RU2094705C1 - Combustion chamber of aircraft engine or power gas-turbine engine - Google Patents

Combustion chamber of aircraft engine or power gas-turbine engine Download PDF

Info

Publication number
RU2094705C1
RU2094705C1 RU94015882A RU94015882A RU2094705C1 RU 2094705 C1 RU2094705 C1 RU 2094705C1 RU 94015882 A RU94015882 A RU 94015882A RU 94015882 A RU94015882 A RU 94015882A RU 2094705 C1 RU2094705 C1 RU 2094705C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzles
fuel
combustion chamber
nozzle
flame tube
Prior art date
Application number
RU94015882A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU94015882A (en
Inventor
Ю.В. Сигалов
О.А. Рудаков
Е.В. Ефимов
С.Э. Гурский
В.А. Митрофанов
А.М. Федоров
Original Assignee
Научно-производственное предприятие "Завод им.В.Я.Климова"
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 Научно-производственное предприятие "Завод им.В.Я.Климова" filed Critical Научно-производственное предприятие "Завод им.В.Я.Климова"
Priority to RU94015882A priority Critical patent/RU2094705C1/en
Publication of RU94015882A publication Critical patent/RU94015882A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2094705C1 publication Critical patent/RU2094705C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)

Abstract

FIELD: aircraft and stationary power plants. SUBSTANCE: combustion chamber has multi-injector device with two-loop fuel manifold. Number of injectors is determined from formula. Injectors are made as dual-orifice injectors: inner orifice for fuel and outer orifice for air. EFFECT: enhanced efficiency. 3 cl, 8 dwg

Description

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к авиационным и стационарным, для энергетических установок. The invention relates to gas turbine engines, in particular to aviation and stationary, for power plants.

Известны камеры сгорания, например, авиационного газотурбинного двигателя ТВ7-117 для самолета Ил-114 и другие, содержащие жаровую трубу, топливные форсунки и корпус. На камере сгорания двигателя ТВ7-117 [1] установлено 18 двухконтурных форсунок. I контур предназначен для поджига камеры сгорания, II контур подключен до режима малого газа и далее оба контура работают совместно. Known combustion chambers, for example, of an aircraft gas turbine engine TV7-117 for an IL-114 aircraft and others, containing a flame tube, fuel nozzles and a housing. On the combustion chamber of the TV7-117 engine [1], 18 dual-circuit nozzles are installed. I circuit is designed to ignite the combustion chamber, II circuit is connected to the idle mode and then both circuits work together.

Кроме того, известна также камера сгорания [2]в которой форсунки расположены в 2 ряда, ближайший к оси двигателя ряд форсунки I контура, на большем диаметре расположены форсунки II контура. In addition, a combustion chamber [2] is also known in which the nozzles are arranged in 2 rows, the row of the nozzles of the first circuit closest to the axis of the engine, and the nozzles of the second circuit are located on a larger diameter.

Недостатком таких камер сгорания является высокая эмиссия окислов азота. У двигателя ТВ7-117 при степени повышения давления в компрессоре πк 13 кг/см2 эмиссия окислов азота составляет 143 ppm при 15% кислорода (индекс эмиссии

Figure 00000002
).The disadvantage of such combustion chambers is the high emission of nitrogen oxides. For the TV7-117 engine, when the pressure in the compressor rises to 13 kg / cm 2, the emission of nitrogen oxides is 143 ppm at 15% oxygen (emission index
Figure 00000002
)

Задачей настоящего изобретения является снижение эмиссии окислов азота (NOx) более чем в 2 раза.The objective of the present invention is to reduce the emission of nitrogen oxides (NO x ) by more than 2 times.

Поставленная задача достигается за счет сокращения длины зоны горения и времени пребывания топливовоздушной смеси в зоне высоких температур и организации процесса горения, близкого к микрофакельному. The task is achieved by reducing the length of the combustion zone and the residence time of the air-fuel mixture in the high temperature zone and the organization of the combustion process, close to microflare.

Если соотношение расходов топлива между вторым и первым контуром или соответственно проходных площадей GII/GI= FII/FI= n, то вместо каждой из двухконтурных форсунок выполняется (n+1) форсунок. При этом каждая из (n+1) форсунок будет одноконтурной по топливу. Одна из (n+1) форсунок будет работать на поджиге камеры сгорания, а n форсунок будет играть роль II контура. На рабочих режимах работы двигателя все форсунки будут работать одновременно.If the ratio of fuel consumption between the second and first circuit or, respectively, the passage areas G II / G I = F II / F I = n, then instead of each of the dual-circuit nozzles, (n + 1) nozzles are performed. In addition, each of the (n + 1) injectors will be single-circuit in fuel. One of the (n + 1) nozzles will work on ignition of the combustion chamber, and n nozzles will play the role of the II circuit. In the operating modes of the engine, all nozzles will work simultaneously.

Таким образом, каждый факел горения двухконтурной форсунки разбирается на (n+1) мелких факелов, что снижает длину зоны горения и время пребывания топливовоздушной смеси в зоне высоких температур, где происходит образование окислов азота. Thus, each combustion torch of a double-circuit nozzle is disassembled into (n + 1) small torches, which reduces the length of the combustion zone and the residence time of the air-fuel mixture in the high-temperature zone, where the formation of nitrogen oxides occurs.

В обычных схемах камер сгорания количество форсунок выбирается из соотношения t/hж.тр. 0,5 1,0, где hж.тр. высота жаровой трубы, t шаг форсунок, т. е. количество форсунок

Figure 00000003

где
dж.тр. диаметр жаровой трубы по месту установки топливных форсунок (средний диаметр жаровой трубы).In conventional circuits combustors number of nozzles is selected from the ratio t / h zh.tr. 0.5 1.0 where h zh.tr. height of the flame tube, t nozzle pitch, i.e. the number of nozzles
Figure 00000003

Where
d train diameter of the flame tube at the place of installation of the fuel nozzles (average diameter of the flame tube).

В предлагаемом изобретении общее количество форсунок будет:

Figure 00000004

Например, для камеры сгорания двигателя ТВ7-117, где имеются двухконтурные форсунки в количестве K 18 с n 3, при выполнении по предлагаемому изобретению на камере сгорания будет K (n+1) 72 одноконтурные по топливу форсунки.In the present invention, the total number of nozzles will be:
Figure 00000004

For example, for a combustion chamber of the TV7-117 engine, where there are dual-circuit nozzles in the amount of K 18 with n 3, when performing according to the invention, there will be K (n + 1) 72 single-circuit fuel nozzles in the combustion chamber.

На фиг.1 изображена схема расположения форсунок в камере сгорания:
1 форсунки I контура, работающие на запуске, 2 форсунки II контура.Figure 1 shows the location of the nozzles in the combustion chamber:
1 nozzle I circuit operating on start-up, 2 nozzle II circuit.

График подключения форсунок и распределения расходов топлива по контурам изображен на фиг.2, где показано, что на запуске и до режима несколько ниже малого газа топливо подается только через (1/n+1) часть форсунок, т.е. суммарный расход топлива GΣ равен расходу через 1 контур форсунок. Эта часть форсунок объединена в количестве

Figure 00000005
в общий (пусковой) коллектор. (Для двигателя ТВ7-117 через 18 форсунок из 72).The nozzle connection diagram and the fuel consumption distribution along the circuits are shown in Fig. 2, where it is shown that at the start and before the mode slightly lower than the small gas, fuel is supplied only through the (1 / n + 1) part of the nozzles, i.e. the total fuel consumption G Σ is equal to the flow rate through 1 nozzle circuit. This part of the nozzles is combined in quantity
Figure 00000005
into the common (starting) collector. (For the TV7-117 engine through 18 nozzles out of 72).

Вблизи малого газа происходит подключение n/n+1 части форсунок, объединенных в коллектор II контура в количестве

Figure 00000006
(для двигателя ТВ7 54 форсунки).Near the small gas, n / n + 1 parts of the nozzles are connected, combined into the collector of the II circuit in the amount of
Figure 00000006
(for the engine TV7 54 nozzles).

На фиг.3 показана камера сгорания, включающая в себя форсунки первого 1 и второго контура 2, объединенные в блоки из нескольких форсунок 3, например, из 4-х форсунок. Figure 3 shows the combustion chamber, which includes the nozzles of the first 1 and second circuit 2, combined in blocks of several nozzles 3, for example, of 4 nozzles.

На каждую форсунку устанавливается цилиндрический воздушный завихритель 4 с тангенциальными отверстиями 5. Концевая часть завихрителей вставлена в плавающие кольца 6 жаровой трубы 7. A cylindrical air swirler 4 with tangential holes 5 is installed on each nozzle. The end part of the swirls is inserted into the floating rings 6 of the flame tube 7.

На фиг.4 показан вид по стрелке Б на фиг.3; на фиг.5 вид по стрелке А на фиг. 3, где изображены стопоры 8, единые для (n+1) форсунок, которые фиксируют от выпадения плавающие кольца 6. Стопоры 8 имеют овальные прорези на все плавающие кольца, расположенные в одном сечении по радиусу. Figure 4 shows a view along arrow B in figure 3; in Fig.5 a view along arrow A in Fig. 3, where the stoppers 8 are shown, common for (n + 1) nozzles, which fix the floating rings from falling out 6. The stoppers 8 have oval cuts on all the floating rings located in one section along the radius.

Края стопора имеют изгиб 9 на 90o (фиг.6 разрез Г на фиг.5), и этими краями они приварены в центральной части к втулкам 10, установленным в днище 11 жаровой трубы 7. Таким образом компенсируется разница в термическом расширении стопоров и днища жаровой трубы.The edges of the stopper have a bend of 9 to 90 ° (FIG. 6 section D in FIG. 5), and with these edges they are welded in the central part to the bushings 10 installed in the bottom 11 of the flame tube 7. In this way, the difference in thermal expansion of the stoppers and the bottom is compensated flame tube.

На фиг. 7 (узел I на фиг.3) показан разрез топливной форсунки 1 или 2. Дозирующими элементами являются завихритель 12 с закручивающими топливо каналами и сопло завихрителя 13 с сопловым отверстием 14. По наружному каналу форсунки, расположенному коаксиально внутреннему (топливному), проходит воздух, поступающий из-за компрессора, закручиваясь в пазах 15 сопла-завихрителя 13, и выбрасывается в жаровую трубу через сопло 16. На сопле 16 устанавливается воздушный завихритель 4 с тангенциальными отверстиями 5. Подача воздуха из-за компрессора в наружный канал форсунок обеспечивает высокое качество распыливания топлива при малых перепадах давления топлива (особенно на режимах подключения II контура). In FIG. 7 (node I in Fig. 3) shows a section of the fuel nozzle 1 or 2. The metering elements are a swirl 12 with fuel swirling channels and a swirl nozzle 13 with a nozzle hole 14. Air passes through the outer channel of the nozzle, which is coaxially internal (fuel), coming from the compressor, twisting in the grooves 15 of the nozzle-swirler 13, and is discharged into the heat pipe through the nozzle 16. An air swirler 4 with tangential openings 5 is installed on the nozzle 16. Air supply from the compressor to the outer channel the hopper provides high quality atomization of fuel at small differences in fuel pressure (especially in connection modes of the II circuit).

В случае применения на двигателе комбинированной подачи топлива, т.е. двух видов топлива жидкого и природного газа, по внутреннему каналу форсунок поступает жидкое топливо, в наружный канал воздух из-за компрессора. При работе двигателя на газовом топливе оно поступает в наружный канал, а во внутренний поступает воздух из-за компрессора. В такой схеме возможна также одновременная работа на двух видах топлива, причем в любой пропорции. In the case of combined fuel supply, i.e. two types of liquid and natural gas fuels; liquid fuel enters the internal channel of the nozzles; air is supplied to the external channel due to the compressor. When the engine runs on gas fuel, it enters the external channel, and air enters the internal channel due to the compressor. In such a scheme, simultaneous operation on two types of fuel is also possible, and in any proportion.

Схема включения каналов форсунки показана на фиг.8, где изображены топливный коллектор 17, объединяющий форсунки 1 контура (пусковые) в количестве

Figure 00000007
топливный коллектор 18, объединяющий
Figure 00000008
форсунок II контура, коллектор воздушный или газовый 19.The nozzle channel connection diagram is shown in Fig. 8, which shows the fuel manifold 17, combining the nozzles 1 of the circuit (starting) in the amount
Figure 00000007
fuel manifold 18 combining
Figure 00000008
nozzles of the II circuit, air or gas manifold 19.

Перед входом в каждый коллектор установлены клапаны 20 22, с одной стороны объединяющие топливную или газовую магистраль с соответствующими каналами форсунок, с другой стороны обеспечивающие продувку каналов при отключенной подаче данного вида топлива под действием перепада давлений воздуха на жаровой трубе (коллекторы соединяются с полостью камеры сгорания). Before the entrance to each collector, valves 20 22 are installed, on the one hand combining the fuel or gas line with the corresponding nozzle channels, on the other hand, providing purge of the channels when this type of fuel is switched off under the influence of the air pressure drop across the flame tube (the collectors are connected to the cavity of the combustion chamber )

Испытания камеры сгорания на автономном стенде показали, что в камере сгорания, выполненной по предлагаемому изобретению, эмиссия окислов азота снизилась в 2 раза и составляет 66 ppm при работе на дизельном топливе (индекс эмиссии

Figure 00000009
) и 50 ppm
Figure 00000010
при работе на природном газе.Tests of the combustion chamber on an autonomous stand showed that in the combustion chamber made according to the invention, the emission of nitrogen oxides decreased by 2 times and amounts to 66 ppm when operating on diesel fuel (emission index
Figure 00000009
) and 50 ppm
Figure 00000010
when working on natural gas.

Claims (2)

1. Камера сгорания авиационного или энергетического газотурбинного двигателя, содержащая многофорсуночное устройство с двухконтурным по топливу коллектором, отличающаяся тем, что форсунки установлены в количестве
Figure 00000011

где n FII/FI, FI, FII суммарные проходные сечения форсунок I и II контура;
dж . т р средний диаметр жаровой трубы;
hж . т р высота жаровой трубы,
каждая форсунка выполнена с двумя коаксиально расположенными каналами, по внутреннему каналу поступает топливо в камеру сгорания, по наружному воздух из-за компрессора, при этом в общие коллектора объединены внутренние каналы форсунок в количестве
Figure 00000012

и
Figure 00000013

2. Камера по п.1, отличающаяся тем, что воздушные завихрители выполнены в виде цилиндрических насадков с тангенциальными отверстиями, причем насадки закреплены на каждой форсунке и своим концом входят в плавающие кольца жаровой трубы, которые фиксируются стопорами, едиными для нескольких форсунок, при этом стопора имеют овальные прорези на все плавающие кольца, расположенные в одном радиальном сечении, и закреплены с помощью перпендикулярных изгибов к втулкам, установленным в днище жаровой трубы.1. The combustion chamber of an aircraft or energy gas turbine engine, comprising a multi-nozzle device with a dual-circuit fuel manifold, characterized in that the nozzles are installed in an amount
Figure 00000011

where n F II / F I , F I , F II total passage sections of nozzles I and II of the circuit;
d w . t p the average diameter of the flame tube;
h w. t r height of the flame tube,
each nozzle is made with two coaxially arranged channels, fuel enters the combustion chamber through the internal channel, through the outside air due to the compressor, while the number of internal nozzle channels combined into common collectors
Figure 00000012

and
Figure 00000013

2. The chamber according to claim 1, characterized in that the air swirls are made in the form of cylindrical nozzles with tangential openings, moreover, the nozzles are fixed on each nozzle and at their end enter the floating rings of the flame tube, which are fixed by stoppers common to several nozzles, while stoppers have oval cuts on all floating rings located in one radial section and are fixed with perpendicular bends to bushings installed in the bottom of the flame tube. 3. Камера по пп.1 и 2 и для работы на двух видах топлива: жидком и природном газе, отличающаяся тем, что перед входом в коллекторы I и II контура жидкого топлива и коллектор газового топлива установлены клапаны, переключающие топливные магистрали на магистрали подачи воздуха в форсунки из полости камеры сгорания (из-за компрессора). 3. The chamber according to claims 1 and 2 and for operation on two types of fuel: liquid and natural gas, characterized in that before entering the collectors of the I and II liquid fuel circuits and the gas fuel collector, valves are installed that switch the fuel lines to the air supply lines into nozzles from the cavity of the combustion chamber (due to the compressor).
RU94015882A 1994-04-28 1994-04-28 Combustion chamber of aircraft engine or power gas-turbine engine RU2094705C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU94015882A RU2094705C1 (en) 1994-04-28 1994-04-28 Combustion chamber of aircraft engine or power gas-turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU94015882A RU2094705C1 (en) 1994-04-28 1994-04-28 Combustion chamber of aircraft engine or power gas-turbine engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU94015882A RU94015882A (en) 1995-12-20
RU2094705C1 true RU2094705C1 (en) 1997-10-27

Family

ID=20155413

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU94015882A RU2094705C1 (en) 1994-04-28 1994-04-28 Combustion chamber of aircraft engine or power gas-turbine engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2094705C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2015122797A1 (en) 2014-02-12 2015-08-20 Otkrytoe Aktsionernoe Obshchestvo "Gazprom" Annular combustion chamber in a gas turbine engine and its operation method
RU2611551C2 (en) * 2012-01-06 2017-02-28 Дженерал Электрик Компани Firebox (versions) and method of fuel distribution in furnace

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
1. Рекламный проспект TV - 117S Turboprop Engine, Москва, Aviation Publishing Hourse, 1993. 2. Авторское свидетельство СССР N 308653, кл. F 23 R 3/00, 1983. *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2611551C2 (en) * 2012-01-06 2017-02-28 Дженерал Электрик Компани Firebox (versions) and method of fuel distribution in furnace
WO2015122797A1 (en) 2014-02-12 2015-08-20 Otkrytoe Aktsionernoe Obshchestvo "Gazprom" Annular combustion chamber in a gas turbine engine and its operation method
RU2561754C1 (en) * 2014-02-12 2015-09-10 Открытое акционерное общество "Газпром" Ring combustion chamber of gas-turbine engine and its operation method
DE112014005025B4 (en) 2014-02-12 2021-08-26 Publichnoe Aktsionernoe Obschestvo "Gazprom" Annular combustion chamber in a gas turbine engine and method for its operation

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5927076A (en) Multiple venturi ultra-low nox combustor
US6178752B1 (en) Durability flame stabilizing fuel injector with impingement and transpiration cooled tip
US7165405B2 (en) Fully premixed secondary fuel nozzle with dual fuel capability
US6282904B1 (en) Full ring fuel distribution system for a gas turbine combustor
US6722132B2 (en) Fully premixed secondary fuel nozzle with improved stability and dual fuel capability
US4356698A (en) Staged combustor having aerodynamically separated combustion zones
RU2151343C1 (en) Combustion chamber for turbojet engine
EP0893650B1 (en) Multi-swirler carburetor
US5687571A (en) Combustion chamber with two-stage combustion
US4463568A (en) Fuel injector for gas turbine engines
US4162611A (en) Combustion chamber for turbo engines
CA2194911C (en) Low-emission combustion chamber for gas turbine engines
EP1193447B1 (en) Multiple injector combustor
EP0617780A1 (en) LOW NO x? COMBUSTION.
KR100679596B1 (en) Radial inflow dual fuel injector
US4805411A (en) Combustion chamber for gas turbine
JPH05202769A (en) Power plant for driving gas turbine
GB2107448A (en) Gas turbine engine combustion chambers
RU2094705C1 (en) Combustion chamber of aircraft engine or power gas-turbine engine
RU2111416C1 (en) Power-generating plant gas turbine combustion chamber
RU2347144C1 (en) Annular combustion chamber of gas turbine engine and method of its operation
RU2098719C1 (en) Power plant gas turbine combustion chamber
RU2270402C1 (en) Fuel burner
RU2106574C1 (en) Burner assembly
US5603212A (en) Fuel injector for a self-igniting combustion chamber