RU2094705C1 - Combustion chamber of aircraft engine or power gas-turbine engine - Google Patents
Combustion chamber of aircraft engine or power gas-turbine engine Download PDFInfo
- 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
Links
Images
Landscapes
- Fuel-Injection Apparatus (AREA)
Abstract
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 ).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 )
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
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
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:
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:
For example, for a combustion chamber of the TV7-117 engine, where there are dual-circuit nozzles in the amount of
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 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 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 (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 (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
На каждую форсунку устанавливается цилиндрический воздушный завихритель 4 с тангенциальными отверстиями 5. Концевая часть завихрителей вставлена в плавающие кольца 6 жаровой трубы 7. A
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
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
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
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 топливный коллектор 18, объединяющий форсунок II контура, коллектор воздушный или газовый 19.The nozzle channel connection diagram is shown in Fig. 8, which shows the
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,
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 ) и 50 ppm 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 ) and 50 ppm when working on natural gas.
Claims (2)
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
и
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
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
and
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.
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)
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 |
-
1994
- 1994-04-28 RU RU94015882A patent/RU2094705C1/en active
Non-Patent Citations (1)
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)
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 |