
    상기 스타팅 인젝터를 위한 공급 덕트(43),
    상기 메인 인젝터를 위한 공급 덕트(44), 및
    상기 공급 덕트들과 유체 연통하고 상기 덕트들에 연료를 공급하도록 설계된 연료 분배 덕트(42)
    를 포함하고,
    상기 공급 회로는 분배 시스템(45)을 더 포함하고, 상기 분배 시스템은 상기 분배 덕트(42)에서의 연료 압력이 미리 정해진 임계치보다 작을 때, 상기 연료 분배 덕트(42)와 상기 메인 인젝터를 위한 공급 덕트(44) 사이의 유체 연통을 차단하도록 설계되는, 터보기계 연소 어셈블리.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 분배 시스템(45)은 감소된 유량을 가진 상기 메인 인젝터(18')와 상기 다른 메인 인젝터(18) 사이의 연료 유동을 분배하도록 추가적으로 설계되는, 터보기계 연소 어셈블리.
  11. 제1항 내지 제10항 중 어느 한 항에 따른 연소 어셈블리를 포함하는 터보기계(1).
KR1020157023480A 2013-01-29 2014-01-23 개선된 연료 공급 회로를 포함하는 터보기계 연소 어셈블리 KR20150121011A (ko)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1350731 2013-01-29
FR1350731A FR3001497B1 (fr) 2013-01-29 2013-01-29 Ensemble de combustion de turbomachine comprenant un circuit d alimentation de carburant ameliore
PCT/FR2014/050133 WO2014118457A1 (fr) 2013-01-29 2014-01-23 Ensemble de combustion de turbomachine comprenant un circuit d'alimentation de carburant améliore

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR20150121011A true KR20150121011A (ko) 2015-10-28

Family

ID=47989291

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020157023480A KR20150121011A (ko) 2013-01-29 2014-01-23 개선된 연료 공급 회로를 포함하는 터보기계 연소 어셈블리

Country Status (11)

Country Link
US (1) US20150369489A1 (ko)
EP (1) EP2951421B1 (ko)
JP (1) JP6326429B2 (ko)
KR (1) KR20150121011A (ko)
CN (1) CN105102789B (ko)
CA (1) CA2899508C (ko)
ES (1) ES2621948T3 (ko)
FR (1) FR3001497B1 (ko)
PL (1) PL2951421T3 (ko)
RU (1) RU2646950C2 (ko)
WO (1) WO2014118457A1 (ko)

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3027059B1 (fr) * 2014-10-13 2019-08-30 Safran Helicopter Engines Systeme d'allumage d'une chambre de combustion d'un turbomoteur
US9605598B2 (en) * 2014-10-17 2017-03-28 United Technologies Corporation Fuel system for tone control and operability
CZ308533B6 (cs) * 2016-05-19 2020-10-29 První Brněnská Strojírna Velká Bíteš, A.S. Malý turbínový motor se zapalovacím systémem
FR3052807B1 (fr) * 2016-06-17 2019-12-13 Safran Helicopter Engines Surveillance de colmatage dans un circuit de purge d'injecteur de demarrage pour turbomachine
GB2557602B (en) * 2016-12-09 2019-05-22 Rolls Royce Plc Gas turbine engine fuel supply system having de-priming and re-priming ecology valve
FR3076320B1 (fr) * 2017-12-28 2020-02-07 Safran Aircraft Engines Procede de commande de l'alimentation en carburant d'une chambre de combustion d'une turbomachine, systeme d'alimentation en carburant et turbomachine
CZ308246B6 (cs) * 2018-09-26 2020-03-18 První Brněnská Strojírna Velká Bíteš, A.S. Montážní sestava obtokových palivových trysek pro malý turbínový motor s prstencovou spalovací komorou a obtoková palivová tryska pro ni
RU187491U1 (ru) * 2018-11-15 2019-03-11 Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" Испарительная камера сгорания газотурбинного двигателя
FR3103522B1 (fr) * 2019-11-25 2022-11-04 Safran Aircraft Engines Dispositif d’injection de carburant
FR3118791B1 (fr) 2021-01-14 2023-07-14 Safran Aircraft Engines Système et procédé d’alimentation en carburant d’une chambre de combustion dans un turbomoteur d’aéronef

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3088279A (en) * 1960-08-26 1963-05-07 Gen Electric Radial flow gas turbine power plant
US3521824A (en) * 1968-10-11 1970-07-28 Delavan Manufacturing Co Air-liquid flat spray nozzle
GB1392739A (en) * 1971-07-16 1975-04-30 Snecma Devices for pre-vaporising liquid fuel
FR2312654A1 (fr) * 1975-05-28 1976-12-24 Snecma Perfectionnements aux chambres de combustion pour moteurs a turbine a gaz
DE2723546A1 (de) * 1977-05-25 1978-11-30 Motoren Turbinen Union Brennkammer, insbesondere ringumkehrbrennkammer fuer gasturbinentriebwerke
US4936090A (en) * 1988-07-15 1990-06-26 Sundstrand Corporation Assuring reliable starting of turbine engines
US5027603A (en) * 1988-12-28 1991-07-02 Sundstrand Corporation Turbine engine with start injector
US5119636A (en) * 1989-12-21 1992-06-09 Sundstrand Corporation Fuel injector for a turbine engine
US5345757A (en) * 1993-09-20 1994-09-13 General Electric Company Combustor apparatus for use in a gas turbine engine
US5735117A (en) * 1995-08-18 1998-04-07 Fuel Systems Textron, Inc. Staged fuel injection system with shuttle valve and fuel injector therefor
RU2111416C1 (ru) * 1995-09-12 1998-05-20 Акционерное общество "Авиадвигатель" Камера сгорания газовой турбины энергетической установки
GB2312250A (en) * 1996-04-18 1997-10-22 Rolls Royce Plc Staged gas turbine fuel system with a single supply manifold, to which the main burners are connected through valves.
US6968699B2 (en) * 2003-05-08 2005-11-29 General Electric Company Sector staging combustor
US7950233B2 (en) * 2006-03-31 2011-05-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor
FR2913250B1 (fr) * 2007-03-02 2009-05-29 Turbomeca Sa Procede pour le demarrage d'un moteur d'helicoptere a turbine a gaz, circuit d'alimentation en carburant d'un tel moteur, et moteur ayant un tel circuit.
US20090077973A1 (en) * 2007-09-20 2009-03-26 Hamilton Sundstrand Corporation Gas Turbine Fuel System for High Altitude Starting and Operation
FR2922995B1 (fr) * 2007-10-31 2009-12-04 Snecma Chambre de combustion annulaire de moteur a turbine a gaz.
US8215115B2 (en) * 2009-09-28 2012-07-10 Hamilton Sundstrand Corporation Combustor interface sealing arrangement
US20110072823A1 (en) * 2009-09-30 2011-03-31 Daih-Yeou Chen Gas turbine engine fuel injector
FR2971039B1 (fr) * 2011-02-02 2013-01-11 Turbomeca Injecteur de chambre de combustion de turbine a gaz a double circuit de carburant et chambre de combustion equipee d'au moins un tel injecteur
US8479492B2 (en) * 2011-03-25 2013-07-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Hybrid slinger combustion system
US9080770B2 (en) * 2011-06-06 2015-07-14 Honeywell International Inc. Reverse-flow annular combustor for reduced emissions
UA98097C2 (uk) * 2011-11-08 2012-04-10 Геннадий Борисович Варламов Багатоканальний пальник трубчастого типу газотурбінного двигуна з інжекторною газоподачею
US9745936B2 (en) * 2012-02-16 2017-08-29 Delavan Inc Variable angle multi-point injection

Also Published As

Publication number Publication date
EP2951421B1 (fr) 2017-03-08
CN105102789A (zh) 2015-11-25
CN105102789B (zh) 2017-02-08
CA2899508C (fr) 2020-11-17
WO2014118457A1 (fr) 2014-08-07
ES2621948T3 (es) 2017-07-05
FR3001497B1 (fr) 2016-05-13
EP2951421A1 (fr) 2015-12-09
US20150369489A1 (en) 2015-12-24
PL2951421T3 (pl) 2017-07-31
JP6326429B2 (ja) 2018-05-16
RU2015136584A (ru) 2017-03-06
RU2646950C2 (ru) 2018-03-13
CA2899508A1 (fr) 2014-08-07
FR3001497A1 (fr) 2014-08-01
JP2016505802A (ja) 2016-02-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR20150121011A (ko) 개선된 연료 공급 회로를 포함하는 터보기계 연소 어셈블리
US9874148B2 (en) Hybrid slinger combustion system
US5622054A (en) Low NOx lobed mixer fuel injector
US6834505B2 (en) Hybrid swirler
JP4346724B2 (ja) ガスタービンエンジン用燃焼装置
US5097666A (en) Combustor fuel injection system
US7861529B2 (en) Device for injecting a mixture of air and fuel, and combustion chamber and turbomachine both equipped with such a device
JP2014066245A (ja) 内燃機関の予燃室システム
JP2010117124A (ja) ガスタービンにおける統合型燃焼器−第１段ノズル並びに関連する方法
CN104379905B (zh) 用于连续燃气涡轮的局部负载co减小操作的方法
RU2005129655A (ru) Вспенивающая аэродинамическая система инжектирования топливовоздушной смеси в камеру сгорания турбомашины, камера сгорания турбомашины и турбомашина
US11002196B2 (en) Combustion chamber comprising two types of injectors in which the sealing members have a different opening threshold
CN105940264B (zh) 燃烧装置
CN107270328A (zh) 用于燃气涡轮发动机增大器的闭合驻涡腔引燃器
US7836699B2 (en) Combustor nozzle
CN215765212U (zh) 一种燃气轮机的燃烧室结构
JPS5827815A (ja) 燃料装置及びその始動方法
US10436117B2 (en) Carbureted fuel injection system for a gas turbine engine
RU2476774C2 (ru) Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя
RU2447304C2 (ru) Газотурбинная установка
US8726671B2 (en) Operation of a combustor apparatus in a gas turbine engine
RU2003134303A (ru) Способ регулирования подачи топлива в камеру сгорания газотурбинной установки и устройство для его осуществления
US2952126A (en) Combustion unit for supplying hot gas for jet aircraft
US8950189B2 (en) Gas turbine engine staged fuel injection using adjacent bluff body and swirler fuel injectors
RU2406933C1 (ru) Малогабаритная камера сгорания газотурбинного двигателя

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E902 Notification of reason for refusal
E601 Decision to refuse application