RU2076276C1 - Tubular combustion chamber of gas-turbine engine and diffusion adjustable nozzle for preliminary preparation of mixture - Google Patents

Tubular combustion chamber of gas-turbine engine and diffusion adjustable nozzle for preliminary preparation of mixture Download PDF

Info

Publication number
RU2076276C1
RU2076276C1 SU5010115A RU2076276C1 RU 2076276 C1 RU2076276 C1 RU 2076276C1 SU 5010115 A SU5010115 A SU 5010115A RU 2076276 C1 RU2076276 C1 RU 2076276C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fuel
nozzle
air
diffusion
mixture
Prior art date
Application number
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Кювата Масайоси
Линн Меле Черил
Джозеф Боркович Ричард
Original Assignee
Дженерал Электрик Компани
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 Дженерал Электрик Компани filed Critical Дженерал Электрик Компани
Application granted granted Critical
Publication of RU2076276C1 publication Critical patent/RU2076276C1/en

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F23R3/346—Feeding into different combustion zones for staged combustion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D2900/00—Special features of, or arrangements for burners using fluid fuels or solid fuels suspended in a carrier gas
    • F23D2900/00008—Burner assemblies with diffusion and premix modes, i.e. dual mode burners

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)

Abstract

FIELD: modification of combustion chambers of gas turbine dealing with reduction of content of nitric oxides. SUBSTANCE: upper air swirler 122 is fitted in fuel-air passage before radial fuel distributing tubes 110. Adjustable nozzle 100 for preliminary preparation of mixture is provided with Venturi elements 124 mounted after exhaust end of fuel-air passage. EFFECT: reduced content of nitric oxides. 4 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к камерам сгорания газовых турбин и в частности к усовершенствованиям в области камер сгорания газовых турбин, связанным с дальнейшим снижением содержания в воздуха загрязняющих веществ, таких как окислы азота (NOx). The invention relates to combustion chambers of gas turbines and, in particular, to improvements in the field of combustion chambers of gas turbines associated with a further reduction in the air content of pollutants, such as nitrogen oxides (NOx).

В попытке уменьшить количество NOx в выхлопных газах газовой турбины изобретатели Уилкис и Хилт разработали сдвоенную ступень, сдвоенную модель камеры сгорания, которая описана в патенте США N 4292801, выданном 6 октября 1981 г. общему поверенному настоящего изобретения. В этом вышеупомянутом патенте, который приведен здесь для сравнения, было обнаружено, что количество выделяемых NOx можно было бы значительно уменьшить по сравнению с обычной единичной ступенью, камерой с одной топливной форсункой, если были установлены две камеры сгорания таким образом, что при условии обычной рабочей нагрузки, расположенные вверху основная камера сгорания выполнена в качестве камеры предварительного приготовления смеси, в то время как фактическое сгорание происходило в находящейся ниже второй камере сгорания. При этих описанных рабочих условиях в основной камере не должно быть пламени, что приводит к уменьшению образования NOx. При этом условии работы вспомогательное или центральное сопло обеспечивает источник пламени для работы камеры сгорания. Особая конфигурация устройства, предусмотренного в запатентованном изобретении, включает кольцевой ряд первичных (оcновных) сопел, каждое из которых подает топливо в основную камеру сгорания, и центральное вспомогательное сопло, которое подает топливо во вторую камеру сгорания. Эти сопла все можно описать как диффузионные сопла, в которых каждое сопло содержит аксиальную топливоподводящую трубку, и окружено в своем выходном конце воздушной вихревой форсункой, которая обеспечивает подачу воздуха для горения на выход топливной форсунки.In an attempt to reduce the amount of NOx in the exhaust gas of a gas turbine, the inventors Wilkis and Hilt developed a dual stage, dual model combustion chamber, which is described in US Pat. No. 4,292,801 issued October 6, 1981 to the general attorney of the present invention. In this aforementioned patent, which is given here for comparison, it was found that the amount of NOx emitted could be significantly reduced compared to a conventional single stage, a chamber with one fuel injector, if two combustion chambers were installed in such a way that under the condition of a normal working The loads located at the top of the main combustion chamber are designed as a preliminary mixture preparation chamber, while the actual combustion took place in the second combustion chamber below. Under these described operating conditions, there should be no flame in the main chamber, which leads to a decrease in the formation of NO x . Under this operating condition, the auxiliary or central nozzle provides a flame source for the operation of the combustion chamber. The particular configuration of the device provided in the patented invention includes an annular row of primary (primary) nozzles, each of which delivers fuel to the main combustion chamber, and a central auxiliary nozzle that supplies fuel to the second combustion chamber. These nozzles can all be described as diffusion nozzles, in which each nozzle contains an axial fuel supply tube and is surrounded at its outlet end by an air vortex nozzle, which provides combustion air to the fuel nozzle exit.

В основной заявке, N 07/501439, приведенной здесь для сравнения, авторы обнаружили, что дальнейшего уменьшения образования NOz можно достигнуть изменением конструкции центрального или вспомогательного сопла, таким образом, что его можно охарактеризовать как комбинированное сопло предварительного приготовления и диффузии смеси. При работе для поддержания диффузионного процесса используют относительно небольшое количество топлива, в то время, как "премиксная" часть сопла обеспечивает подачу дополнительного топлива для воспламенения основной подачи топлива из верхних основных сопел, направленных в основную камеру сгорания.In the main application, N 07/501439, presented here for comparison, the authors found that a further reduction in the formation of NO z can be achieved by changing the design of the central or auxiliary nozzle, so that it can be described as a combined nozzle for the preliminary preparation and diffusion of the mixture. In operation, a relatively small amount of fuel is used to maintain the diffusion process, while the “premix” part of the nozzle provides additional fuel to ignite the main fuel supply from the upper main nozzles directed to the main combustion chamber.

В вышеописанном изобретении вихревая форсунка премикса расположена на границе зоны вторичного пламени и служит стабилизации и поддержанию пламени в различных режимах работы. Этот элемент вихревой форсунки премикса однако подвержен воздействию пламени высоких температур, которое может повлиять на срок службы вихревой форсунки. In the above invention, the premix vortex nozzle is located at the boundary of the secondary flame zone and serves to stabilize and maintain the flame in various modes of operation. This element of the premix vortex nozzle, however, is exposed to high temperature flame, which may affect the life of the vortex nozzle.

Следовательно, задачей этой частично продолженной заявки является сохранение общей конфигурации сопла, как описано в основной заявке, с одновременным перенесением вихревой форсунки с тем, чтобы ограничить любой непосредственный контакт с пламенем. Соответственно, вихревая форсунка премикса теперь расположена выше места впрыска топлива, так что вихревая форсунка ни при каких рабочих условиях не будет находиться в непосредственном контакте с пламенем, тем самым увеличивая срок службы вихревой форсунки. Therefore, the objective of this partially extended application is to maintain the overall configuration of the nozzle as described in the main application, while transferring the vortex nozzle in order to limit any direct contact with the flame. Accordingly, the premix vortex nozzle is now located above the fuel injection site, so that under any operating conditions the vortex nozzle will not be in direct contact with the flame, thereby increasing the service life of the vortex nozzle.

Изобретение, описанное в вышеупомянутой основной заявке, в особенности применимо в камерам сгорания газовой турбины того типа, который содержит две камеры сгорания, разделенные областью горловины Вентури. Кольцевой порядок основных сопел обеспечивает подачу топлива в верхнюю или основную камеру сгорания. Способ работы диктует то, что при загрузке основания основные сопла загораются, в то время как единственное центральное или вспомогательное сопло поддерживает сгорание премиксного топлива из основных сопел. Согласно изобретению единственное центральное или вспомогательное сопло, которое было охарактеризовано как диффузионное сопло, заменено диффузионным регулируемым премиксным соплом, которое снижает расход топлива к центральному диффузионному пламени от приблизительно 20% от общего расхода топлива до приблизительно 2% от общего расхода топлива на всю камеру сгорания. Это осуществляется путем установки воздухоподводящей трубки вокруг минимальной топливоподводящей трубки с целью поддержания горения диффузионного пламени, в то время как максимальная подача топлива внутри вспомогательного сопла происходит при помощи радиальных топливораспределительных трубок, каждая из которых обеспечивает подачу топлива в камеру предварительного приготовления смеси, которая окружает диффузионное регулирующее приспособление, содержащее аксиальную топливоподводящую трубку и окружающую ее воздухоподводящую трубку. Этим способом пользуются для воспламенения центрального потока из сопла камеры премикса, но можно использовать относительно небольшое количество топлива, но необходимое количество значительно меньше того количества, которое было бы необходимо для воспламенения основного потока премикса из остальных охватывающих основных сопел. Эта конструкция, таким образом, одновременно сводит к минимуму процентное содержание общего расхода топлива в камере сгорания, которое сгорает в виде диффузионного пламени (с высокими выделениями NOx), но допускает достаточный подвод тепла для воспламенения основного предварительно приготовленного потока смеси за счет использования вспомогательного потока предварительно приготовленной смеси (который характеризуется низкими выделениями NOx).The invention described in the aforementioned main application is particularly applicable to combustion chambers of a gas turbine of the type that contains two combustion chambers separated by a Venturi neck region. The ring order of the main nozzles provides fuel to the upper or main combustion chamber. The method of operation dictates that when loading the base, the main nozzles light up, while a single central or auxiliary nozzle supports the combustion of premix fuel from the main nozzles. According to the invention, the only central or auxiliary nozzle that has been characterized as a diffusion nozzle is replaced by a diffusion adjustable premix nozzle that reduces fuel consumption to the central diffusion flame from about 20% of the total fuel consumption to about 2% of the total fuel consumption for the entire combustion chamber. This is done by installing an air supply tube around the minimum fuel supply pipe to maintain the combustion of the diffusion flame, while the maximum fuel supply inside the auxiliary nozzle occurs using radial fuel distribution pipes, each of which provides fuel to the preliminary mixture preparation chamber that surrounds the diffusion control a device comprising an axial fuel supply pipe and an air supply pipe surrounding it bku. This method is used to ignite the central stream from the nozzle of the premix chamber, but a relatively small amount of fuel can be used, but the required amount is much less than the amount that would be necessary to ignite the main stream of premix from the remaining main nozzles. This design, thus, at the same time minimizes the percentage of total fuel consumption in the combustion chamber, which burns in the form of a diffusion flame (with high emissions of NO x ), but allows sufficient heat input to ignite the main pre-cooked mixture stream through the use of an auxiliary stream pre-cooked mixture (which is characterized by low NO x emissions).

В то же самое время элемент премиксной вихревой форсунки, ранее расположенный на границе зоны вторичного пламени, теперь перемещен в точку, расположенную выше точки впрыска топлива. В частности премиксная вихревая форсунка выполнена как составная часть вспомогательного топливного сопла и расположена позади или перед радиальными топливораспределительными трубками. Вихревая форсунка будет преимущественно содержать ряд лопаток, расположенных по окружности под некоторым углом по отношению к продольной оси топливного сопла. At the same time, the element of the premix vortex nozzle, previously located at the boundary of the secondary flame zone, has now been moved to a point located above the fuel injection point. In particular, the premix vortex nozzle is designed as an integral part of the auxiliary fuel nozzle and is located behind or in front of the radial fuel distribution tubes. The vortex nozzle will advantageously comprise a series of vanes arranged circumferentially at a certain angle with respect to the longitudinal axis of the fuel nozzle.

В другом варианте для того, чтобы способствовать стабилизации вторичного пламени на выходном конце вспомогательной камеры предваpительного приготовления смеси предусмотрена трубка Вентури. In another embodiment, in order to help stabilize the secondary flame, a venturi is provided at the output end of the auxiliary chamber for the preliminary preparation of the mixture.

Фиг. 1 представляет собой вид в вертикальном разрезе двигателя газовой турбины в виде частичного поперечного сечения. FIG. 1 is a vertical sectional view of a gas turbine engine in the form of a partial cross section.

Фиг. 2 представляет собой вид в вертикальном разрезе в увеличенном масштабе части секции камеры сгорания двигателя газовой турбины. FIG. 2 is an enlarged vertical sectional view of a portion of a section of a combustion chamber of a gas turbine engine.

Фиг. 3 представляет собой схематичное изображение комбинированного диффузионного и премиксного сопла в соответствии с настоящим изобретением. FIG. 3 is a schematic representation of a combined diffusion and premix nozzle in accordance with the present invention.

Фиг. 4 представляет собой схематичное изображение сопла для диффузионного сжигания и предварительного приготовления смеси в соответствии с частично продолжающей заявкой. FIG. 4 is a schematic representation of a nozzle for diffusion combustion and preliminary preparation of a mixture in accordance with a partially continuing application.

Фиг. 5 представляет собой схематичное изображение диффузионного и премиксного сопла, изображенного на фиг.4. FIG. 5 is a schematic representation of the diffusion and premix nozzle shown in FIG. 4.

Согласно фиг. 1 газовая турбина 12 содержит компрессор 14, камеру сгорания 16 и турбину 18, представленную единственной лопаткой. Хотя это конкретно и не изображено, но общеизвестно, что турбина приводным образом соединена с компрессором вдоль общей оси. Компрессор 14 сжимает поступающий воздух, который вращается в направлении или обратно возвращается в камеру сгорания 16, где он используется для охлаждения камеры сгорания, а также используется для подачи воздуха в процесс сгорания. Газовая турбина включает множество камер сгорания (16) (изображена одна из них), которые расположены по периферии газовой турбины. В одной конкретной модели газовой турбины содержится четырнадцать таких камер сгорания. Переходной канал 20 соединяет выходной конец 18 своей конкретной камеры сгорания с входной стороной турбины для подачи горячих продуктов процесса сгорания в турбину. According to FIG. 1, a gas turbine 12 comprises a compressor 14, a combustion chamber 16, and a turbine 18 represented by a single blade. Although this is not specifically shown, it is well known that the turbine is connected in a drive way to the compressor along a common axis. The compressor 14 compresses the incoming air, which rotates in the direction or returns back to the combustion chamber 16, where it is used to cool the combustion chamber, and is also used to supply air to the combustion process. A gas turbine includes many combustion chambers (16) (one of them is shown), which are located on the periphery of the gas turbine. In one particular gas turbine model, there are fourteen such combustion chambers. A transition channel 20 connects the output end 18 of its particular combustion chamber to the inlet side of the turbine to supply hot combustion products to the turbine.

Изобретение особенно полезно при двухступенчатой, двухрежимной камере низких NOx того типа, который описан в патенте США N 4292801. Как описано в этом патенте и как изображено на фиг. 2 в настоящем описании, каждая камера 16 содержит основную или верхнюю камеру сгорания 24 и вторую или нижнюю камеру сгорания 26, разделенные зоной короткой соединительной части Вентури 28. Камера сгорания 16 окружена проходным кожухом 30 камеры сгорания, который обеспечивает прохождение выходящего из компрессора воздуха в камеру сгорания. Камера сгорания дополнительно окружена наружным кожухом 31 (фиг. 1), который крепится с помощью болтов к корпусу турбины 32.The invention is particularly useful with a two-stage, two-mode, low NO x chamber of the type described in US Pat. No. 4,292,801. As described in this patent and as shown in FIG. 2 in the present description, each chamber 16 comprises a main or upper combustion chamber 24 and a second or lower combustion chamber 26 separated by a zone of the short venturi 28. The combustion chamber 16 is surrounded by a passage casing 30 of the combustion chamber, which allows the air leaving the compressor to pass into the chamber combustion. The combustion chamber is additionally surrounded by an outer casing 31 (Fig. 1), which is bolted to the turbine housing 32.

Основные сопла 36 обеспечивают подачу топлива в верхнюю камеру сгорания 24 и расположены в кольцевом порядке вокруг центрального вспомогательного сопла 38. В газовой турбине одной модели каждая камера сгорания может включать шесть основных сопел и одно вспомогательное сопло. Для завершения характеристики камеры сгорания топливо подают к соплам через трубную обвязку 42 общеизвестным в технике способом и полностью описанным к вышеупомянутом патенте. Воспламенение в основной камере сгорания вызывает при помощи свечи зажигания 48, изображенной на фиг.1, и в соседних камерах сгорания при помощи перекресных трубок 50, также общеизвестных в технике. The main nozzles 36 supply fuel to the upper combustion chamber 24 and are arranged in an annular order around a central auxiliary nozzle 38. In a gas turbine of the same model, each combustion chamber may include six main nozzles and one auxiliary nozzle. To complete the characteristics of the combustion chamber, fuel is supplied to the nozzles through the piping 42 by a method well known in the art and fully described to the aforementioned patent. Ignition in the main combustion chamber is caused by the spark plug 48 shown in FIG. 1, and in adjacent combustion chambers by means of cross tubes 50, also generally known in the art.

В патенте США N 4292801 подчеркнуто, что топливные форсунки, как основные, так и дополнительные, идентичны одна другой, следует сказать, что все сопла представляют собой сопла диффузионного типа. Согласно настоящей фиг. 2, диффузионное сопло 36 включает топливоподводящее сопло 54 и кольцевую вихревую форсунку 56. По соплу 54 подается лишь топливо, которое затем последовательно смешивается с воздухом, проходящим через вихревую форсунку для сгорания. Согласно патентным данным дополнительное сопло также является диффузионным соплом, как будет объяснено далее. In US patent N 4292801 it is emphasized that the fuel nozzles, both primary and secondary, are identical to one another, it should be said that all nozzles are diffusion type nozzles. According to the present FIG. 2, the diffusion nozzle 36 includes a fuel supply nozzle 54 and an annular vortex nozzle 56. Only fuel is supplied through the nozzle 54, which is subsequently mixed with air passing through the vortex nozzle for combustion. According to patent data, the additional nozzle is also a diffusion nozzle, as will be explained below.

При работе с нагрузкой по базовому компоненту топлива двухступенчатую, двухрежимную камеру сгорания конструируют таким образом, чтобы она работала в премиксном режиме (режиме предварительной подготовки смеси) таким образом, что все основные форсунки 36 просто смешивают топливо и воздух для воспламенения от диффузионного пламени, поддерживаемого дополнительным или центральным диффузионным соплом 38. Это предварительное приготовление смеси из топлива основного сопла и зажигание посредством дополнительного диффузионного сопла привело к пониженному выходу NOx в камере сгорания. Однако описанная система обладала по меньшей мере одним основным недостатком. Например, лабораторные исследования обнаружили, что хотя при использовании минимально возможного процентного соотношения топлива в дополнительном сопле, приведшее к минимуму выделения NOx при некоторых рабочих условиях, то же самое низкое процентное содержание топлива в дополнительном сопле в действительности не обеспечило достаточный подвод тепла для удовлетворительного сжигания основного предварительно приготовленного потока при других рабочих условиях.When working with the load on the basic component of the fuel, the two-stage, two-mode combustion chamber is designed so that it works in the premix mode (pre-treatment mode of the mixture) so that all the main nozzles 36 simply mix fuel and air to ignite from the diffusion flame, supported by an additional or the central diffusion nozzle 38. This preliminary preparation of the mixture from the fuel of the main nozzle and ignition by means of an additional diffusion nozzle led reduced NO x output in the combustor. However, the described system had at least one major drawback. For example, laboratory studies have found that while using the lowest possible percentage of fuel in the secondary nozzle, which minimized NO x emissions under certain operating conditions, the same low percentage of fuel in the secondary nozzle did not actually provide sufficient heat for satisfactory combustion main pre-cooked stream under other operating conditions.

Авторы основной заявки N 07/501439 обнаружили, что удовлетворительное регулируемое пламя основного потока предварительно приготовленной смеси из верхних премиксных (основных) сопел 36 можно поддержать за счет минимального диффузионного запальника в совокупности с камерой предварительного приготовления смеси с центральным соплом. Таким образом, изобретение одновременно сводит к минимуму процентное содержание всего топлива в камере сгорания, которое сгорает в виде диффузионного пламени (с большими выделениями NOx), в то же время позволяя достаточному тепловому притоку воспламенять основной поток предварительного приготовленной смеси за счет использования предварительно приготовленного дополнительного или запального потока.The authors of the main application N 07/501439 found that a satisfactory controlled flame of the main stream of the pre-cooked mixture from the upper premix (main) nozzles 36 can be maintained due to the minimum diffusion igniter in combination with the pre-cooking chamber of the mixture with the central nozzle. Thus, the invention at the same time minimizes the percentage of all fuel in the combustion chamber, which burns out in the form of a diffusion flame (with large emissions of NO x ), while at the same time allowing sufficient heat flow to ignite the main stream of the pre-cooked mixture through the use of pre-cooked additional or pilot flow.

Согласно фиг. 2 и 3, иллюстрируется диффузионное регулировочное премиксное (или дополнительное) сопло 100, являющееся объектом изобретения основной заявки. Сопло, также называемое как дополнительное (вспомогательное) сопло, содержит диффузионный запальник 62, содержащий топливоподводящую трубку 64. Топливоподводящая трубка включает аксиальный трубчатый участок 66 и множество радиальных, заглушенных на концах топливораспределительных трубок 68, которые проходят радиально в направлении периферии от аксиального трубчатого участка. В предпочтительном варианте имеется шесть таких распределительных трубок. Как наиболее очевидно из фиг.3, каждая топливораспределительная трубка содержит множество топливораспределительных отверстий или щелей 70, которые направляют выходящий поток топлива в направлении выходной стороны комбинированного сопла. Топливораспределительные отверстия имеют такие геометрические размеры, чтобы обеспечить необходимое процентное содержание топливного потока в описанную ниже камеру предварительного приготовления смеси. According to FIG. 2 and 3, a diffusion adjusting premix (or additional) nozzle 100, which is the subject of the invention of the main application, is illustrated. The nozzle, also referred to as an additional (auxiliary) nozzle, contains a diffusion igniter 62 containing a fuel supply pipe 64. The fuel supply pipe includes an axial tube section 66 and a plurality of radial plugged at the ends of the fuel distribution tubes 68, which extend radially in the direction of the periphery from the axial tube section. In a preferred embodiment, there are six such distribution tubes. As is most obvious from FIG. 3, each fuel distribution pipe comprises a plurality of fuel distribution holes or slots 70 that direct the outgoing fuel flow towards the output side of the combined nozzle. The fuel distribution openings are geometrically dimensioned to provide the required percentage of fuel flow to the pre-mix chamber described below.

Диффузионный запальник 62 дополнительно содержит воздухоподводящую трубку 74, коаксиальную с топливоподводящим аксиальным трубчатым участком 66 и охватывающую его. Ввод воздуха в воздухоподводящую трубку 74 обеспечивается сжатым в компрессоре воздухом, который возвращают вокруг камеры сгорания 16 в полость 76 (фиг. 1 и 2), ограниченную кожухом 30 и рубашкой 78 камеры сгорания. Диффузионный запальник 62 включает в своей выходной стороне первую или диффузионную запальную вихревую форсунку 82 в целях направления воздуха, выходящего из воздухоподводящей трубки, в пламя диффузионного запальника. The diffusion igniter 62 further comprises an air supply tube 74 coaxial with and surrounding the fuel supply axial tubular portion 66. The air inlet to the air supply tube 74 is provided by compressed air in the compressor, which is returned around the combustion chamber 16 into the cavity 76 (FIGS. 1 and 2), limited by the casing 30 and the jacket 78 of the combustion chamber. The diffusion igniter 62 includes in its outlet side a first or diffusion ignition vortex nozzle 82 in order to direct the air leaving the air supply tube into the flame of the diffusion ignitor.

Камера предварительного приготовления смеси 84 ограничена кожуховидным усеченным конусом 85, который охватывает диффузионный запальник 62 и содержит выходную сторону (см. стрелки, обозначающие поток), заканчивающуюся рядом с выходной стороной диффузионного запальника. Выходящий из компрессора сжатый воздух также возвращается в камеру предварительного приготовления смеси 84 из полости 76 аналогично тому способу, с помощью которого воздух подают в воздухоподводящую трубку 74. Множество радиальных топливораспределительных трубок 68 расходятся через воздухораспределительную трубку 74 и проходят в камеру предварительного приготовления смеси 84 таким образом, что топливо и воздух смешиваются между собой и поступают в кольцевое пространство 86 вихревой форсунки второй или премиксной камеры между диффузионным запальником 62 и усеченным конусом 85 премиксной камеры (камеры предварительного приготовления смеси прим. пер.). The chamber for preliminary preparation of the mixture 84 is limited by a shell-shaped truncated cone 85, which covers the diffusion igniter 62 and contains the output side (see arrows indicating the flow) ending near the output side of the diffusion igniter. The compressed air leaving the compressor also returns to the pre-mixture chamber 84 from the cavity 76, similarly to the method by which air is supplied to the air supply pipe 74. A plurality of radial fuel distribution tubes 68 diverge through the air distribution pipe 74 and pass into the pre-preparation mixture 84 that fuel and air mix with each other and enter the annular space 86 of the vortex nozzle of the second or premix chamber between the diffusion igniter 62 and the truncated cone 85 premix chamber (pre-mixture preparing chamber approx. per.).

Третье или центральное вихревое сопло 90 расположено на выходе выходного торца вспомогательного сопла 100 между выступающей частью или чашей 92 на выходной стороне запальника и центральной стенкой 95 основной камеры сгорания. Сжатый в компрессоре воздух также возвращают в эту вихревую форсунку из полости 76, окружающей рубашку камеры сгорания. Цель этого третьего вихревого сопла 90 состоит в обеспечении стабильности для пламени диффузионного и премиксного сопла при объединении с основным потоком предварительно приготовленной смеси из основной камеры сгорания. The third or central vortex nozzle 90 is located at the outlet end of the auxiliary nozzle 100 between the protruding part or the bowl 92 on the output side of the igniter and the central wall 95 of the main combustion chamber. Compressed air in the compressor is also returned to this vortex nozzle from the cavity 76 surrounding the jacket of the combustion chamber. The purpose of this third vortex nozzle 90 is to provide flame stability for the diffusion and premix nozzles when combined with the main stream of a pre-prepared mixture from the main combustion chamber.

Необходимая конструкция первой, второй и третьих вихревых форсунок 82, 86 и 90, соответственно, должна быть известна специалистам в области техники сгорания и следовательно, не требует никакого дополнительного описания. Усеченный конус 85, ограничивающий камеру предварительного приготовления смеси, выполняют из любого подходящего металла, пригодного для использования в условиях газовой турбины. The necessary design of the first, second and third vortex nozzles 82, 86 and 90, respectively, should be known to specialists in the field of combustion technology and therefore does not require any further description. The truncated cone 85, limiting the chamber for preliminary preparation of the mixture, is made of any suitable metal suitable for use in a gas turbine.

Обращаясь теперь к фиг. 4 видно, что вспомогательное сопло 102 изображено в соответствии с этой частично продолженной заявкой. Диффузионное запальное премиксное сопло включает диффузионный запальник 104, содержащий топливоподводящую трубку 106. Топливоподводящая трубка имеет аксиальный трубчатый участок 108 и множество радиальных топливораспределительных трубок 110, которые расположены радиально в направлении периферии от аксиального трубчатого от аксиального трубчатого участка 108 и которые закрыты со стороны своих наиболее удаленных от центра концов. Аналогично варианту, изображенному на фиг. 3, предпочтительная конструкция включает шесть таких топливораспределительных трубок. Каждая трубка 108 также содержит множество отверстий или щелей 112 для выхода топлива, которые направляют выходящий поток топлива в направлении выходной стороны вспомогательного сопла. Как ранее обсуждено, распределительные отверстия 112 выполнены таких размеров, чтобы обеспечить необходимое процентное содержание топливного потока в камере предварительного приготовления смеси, как описано ниже. Turning now to FIG. 4 it can be seen that the auxiliary nozzle 102 is depicted in accordance with this partially continued application. The diffusion ignition premix nozzle includes a diffusion igniter 104 comprising a fuel supply pipe 106. The fuel supply pipe has an axial tubular portion 108 and a plurality of radial fuel distribution tubes 110 that are radially located in the direction of the periphery of the axial tubular portion from the axial tubular portion 108 and which are closed at their outermost from the center of the ends. Similarly to the embodiment shown in FIG. 3, a preferred design includes six such fuel distribution tubes. Each tube 108 also includes a plurality of fuel outlet openings or slots 112 that direct the fuel exit stream toward the output side of the auxiliary nozzle. As previously discussed, the distribution openings 112 are dimensioned to provide the required percentage of fuel flow in the pre-mix chamber, as described below.

Диффузионный запальник 104 помимо этого содержит воздухоподводящую трубку 114, коаксиальную с топливоподводящей трубкой 106 и охватывающую ее. В воздухоподводящую трубку 114 воздух поступает из компрессора и возвращается обратно вокруг камеры сгорания, как описано выше в отношении варианта, изображенного на фиг. 3. Диффузионный запальник 104 включает со своей выходной стороны первое кольцевое завихрительное пространство 116 для подачи выходящего из воздухоподводящей трубки воздуха в зону диффузионного запального пламени. The diffusion ignitor 104 further comprises an air supply pipe 114 coaxial with and surrounding the fuel supply pipe 106. Air enters the air supply tube 114 from the compressor and returns around the combustion chamber, as described above with respect to the embodiment shown in FIG. 3. The diffusion igniter 104 includes, on its output side, a first annular swirl space 116 for supplying air leaving the air supply tube to the diffusion ignition flame zone.

Камера предварительного приготовления смеси 118 ограничена кожухом 120, который окружает диффузионный запальник 104 и включает выходной конец 119, оканчивающийся рядом с выходным концом диффузионного запальника, т.е. рядом с первой вихревой форсункой 116. Воздух, выходящий из компрессора, также направляют обратно в камеру предварительного приготовления смеси 118, как описано выше. Множество радиальных топливораспределительных трубок 110 проходят через воздухоподводящую трубку 114 и входят в камеру предварительного приготовления смеси. Однако в этом варианте второе завихрительное кольцевое пространство 122 расположено перед радиальными топливораспределительными трубками 110. За счет такого размещения вихревой форсунки 122 она ни в какое время не подвергается непосредственному контакту с пламенем, в результате чего удлиняется срок службы вихревой форсунки, в то же время сохраняя функцию ранее описанной вихревой форсунки 86. Другими словами, воздушный поток по существу аналогичен воздушному потоку, описанному в варианте, изображенном на фиг. 3 в том, что при этом достигается одна и та же степень завихрения в воздухе и топлива, с целью сохранения стабильности пламени, но опасность теплового повреждения второй вихревой форсунки 122 сводится к минимуму. Таким образом, при условии, что характеристики пламени идентичны характеристикам пламени в ранее описанном варианте, результат должен бы быть идентичным или аналогичен в коэффициенте полезного действия в сгорании с предварительным приготовлением смеси в целом. The preliminary preparation chamber 118 of the mixture is limited by a casing 120, which surrounds the diffusion igniter 104 and includes an output end 119 ending near the output end of the diffusion igniter, i.e. next to the first vortex nozzle 116. The air leaving the compressor is also directed back to the pre-cooking chamber of the mixture 118, as described above. A plurality of radial fuel distribution tubes 110 pass through the air supply tube 114 and enter the premix chamber. However, in this embodiment, the second swirl ring space 122 is located in front of the radial fuel distribution pipes 110. Due to this arrangement of the swirl nozzle 122, it does not undergo direct contact with the flame at any time, as a result of which the service life of the swirl nozzle is extended while maintaining the function the previously described vortex nozzle 86. In other words, the air flow is substantially similar to the air flow described in the embodiment of FIG. 3 in that this achieves the same degree of turbulence in air and fuel in order to maintain flame stability, but the risk of thermal damage to the second vortex nozzle 122 is minimized. Thus, provided that the flame characteristics are identical to the flame characteristics in the previously described embodiment, the result should be identical or similar in efficiency in combustion with the preliminary preparation of the mixture as a whole.

В предпочтительной в настоящее время конструкции вторая вихревая форсунка 122 будет представлять составную часть вспомогательной топливной форсунки 102, и вихревая форсунка будет состоять из ряда лопаток, расположенных по окружности под некоторым углом по отношению к осевой аксиальной центральной линии топливной форсунки, как будет понятно рядовым специалистам в данной области техники. Лопатки могут быть отлиты как часть форсунки, или выполнены отдельно и механически присоединены посредством сварки или пайки к форсунке. Лопатки могут быть аэродинамическими или неаэродинамическими обтекаемыми, с тем, чтобы привести к аэродинамическому потоку или отделенному от лопаток потоку. Хотя в настоящее время предпочитают использовать неаэродинамическую схему, можно также использовать и аэродинамические лопатки. In a currently preferred construction, the second vortex nozzle 122 will be an integral part of the auxiliary fuel nozzle 102, and the vortex nozzle will consist of a series of blades arranged circumferentially at a certain angle with respect to the axial axial center line of the fuel nozzle, as will be understood by ordinary specialists in this technical field. The blades can be cast as part of the nozzle, or made separately and mechanically attached by welding or soldering to the nozzle. The blades can be aerodynamic or non-aerodynamic streamlined in order to lead to an aerodynamic flow or a stream separated from the blades. Although it is currently preferred to use a non-aerodynamic design, aerodynamic blades can also be used.

В еще одном варианте, изображенном на фиг. 5, описывается премиксное сопло с диффузионным регулированием, которое идентично соплу, изображенному на фиг. 4, но с введением элемента Вентури 124, расположенного со стороны вспомогательной камеры предварительного приготовления смеси. Элемент Вентури не является составной частью вспомогательной топливной форсунки. Элемент Вентури 124 будет дополнением к завихрению, создаваемому расположенной по ходу ранее вихревой форсунки 122 с циркулирующим потоком, который будет стремиться к повышению стабилизации интенсивного завихрительного потока. In yet another embodiment, depicted in FIG. 5, a diffusion controlled premix nozzle is described which is identical to the nozzle shown in FIG. 4, but with the introduction of a Venturi element 124 located on the side of the auxiliary chamber for preliminary preparation of the mixture. The venturi element is not part of the auxiliary fuel injector. The venturi element 124 will complement the swirl created by the swirl nozzle 122 located downstream of the swirl flow, which will tend to increase stabilization of the intense swirl flow.

В итоге, вышеупомянутое изобретение, как оно описано, обеспечивает образованием меньших количеств NOx, обеспечивая в то же время возможность к дополнительному введению топливного потока через вспомогательное сопло, из-за более низкого выхода NOx, в то время как степень снижения или способность работать в изменяющихся условиях значительно расширяется, поскольку диффузионный запальник подвержен воздействию потока предварительно приготовленной смеси запальника, в большей степени, чем полный общий поток предварительно приготовленной смеси. В то же время, срок службы премиксной вихревой форсунки, ранее расположенной с выходной стороны камеры предварительного приготовления смеси, увеличен за счет перемещения выше по ходу отверстий для инжекции топлива диффузионного запальника.As a result, the aforementioned invention, as described, provides the formation of smaller amounts of NO x , while at the same time providing the possibility of additional introduction of fuel flow through the auxiliary nozzle, due to the lower yield of NO x , while the degree of reduction or the ability to work under variable conditions, it expands significantly, since the diffusion igniter is exposed to the flow of the pre-prepared mixture of igniter, to a greater extent than the total total flow of the pre-prepared mixture si. At the same time, the service life of the premix vortex nozzle, previously located on the output side of the preliminary preparation chamber of the mixture, is increased due to the movement of the diffusion igniter for the fuel injection holes upstream.

Хотя изобретение описано применительно к варианту, который в настоящее время рассматривается как наиболее практичный и предпочтительный, следует понять, что настоящее изобретение не должно быть ограничено изложенным вариантом, а наоборот, предназначено охватывать различные модификации и эквивалентные устройства, не выходящие за пределы идеи и объема приложенных пунктов формулы изобретения. Although the invention has been described in relation to a variant that is currently considered the most practical and preferred, it should be understood that the present invention should not be limited by the stated version, but rather intended to cover various modifications and equivalent devices without departing from the scope and scope of the application claims.

Claims (4)

1. Трубчатая камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая расположенные по кольцу вверху основные камеры сгорания и расположенную ниже вторичную камеру сгорания, соединенную с основными камерами горлом, центральное диффузионное регулируемое сопло предварительного приготовления смеси, расположенное перед второй камерой сгорания и имеющее выпускной конец, направленный внутрь второй камеры сгорания, причем указанное сопло выполнено в виде концентрично расположенных, начиная от оси, топливной трубки, воздухоотводящей трубки, имеющей по существу одинаковую длину с топливной трубкой и нижний завихритель на ее конце, топливовоздушный канал, включающий в себя радиальные топливораспределительные трубки, простирающиеся внутрь топливовоздушного канала, и верхний завихритель воздуха, отличающаяся тем, что верхний завихритель воздуха в топливовоздушном канале расположен перед радиальными топливораспределительными трубками. 1. A tubular combustion chamber of a gas turbine engine, containing the primary combustion chambers located on the ring above and the secondary combustion chamber located below, connected to the main chambers by a throat, a central diffusion adjustable nozzle for preliminary preparation of the mixture, located in front of the second combustion chamber and having an outlet end directed inside the second combustion chambers, wherein said nozzle is made in the form of concentrically arranged starting from the axis, fuel pipe, air exhaust pipe, and having essentially the same length with the fuel pipe and a lower swirl at its end, a fuel-air channel including radial fuel pipes extending inside the fuel-air channel, and an upper air swirl, characterized in that the upper air swirl in the fuel-air channel is located in front of the radial fuel pipes . 2. Камера по п.1, отличающаяся тем, что диффузионное регулируемое сопло предварительного приготовления смеси снабжено элементами Вентури, установленными после выпускного конца топливовоздушного канала. 2. The chamber according to claim 1, characterized in that the diffusion adjustable nozzle of the preliminary preparation of the mixture is equipped with Venturi elements installed after the outlet end of the air-fuel channel. 3. Диффузионное регулируемое сопло предварительного приготовления смеси, содержащее концентрично расположенные, начиная от оси, топливную трубку и воздухоподводящую трубку, имеющую по существу одинаковую длину с топливной трубкой и выходной завихритель воздуха на своем выпускном конце, топливовоздушный канал с радиальными лучами топливораспределительных трубок по направлению к его входному концу и верхний завихритель, отличающееся тем, что завихритель в топливовоздушном канале расположен перед радиальными топливораспределительными трубками. 3. A diffusion adjustable nozzle for preliminary preparation of the mixture, comprising a fuel tube concentrically arranged, starting from the axis, and an air supply pipe having substantially the same length as the fuel pipe and an outlet air swirl at its outlet end, a fuel-air channel with radial rays of the fuel distribution tubes towards its inlet end and the upper swirl, characterized in that the swirl in the fuel air duct is located in front of the radial fuel distribution and tubes. 4. Сопло по п.3, отличающееся тем, что оно снабжено элементом Вентури, установленным на выходе топливовоздушного канала. 4. The nozzle according to claim 3, characterized in that it is equipped with a Venturi element mounted at the outlet of the air-fuel channel.
SU5010115 1990-11-27 1991-11-26 Tubular combustion chamber of gas-turbine engine and diffusion adjustable nozzle for preliminary preparation of mixture RU2076276C1 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US61824690A 1990-11-27 1990-11-27
US07/618.246 1990-11-27

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2076276C1 true RU2076276C1 (en) 1997-03-27

Family

ID=24476921

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SU5010115 RU2076276C1 (en) 1990-11-27 1991-11-26 Tubular combustion chamber of gas-turbine engine and diffusion adjustable nozzle for preliminary preparation of mixture

Country Status (5)

Country Link
EP (1) EP0488556B1 (en)
JP (1) JP2651304B2 (en)
DE (1) DE69126846T2 (en)
NO (1) NO300240B1 (en)
RU (1) RU2076276C1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2614887C2 (en) * 2012-04-05 2017-03-30 Дженерал Электрик Компани Combustion chamber (versions)
RU2705326C1 (en) * 2018-02-06 2019-11-06 Мицубиси Хитачи Пауэр Системз, Лтд. Combustion chamber of a gas turbine, a gas turbine and a method of controlling a combustion chamber of a gas turbine
RU2765667C2 (en) * 2019-12-30 2022-02-01 Публичное акционерное общество "ОДК-Кузнецов" (ПАО "ОДК-Кузнецов") Air bypass device and gas turbine engine containing air bypass device

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5259184A (en) * 1992-03-30 1993-11-09 General Electric Company Dry low NOx single stage dual mode combustor construction for a gas turbine
US5218824A (en) * 1992-06-25 1993-06-15 Solar Turbines Incorporated Low emission combustion nozzle for use with a gas turbine engine
FR2706588B1 (en) * 1993-06-16 1995-07-21 Snecma Fuel injection system for combustion chamber.
GB9607010D0 (en) * 1996-04-03 1996-06-05 Rolls Royce Plc Gas turbine engine combustion equipment
WO1998025084A1 (en) * 1996-12-04 1998-06-11 Siemens Westinghouse Power Corporation DIFFUSION AND PREMIX PILOT BURNER FOR LOW NOx COMBUSTOR
US6684641B2 (en) * 1999-12-15 2004-02-03 Osaka Gas Co., Ltd. Fluid distributor, burner device, gas turbine engine, and cogeneration system
JP2002031343A (en) 2000-07-13 2002-01-31 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Fuel injection member, burner, premixing nozzle of combustor, combustor, gas turbine and jet engine
US6381964B1 (en) * 2000-09-29 2002-05-07 General Electric Company Multiple annular combustion chamber swirler having atomizing pilot
US6848260B2 (en) 2002-09-23 2005-02-01 Siemens Westinghouse Power Corporation Premixed pilot burner for a combustion turbine engine
US7284378B2 (en) 2004-06-04 2007-10-23 General Electric Company Methods and apparatus for low emission gas turbine energy generation
US7757491B2 (en) * 2008-05-09 2010-07-20 General Electric Company Fuel nozzle for a gas turbine engine and method for fabricating the same
DE102008026459A1 (en) * 2008-06-03 2009-12-10 E.On Ruhrgas Ag Burner for combustion device in gas turbine system, has plate shaped element arranged in fuel injector, and including fuel passage openings that are arranged in rings and displaced to each other in radial direction
US8240150B2 (en) * 2008-08-08 2012-08-14 General Electric Company Lean direct injection diffusion tip and related method
US20100192582A1 (en) * 2009-02-04 2010-08-05 Robert Bland Combustor nozzle
US20110107767A1 (en) * 2009-11-06 2011-05-12 General Electric Company Secondary fuel nozzle venturi
US20140318139A1 (en) * 2013-04-25 2014-10-30 Khalid Oumejjoud Premixer assembly for gas turbine combustor

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3899881A (en) * 1974-02-04 1975-08-19 Gen Motors Corp Combustion apparatus with secondary air to vaporization chamber and concurrent variance of secondary air and dilution air in a reverse sense
DE3241162A1 (en) * 1982-11-08 1984-05-10 Kraftwerk Union AG, 4330 Mülheim PRE-MIXING BURNER WITH INTEGRATED DIFFUSION BURNER
EP0269824B1 (en) * 1986-11-25 1990-12-19 General Electric Company Premixed pilot nozzle for dry low nox combustor
JPH076630B2 (en) * 1988-01-08 1995-01-30 株式会社日立製作所 Gas turbine combustor
JP2865684B2 (en) * 1989-01-06 1999-03-08 株式会社日立製作所 Gas turbine combustor

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
1. Патент США N 4292801, кл. 60-39.06, 1981. 2. Патент ЕПВ N 0269824, кл. F 23 R 3/28, 1987. *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2614887C2 (en) * 2012-04-05 2017-03-30 Дженерал Электрик Компани Combustion chamber (versions)
RU2705326C1 (en) * 2018-02-06 2019-11-06 Мицубиси Хитачи Пауэр Системз, Лтд. Combustion chamber of a gas turbine, a gas turbine and a method of controlling a combustion chamber of a gas turbine
RU2765667C2 (en) * 2019-12-30 2022-02-01 Публичное акционерное общество "ОДК-Кузнецов" (ПАО "ОДК-Кузнецов") Air bypass device and gas turbine engine containing air bypass device

Also Published As

Publication number Publication date
DE69126846T2 (en) 1998-02-12
JP2651304B2 (en) 1997-09-10
NO914632D0 (en) 1991-11-26
JPH04283316A (en) 1992-10-08
NO300240B1 (en) 1997-04-28
EP0488556B1 (en) 1997-07-16
DE69126846D1 (en) 1997-08-21
EP0488556A1 (en) 1992-06-03
NO914632L (en) 1992-05-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2076276C1 (en) Tubular combustion chamber of gas-turbine engine and diffusion adjustable nozzle for preliminary preparation of mixture
US5193346A (en) Premixed secondary fuel nozzle with integral swirler
US4982570A (en) Premixed pilot nozzle for dry low Nox combustor
US7878000B2 (en) Pilot fuel injector for mixer assembly of a high pressure gas turbine engine
US7415826B2 (en) Free floating mixer assembly for combustor of a gas turbine engine
US3982392A (en) Combustion apparatus
US6374615B1 (en) Low cost, low emissions natural gas combustor
US4112676A (en) Hybrid combustor with staged injection of pre-mixed fuel
US5396761A (en) Gas turbine engine ignition flameholder with internal impingement cooling
KR100247097B1 (en) Single stage dual mode combustor for gas turbine
CA1050286A (en) Augmentor flameholding apparatus
AU2021257969B2 (en) Fuel nozzle assembly
US5142858A (en) Compact flameholder type combustor which is staged to reduce emissions
US20100229562A1 (en) Reduced exhaust emissions gas turbine engine combustor
US20070028595A1 (en) High pressure gas turbine engine having reduced emissions
KR20010033845A (en) Pilotburner cone for low-nox combustors
JP5507139B2 (en) Fuel nozzle central body and method of assembling the same
JP2009047410A (en) Method and device for burning fuel in gas turbine engine
JP2006234377A (en) Method and device for cooling fuel nozzle of gas turbine
CA1108873A (en) Burner for gas turbine engine
EP0269824B1 (en) Premixed pilot nozzle for dry low nox combustor
JPH11264543A (en) Fuel/air mixing device for combustion device
JP2767403B2 (en) Low NOx burner for gas turbine
CA2597846A1 (en) Pilot fuel injector for mixer assembly of a high pressure gas turbine engine
US5054284A (en) Combustion heated air turbine starter system