RU2112181C1 - Gas-turbine engine combustion chamber - Google Patents
Gas-turbine engine combustion chamber Download PDFInfo
- Publication number
- RU2112181C1 RU2112181C1 RU94022720A RU94022720A RU2112181C1 RU 2112181 C1 RU2112181 C1 RU 2112181C1 RU 94022720 A RU94022720 A RU 94022720A RU 94022720 A RU94022720 A RU 94022720A RU 2112181 C1 RU2112181 C1 RU 2112181C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- segments
- flame tube
- combustion chamber
- gas
- guides
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
- Gas Burners (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области турбостроения, в частности к устройствам для сжигания топлива в газотурбинных двигателях. The invention relates to the field of turbine construction, in particular to devices for burning fuel in gas turbine engines.
Известна двухступенчатая кольцевая камера сгорания, содержащая наружный и внутренний корпусы, между которыми расположена жаровая труба, имеющая основную и вспомогательную зоны горения и зону смешения, в передней части фронтового устройства установлены ярусы форсунок для подачи топлива в основную и вспомогательную зоны горения, передняя часть камеры сгорания имеет устройство для регулирования перепуска воздуха и канал для регулируемого перепуска воздуха [1]. A two-stage annular combustion chamber is known, comprising an outer and inner shells, between which there is a flame tube having a primary and secondary combustion zone and a mixing zone, tiers of nozzles for supplying fuel to the primary and secondary combustion zones are installed in front of the front device, the front of the combustion chamber has a device for regulating air bypass and a channel for adjustable air bypass [1].
Недостатком известной камеры сгорания является недостаточно высокая экономичность камеры сгорания, обусловленная невыдерживанием оптимального количества и соотношения первичного и вторичного воздуха по всему объему жаровой трубы из-за постоянства ее геометрических размеров при изменении режима работы камеры сгорания. Постоянные геометрические размеры элементов камеры сгорания выбраны из условия обеспечения максимальной полноты сгорания топлива только на режиме максимальной мощности. A disadvantage of the known combustion chamber is the insufficiently high efficiency of the combustion chamber, due to the failure to maintain the optimal amount and ratio of primary and secondary air throughout the volume of the flame tube due to the constancy of its geometric dimensions when changing the operating mode of the combustion chamber. The constant geometric dimensions of the elements of the combustion chamber are selected from the condition of ensuring maximum completeness of fuel combustion only at maximum power mode.
наиболее близким к предлагаемому из изобретению является сжигающее устройство газотурбинного двигателя, в частности авиационного, имеющее канал сжигания, ограниченный футеровкой внутри корпуса, который образует впускную приточную камеру для воздуха, поступающего от компрессора. Нормально топливо впрыскивают через форсунки, вставленные в кольцевой торец футеровки. Топливо сгорает в первичном воздухе, поступающем через впускные отверстия. Дополнительный воздух подают через завихрители, он проходит по охлаждающим каналам, в которые воздух поступает из приточной камеры футеровки через впускное отверстие. Последнее можно постепенно открывать или закрывать с помощью исполнительного механизма, благодаря чему количество воздуха в завихрителях и в охлаждающих каналах можно регулировать совместно. При повторном зажигании на высоте и, в некоторых случаях, для зажигания на земле используют клапанную втулку, которая может закрывать впускное отверстие, в результате чего зажигание будет происходить только в первичном воздухе в отверстии; одновременно открывают впускное отверстие для сжатого воздуха за задней (по потоку) части канала сгорания, так что воздух не теряется, а поступает в горящие газы и вместе с ними выходит через отверстие в турбину [2]. the closest to the proposed invention is the combustion device of a gas turbine engine, in particular an aircraft, having a combustion channel limited by a lining inside the housing, which forms an inlet inlet chamber for air coming from the compressor. Normally, fuel is injected through nozzles inserted into the annular end of the lining. Fuel burns in the primary air entering through the inlets. Additional air is supplied through swirlers, it passes through the cooling channels into which air enters from the supply chamber of the lining through the inlet. The latter can be gradually opened or closed using the actuator, so that the amount of air in the swirlers and in the cooling channels can be adjusted together. When re-ignition at a height and, in some cases, for ignition on the ground, use a valve sleeve that can close the inlet, as a result of which ignition will occur only in the primary air in the hole; at the same time, open the inlet for compressed air behind the back (downstream) part of the combustion channel, so that air is not lost, but enters the burning gases and exits through the opening into the turbine [2].
Недостатком данного сжигающего устройства является недостаточно эффективная работа на промежуточных и переходных режимах работы ГТД вследствие постоянства геометрических размеров жаровой трубы и объема зоны горения. The disadvantage of this burning device is the insufficiently efficient operation at intermediate and transient GTE operation modes due to the constancy of the geometric dimensions of the flame tube and the volume of the combustion zone.
Задачей изобретения является повышение полноту сгорания топлива в широком диапазоне режимов работы и уменьшение гидравлических потерь. The objective of the invention is to increase the completeness of fuel combustion in a wide range of operating modes and reduce hydraulic losses.
Поставленная задача решается за счет того, что в камере сгорания газотурбинного двигателя, содержащей корпус, размещенную в нем жаровую трубу, имеющую отверстия для подвода вторичного воздуха с изменяемой площадью проходного сечения, фронтовое устройство, соединенное с передней частью жаровой трубы, установленные во фронтовом устройстве топливные форсунки, газосборник, осевой привод, завихрители, жаровая труба выполнена состоящей из телескопически соединенных передней и задней частей, последняя из которых жестко соединена с газосборником, а первая выполнена из одинакового числа отдельных продольных сегментов, шарнирно соединенных с фронтовым устройством, и проставок, размещенных между сегментами и соединенных с последними направляющими с возможностью взаимного перемещения в окружном направлении, причем обе части соединены фиксатором. Кинематическое соединение сегментов с приводом может быть выполнено в виде соединенных с последними синхронизирующих колец с проушинами, жестко закрепленных на сегментах кронштейнов с профилированными направляющими, и роликов, размещенных в направляющих кронштейнов и закрепленных в проушинах. The problem is solved due to the fact that in the combustion chamber of a gas turbine engine containing a housing, a heat pipe placed therein, having openings for supplying secondary air with a variable flow area, a front device connected to the front of the heat pipe, fuel devices installed in the front device nozzles, gas collector, axial drive, swirls, flame tube made of telescopically connected front and rear parts, the last of which is rigidly connected to the gas collection ICOM, and the first formed of the same number of separate longitudinal segments pivotally connected to the front device, and spacers placed between the segments and connected to the last guide with possibility of mutual displacement in the circumferential direction and both parts are connected by a clamp. The kinematic connection of the segments with the drive can be made in the form of synchronizing rings connected with the latter with eyes, rigidly fixed to the segments of the brackets with profiled guides, and rollers placed in the guide brackets and fixed in the eyes.
На фиг. 1 изображен общий вид камеры сгорания при ее работе на максимальном режиме, продольный разрез; на фиг. 2 - то же, при работе на сниженных по расходу топлива режимах; на фиг. 3 - вид по стрелке Б на фиг. 2; на фиг. 4 - схема взаимного расположения сегментов и проставок передней части жаровой трубы, в поперечном сечении; на фиг. 5 - сечение А-А на фиг. 2. In FIG. 1 shows a General view of the combustion chamber during its operation at maximum mode, a longitudinal section; in FIG. 2 - the same, when working at reduced fuel consumption modes; in FIG. 3 is a view along arrow B in FIG. 2; in FIG. 4 is a diagram of the mutual arrangement of segments and spacers of the front of the flame tube, in cross section; in FIG. 5 is a section AA in FIG. 2.
Камера сгорания содержит корпус 1 и размещенную в нем телескопическую жаровую трубу, состоящую из передней и задней частей 2 и 3, соединенных соответственно с фронтовым устройством 4 и газосборником 5 и имеющих отверстия 6 для подвода вторичного воздуха. В фронтовом устройстве 4 установлены топливные форсунки 7 и завихрители 8. Камера сгорания содержит также осевой привод 9. Передняя часть 2 подвижная и выполнена из одинакового числа отдельных продольник сегментов 10,шарнирно соединенных с фронтовым устройством 4 и проставок 11, размещенных между сегментами 10 и соединенных с последними с возможностью взаимного перемещения в окружном направлении. Задняя часть 3 жестко закреплена с газосборником и тавровыми кронштейнами 12 с корпусом камеры сгорания. Сегменты 10 передней части 2 с наружной стороны кинематически соединены с приводом 9 в виде соединенных с последними синхронизирующих колец 13 с проушинами 14, жестко закрепленных на сегментах 10 кронштейнов 15 с профилированными направляющими 16 и роликов 17, размещенных в направляющих 16 кронштейнов 15 и закрепленных в проушинах 14. Проставки 11 в зоне фронтового устройства 4 соединены с сегментами 10 при помощи штифтов 18. The combustion chamber contains a
Позицией 19 на фиг. 1 обозначены оси вращения сегментов 10 в зоне их шарнирного соединения с фронтовым устройством 4. Подвижная передняя 2 и неподвижная задняя часть 3 жаровой трубы закреплены между собой фиксаторами 20, имеющими возможность перемещаться в продольном направлении, фиксируя минимальный объем жаровой трубы. В сегментах 10 передней части 2 жаровой трубы выполнены отверстия 21 с изменяемой площадью проходного сечения для подвода воздуха. Сегменты 10 снабжены профилированными отверстиями и направляющими, при помощи которых сегменты соединены между собой. At 19 in FIG. 1 shows the axis of rotation of the
Новыми признаками, обладающими существенными отличиями являются:
1. Жесткое закрепление задней части жаровой трубы.New features with significant differences are:
1. Rigid fastening of the back of the flame tube.
2. Сопряжение подвижной и неподвижной частей жаровой трубы при помощи фиксатора. 2. The pairing of the movable and fixed parts of the flame tube with a clamp.
3. Фиксация задней части жаровой трубы с корпусом камеры сгорания при помощи таврового кронштейна. 3. Fixing the back of the flame tube with the housing of the combustion chamber using the T-bracket.
4. Способ крепления сегментов подвижной части жаровой трубы. 4. The method of fastening segments of the movable part of the flame tube.
5. Образование канала для подвода вторичного воздуха между подвижной и неподвижной частями жаровой трубы. 5. The formation of a channel for supplying secondary air between the movable and fixed parts of the flame tube.
Данные признаки обладают существенными отличиями, так как в известных технических решениях не обнаружены. These signs have significant differences, as they are not found in the known technical solutions.
Применение всех новых признаков позволяет повысить эффективность сжигания топлива в камере сгорания во всем диапазоне режимов работы, уменьшить гидравлическое сопротивление, что положительно влияет на коэффициент сохранения полного давления [3]. The use of all new features allows to increase the efficiency of fuel combustion in the combustion chamber in the entire range of operating modes, to reduce hydraulic resistance, which positively affects the coefficient of conservation of total pressure [3].
При запуске двигателя и при его работе на максимальном режиме передняя часть 2 жаровой трубы занимает положение, при котором она имеет максимальный объем, а отверстия 21 для подвода вторичного воздуха - максимальное проходное сечение. При этом первичный воздух поступает в жаровую трубу через завихрители 8, образуя за ними зону обратных токов, в которой происходит сгорание топлива, подаваемого в зону форсунками 7. Образовавшиеся продукты сгорания смешиваются с вторичным воздухом, поступающим через отверстия 6 и в виде однородной газовой смеси истекают из камеры сгорания. При изменении режима работы камеры сгорания, вследствие уменьшения расходов топлива и воздуха, уменьшается объем жаровой трубы, Для этого с помощью привода 9 перемещают синхронизирующее кольцо 13 в направлении выхода камеры сгорания, которое через профилированные направляющие 16 воздействует на сегменты 10 передней части 2 жаровой трубы. Происходящее при этом увеличение взаимного перекрытию отверстий 6 и в совокупности с уменьшением объема жаровой трубы, расхода поступающего в нее воздуха, обеспечиваются оптимальные для заданного режима работы двигателя условия для сгорания топлива в камере сгорания. Роль синхронизаторов при уменьшении объема играет непосредственно синхронизирующее кольцо и фиксатор. When starting the engine and when it is operating in maximum mode, the
Claims (2)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU94022720A RU2112181C1 (en) | 1994-06-10 | 1994-06-10 | Gas-turbine engine combustion chamber |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU94022720A RU2112181C1 (en) | 1994-06-10 | 1994-06-10 | Gas-turbine engine combustion chamber |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU94022720A RU94022720A (en) | 1996-06-20 |
RU2112181C1 true RU2112181C1 (en) | 1998-05-27 |
Family
ID=20157229
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU94022720A RU2112181C1 (en) | 1994-06-10 | 1994-06-10 | Gas-turbine engine combustion chamber |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2112181C1 (en) |
Families Citing this family (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN101548135B (en) * | 2006-03-15 | 2011-06-08 | 西门子公司 | Method for mounting mixing housing in gas turbine and adjusting device therefor |
RU2531477C1 (en) * | 2013-08-30 | 2014-10-20 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Device to burn fuel in gas turbine engine |
RU2595287C1 (en) * | 2015-04-09 | 2016-08-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Gas turbine engine combustion chamber with controlled distribution of air |
-
1994
- 1994-06-10 RU RU94022720A patent/RU2112181C1/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
1. Камеры сгорания для сжигания бедных предварительно перемешанных и испаренных смесей. Экспресс-информация: Поршневые и газотурбинные двигатели. - ВНИИТИ, 1980, N 9, с.16 - 23. 2. * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU94022720A (en) | 1996-06-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN103256632B (en) | Air-cooled swirlerhead | |
US5323604A (en) | Triple annular combustor for gas turbine engine | |
RU2621566C2 (en) | Fuel-air nozzle (versions), fire-fighting camera for a gas turbine engine (versions) and a method of operation of a fuel-air nozzle (options) | |
US5974781A (en) | Hybrid can-annular combustor for axial staging in low NOx combustors | |
US7673454B2 (en) | Combustor of gas turbine and combustion control method for gas turbine | |
CA2661248C (en) | Venturi cooling system | |
CN107131521A (en) | Directional nozzle in gas turbine combustor | |
JP2001227745A (en) | Fuel system configuration and method for staging fuel for gas turbines utilizing both gaseous and liquid fuels | |
JPH0816531B2 (en) | Gas turbine combustor | |
US20140190178A1 (en) | Combustor | |
CA2194911A1 (en) | Low-emission combustion chamber for gas turbine engines | |
RU2076276C1 (en) | Tubular combustion chamber of gas-turbine engine and diffusion adjustable nozzle for preliminary preparation of mixture | |
CN106524225B (en) | The three vortex system tissue burned flame cylinders suitable for advanced low pollution turbogenerator | |
CN108224419B (en) | A kind of outlet temperature adjustable turbocharger test platform combustion chamber | |
US3886728A (en) | Combustor prechamber | |
US20200363065A1 (en) | Combustor | |
RU2112181C1 (en) | Gas-turbine engine combustion chamber | |
CN100368664C (en) | Combustion chamber/venturi cooling apparatus and method for low nox emission combustor | |
US11131457B2 (en) | Combustor for gas turbine | |
KR102126883B1 (en) | Nozzle assembly, combustor and gas turbine including the same | |
RU2111416C1 (en) | Power-generating plant gas turbine combustion chamber | |
US11204167B2 (en) | Gas turbine combustor | |
CN108036358B (en) | A kind of gas-turbine combustion chamber and its application method | |
CN107725190B (en) | A kind of ultra-compact combustion chamber of change geometry of adjustable boundary burning | |
CN105065119A (en) | Small gas turbine based on constant volume combustion |