RU2112181C1 - Gas-turbine engine combustion chamber - Google Patents

Gas-turbine engine combustion chamber Download PDF

Info

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
Application number
RU94022720A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU94022720A (en
Inventor
А.Л. Буга
Г.Л. Васильцов
В.Д. Ковалев
И.А. Муравлянников
А.А. Пахольченко
Original Assignee
Ставропольское высшее авиационное инженерное училище противовоздушной обороны им.Маршала авиации Судца В.А.
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 Ставропольское высшее авиационное инженерное училище противовоздушной обороны им.Маршала авиации Судца В.А. filed Critical Ставропольское высшее авиационное инженерное училище противовоздушной обороны им.Маршала авиации Судца В.А.
Priority to RU94022720A priority Critical patent/RU2112181C1/en
Publication of RU94022720A publication Critical patent/RU94022720A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2112181C1 publication Critical patent/RU2112181C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
  • Gas Burners (AREA)

Abstract

FIELD: mechanical engineering; gas-turbine engines. SUBSTANCE: combustion chamber has flame tube arranged in housing and consisting of telescopically connected front and rear parts. Rear part of flame tube is rigidly connected with gas collector. Front part of flame tube is assembled of equal number of separate longitudinal segments hinge connected with prechamber and spacers located between segments and connected with the latter by guides for relative overlapping. Front and rear parts are connected by lock. Prechamber is connected with front part of flame tube and accommodates fuel nozzles. Mechanical connection of segments with drive is provided by synchronizing rings with eyes connected with segments and brackets rigidly secured on segments and provided with shaped guides, and rollers arranged in guides of brackets and secured in eyes. EFFECT: enlarged operating capabilities and enhanced reliability. 2 cl, 5 dwg

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 housing 1 and a telescopic heat pipe placed therein, consisting of front and rear parts 2 and 3, connected respectively to the front device 4 and the gas collector 5 and having openings 6 for supplying secondary air. In the front device 4, fuel nozzles 7 and swirlers are installed 8. The combustion chamber also contains an axial drive 9. The front part 2 is movable and is made of the same number of separate longitudinal sections of the segments 10, pivotally connected to the front device 4 and the spacers 11 located between the segments 10 and connected with the latter with the possibility of mutual movement in the circumferential direction. The rear part 3 is rigidly fixed with a gas collector and T-brackets 12 with the housing of the combustion chamber. Segments 10 of the front part 2 from the outside are kinematically connected to the drive 9 in the form of synchronizing rings 13 connected with the latter with eyes 14, rigidly fixed to segments 10 of the brackets 15 with profiled guides 16 and rollers 17 placed in the guides 16 of the brackets 15 and fixed in the eyes 14. Spacers 11 in the area of the front device 4 are connected to the segments 10 by means of pins 18.

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 segments 10 in the area of their swivel connection with the front device 4. The movable front 2 and the fixed rear part 3 of the flame tube are fixed to each other by latches 20, which are able to move in the longitudinal direction, fixing the minimum volume of the flame tube. In segments 10 of the front part 2 of the flame tube, openings 21 are made with a variable passage area for air supply. The segments 10 are provided with profiled holes and guides, by means of which the segments are interconnected.

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 front part 2 of the flame tube occupies a position in which it has a maximum volume, and the holes 21 for supplying secondary air have a maximum flow area. In this case, the primary air enters the flame tube through the swirlers 8, forming behind them a zone of reverse currents, in which the fuel supplied to the zone by nozzles 7 is combusted. The resulting combustion products are mixed with the secondary air entering through openings 6 and expire in the form of a uniform gas mixture from the combustion chamber. When changing the operating mode of the combustion chamber, due to the reduction of fuel and air consumption, the volume of the flame tube decreases. To do this, use the drive 9 to move the synchronization ring 13 in the direction of the exit of the combustion chamber, which through the profiled guides 16 acts on the segments 10 of the front part 2 of the flame tube. The increase in the mutual overlap of the openings 6 and, together with the decrease in the volume of the flame tube and the flow rate of the air entering it, ensures optimal conditions for the combustion of fuel in the combustion chamber for a given engine operation mode. The role of synchronizers with a decrease in volume is played directly by the synchronizing ring and retainer.

Claims (2)

1. Камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая 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, отличающаяся тем, что жаровая труба выполнена из телескопически соединенных передней и задней частей, последняя из которых жестко соединена с газооборником, 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. 1. The combustion chamber of a gas turbine engine, comprising a housing, a flame tube placed therein, having openings for supplying secondary air with a variable passage area, a front device connected to the front of the flame tube, fuel nozzles installed in the front device, a gas collector, an axial drive, swirlers, characterized in that the flame tube is made of telescopically connected front and rear parts, the last of which is rigidly connected to the gas intake, and the first is made of the same a number of individual longitudinal segments pivotally connected to the front device, and spacers placed between the segments and connected to the last guides with the possibility of mutual movement in the circumferential direction, both parts being connected by a latch. 2. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что кинематическое соединение сегментов с приводом 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. 2. The combustion chamber according to claim 1, characterized in that the kinematic connection of the segments with the drive is made in the form of synchronized rings with eyes connected to the latter, rigidly fixed to the segments of the brackets with profiled guides, and rollers placed in the guide brackets and fixed in the eyes.
RU94022720A 1994-06-10 1994-06-10 Gas-turbine engine combustion chamber RU2112181C1 (en)

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)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2822340C1 (en) * 2024-01-16 2024-07-04 Акционерное общество "Уральский завод гражданской авиации" Folding afterburner chamber of small-size gas turbine engine

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2007104587A2 (en) * 2006-03-15 2007-09-20 Siemens Aktiengesellschaft Method for mounting a mixing housing in a 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

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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. *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2822340C1 (en) * 2024-01-16 2024-07-04 Акционерное общество "Уральский завод гражданской авиации" Folding afterburner chamber of small-size gas turbine engine

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
RU2161756C2 (en) Annular combustion chamber