RU2117874C1

RU2117874C1 - Gas-turbine engine annular combustion chamber

Info

Publication number: RU2117874C1
Application number: RU93006617A
Authority: RU
Inventors: В.А. Грехнев; С.Ф. Летуновский
Original assignee: Грехнев Владимир Александрович; Летуновский Сергей Федорович
Priority date: 1993-02-03
Filing date: 1993-02-03
Publication date: 1998-08-20

Abstract

FIELD: aircraft gas-turbine engines. SUBSTANCE: annular combustion chamber includes partition dividing the chamber into central and peripheral sections. Partition is made in form of double cylinder. Combustion chamber is also provided with revolving injector located diametrically opposite cylindrical partition. EFFECT: high completeness of combustion; wide range of operation of compressor at unrated modes; reduced emission of toxic agents. 1 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационных газотурбинных двигателей (ГТД), в частности к кольцевым камерам сгорания ГТД. The invention relates to the field of aircraft gas turbine engines (GTE), in particular to annular combustion chambers of a GTE.

Известна кольцевая камера сгорания ГТД противоточного полупетлевого типа, содержащая жаровую трубу в виде наружного и внутреннего кожухов, между которыми образовано кольцевое пространство горения, в которое поступает сжатый воздух из компрессора ГТД [1]. Наружный кожух имеет цилиндрическую оболочку, переходящую в передней части в закругленную стенку вблизи компрессора, а в задней части камеры сгорания размещено множество топливных форсунок. Known annular combustion chamber of a gas turbine engine of a counter-flow semi-loop type, containing a fire tube in the form of an external and internal casing, between which an annular combustion space is formed into which compressed air from the gas turbine compressor flows [1]. The outer casing has a cylindrical shell, passing in front of a rounded wall near the compressor, and in the rear of the combustion chamber there are many fuel nozzles.

Недостатком такой камеры сгорания является повышенная окружная неравномерность поля температур, что снижает ресурс камеры сгорания и турбины. The disadvantage of such a combustion chamber is the increased circumferential unevenness of the temperature field, which reduces the resource of the combustion chamber and turbine.

Известна выбранная за ближайший аналог кольцевая камера сгорания ГТД, содержащая вращающуюся на роторе ГТД форсунку, подающую топливо в пространство жаровой трубы между внутренним и наружным кожухами. Поток газов в полости камеры сгорания движется сначала радиально, затем в осевом направлении, при этом воздух из компрессора подается в полость внутреннего кожуха через полые лопатки соплового аппарата турбины [2]. Known for the closest analogue is the GTE annular combustion chamber containing a nozzle rotating on a GTE rotor that supplies fuel to the space of the flame tube between the inner and outer casings. The gas flow in the cavity of the combustion chamber moves first radially, then in the axial direction, while air from the compressor is fed into the cavity of the inner casing through the hollow blades of the nozzle apparatus of the turbine [2].

Недостатком известной камеры сгорания является недостаточная полнота сгорания топлива и малый диапазон устойчивой работы компрессора на нерасчетных режимах работы, повышенная эмиссия вредных веществ в атмосферу. A disadvantage of the known combustion chamber is the insufficient completeness of fuel combustion and a small range of stable operation of the compressor in off-design operating modes, increased emission of harmful substances into the atmosphere.

Задачей изобретения является повышение полноты сгорания топлива и расширение диапазона устойчивой работы компрессора на нерасчетных режимах, уменьшения эмиссии вредных веществ. The objective of the invention is to increase the completeness of fuel combustion and expand the range of stable operation of the compressor at off-design modes, reduce emissions of harmful substances.

Поставленная задача решается тем, что в кольцевой камере сгорания ГТД, содержащей корпус, жаровую трубу, имеющую наружный и внутренний кожухи с воздушными отверстиями и перегородку, разделяющую объем камеры на центральную и периферийную части, перегородка выполнена двойной, цилиндрической формы, а вращающаяся форсунка расположена диаметрально напротив цилиндрической перегородки. The problem is solved in that in an annular combustion chamber of a gas turbine engine containing a housing, a flame tube having an outer and inner casing with air holes and a partition that separates the chamber volume into central and peripheral parts, the partition is made of a double, cylindrical shape, and the rotating nozzle is located diametrically opposite the cylindrical partition.

Размещение форсунки напротив кольцевой перегородки и выполнение перегородки двойной позволяет уменьшить эмиссию вредных веществ за счет улучшения перемешивания топливо - воздушной смеси и повышения полноты сгорания, а также повысить надежность и ресурс камеры сгорания и турбины за счет уменьшения окружной неравномерности поля температур в камере. Placing the nozzle opposite the annular partition and performing the double partition allows to reduce the emission of harmful substances by improving the mixing of the fuel-air mixture and increasing the completeness of combustion, as well as increasing the reliability and service life of the combustion chamber and turbine by reducing the circumferential unevenness of the temperature field in the chamber.

На чертеже изображен продольный разрез предлагаемой камеры сгорания ГТД. The drawing shows a longitudinal section of the proposed combustion chamber of the gas turbine engine.

Камера сгорания расположена в двигателе между компрессором 1 и турбиной 2, содержит корпус 3, жаровую трубу 4 в виде наружного кожуха 5 и внутреннего кожуха 6. Наружный кожух 5 соединен с внутренним кожухом 6 через наружное кольцо 7 и внутреннее кольцо 8 посредством полых лопаток 9 соплового аппарата (СА) турбины 2. Внутренней частью наружный кожух 5 соединен со стенкой 10, которая прикреплена к спрямляющему аппарату 11 последней ступени компрессора 1. Камера сгорания имеет вращающуюся форсунку 12, закрепленную на валу 13 двигателя, и неподвижную форсунку 14, предназначенную для подачи топлива во внутреннюю полость вращающейся форсунки 12 и представляющую собой втулку, охватывающую вал 13 и прикрепленную одним концом через стенку 15 к внутреннему кожуху 6 камеры сгорания. Топливо к неподвижной форсунке 14 подается по трубопроводу 16, проходящему через полую лопатку 9 СА турбины и через корпус 3. Между кожухом 5 и корпусом 3 имеется кольцевая полость 17, а между кожухом 5 и стенкой 10 - полость 18. Внутренний кожух 6 выполнен с двойной цилиндрической кольцевой перегородки 19, внутри которой образована полость 20. Между стенкой 15 и кожухом 6 образована полость 21. В наружном кожухе 5 имеются отверстия 22 для прохода воздуха, во внутреннем кожухе 6 - отверстия 23. Форма кожухов 5,6 жаровой трубы образует в полости камеры сгорания зоны горения 1 и II и зону смешения III. The combustion chamber is located in the engine between the compressor 1 and the turbine 2, contains a housing 3, a flame tube 4 in the form of an outer casing 5 and an inner casing 6. The outer casing 5 is connected to the inner casing 6 through the outer ring 7 and the inner ring 8 through hollow blades 9 of the nozzle apparatus (CA) of the turbine 2. The inner part of the outer casing 5 is connected to the wall 10, which is attached to the rectifier apparatus 11 of the last stage of the compressor 1. The combustion chamber has a rotating nozzle 12, mounted on the shaft 13 of the engine, and a fixed force CLE 14 for feeding fuel into the internal cavity and the rotating the nozzle 12 which is a sleeve encompassing the shaft 13 and attached at one end through the wall 15 to the inner casing 6 of the combustion chamber. Fuel to the fixed nozzle 14 is supplied through a pipe 16 passing through the hollow blade 9 of the turbine CA and through the housing 3. There is an annular cavity 17 between the housing 5 and the housing 3, and a cavity 18 between the housing 5 and the wall 10. The inner housing 6 is double a cylindrical annular partition 19, within which a cavity 20 is formed. A cavity 21 is formed between the wall 15 and the casing 6. In the outer casing 5 there are openings 22 for air passage, in the inner casing 6 there are openings 23. The shape of the flame tube casings 5,6 forms in the cavity combustion chambers Ones of combustion 1 and II and mixing zone III.

В процессе работы двигателя сжатый воздух из компрессора 1 через спрямляющий аппарат 11 поступает в полость 18 и 17. Затем через полые лопатки 9 воздух поступает в полости 20, 21. Охлаждая лопатки 9 и стенки внутреннего кожуха 6, воздух поступает в зону I горения подогретым за счет этого примерно на 100^oC. Количество, форма и расположение отверстий 22 и 23 в стенках жаровой трубы 5 и 6 обеспечивает пленочное охлаждение ее стенок и интенсивное перемешивание воздуха с топливом, поступающим через трубопровод 16, неподвижную форсунку 14 и вращающуюся форсунку 12. Таким образом, в зоне I происходит подготовка топливо-воздушной смеси. Благодаря подогреву воздуха (за счет охлаждения стенок жаровой трубы и лопаток 9), поступающего в зону горения, ускоряются химические реакции горения, в результате в камере успевает сгореть окись углерода (СО) и углеводороды (НС), т.е. улучшается полнота сгорания и уменьшается эмиссия вредных веществ в атмосферу.During engine operation, compressed air from the compressor 1 through the straightening apparatus 11 enters the cavity 18 and 17. Then, through the hollow blades 9, the air enters the cavities 20, 21. Cooling the blades 9 and the walls of the inner casing 6, the air enters the combustion zone I heated for due to this, approximately 100 ^o C. The number, shape and location of holes 22 and 23 in the walls of the flame tube 5 and 6 provides film cooling of its walls and intensive mixing of air with fuel entering through the pipe 16, a stationary nozzle 14 and a rotating nozzle 12. Thus, in zone I, the preparation of the fuel-air mixture. Due to the heating of the air (by cooling the walls of the flame tube and blades 9) entering the combustion zone, chemical combustion reactions are accelerated, as a result, carbon monoxide (CO) and hydrocarbons (HC) have time to burn out, i.e. The completeness of combustion improves and the emission of harmful substances into the atmosphere decreases.

При запуске двигателя воспламенение топлива и начальное горение происходит в зоне I, имеющей малый объем, что при малом начальном расходе топлива позволяет получить обогащенную смесь, благоприятную для воспламенения. Малый расход пускового топлива позволяет избежать забросы (увеличение) температуры газов при запуске и, таким образом, повысить надежность и ресурсодвигателя. When the engine is started, ignition of the fuel and initial combustion occurs in zone I, which has a small volume, which, at a low initial fuel consumption, makes it possible to obtain an enriched mixture favorable for ignition. The low consumption of starting fuel allows to avoid spikes (increase) in gas temperature at startup and, thus, increase the reliability and resource of the engine.

На номинальном режиме работы двигателя оптимальное соотношение топлива и воздуха получается в зоне II, где происходит полное сгорание топлива. In the nominal engine operating mode, the optimal ratio of fuel to air is obtained in zone II, where complete combustion of the fuel occurs.

При переходе на режим малой мощности за счет уменьшения расхода топлива и сохранения расхода воздуха практически постоянным, оптимальное соотношение топлива и воздуха переходит в зону I, следовательно, поддерживается устойчивая работа камеры сгорания и на режиме малой мощности в зоне 1. Поскольку зоны I и II расположены ближе к оси двигателя, для них имеется благоприятное соотношение площади и объема жаровой трубы для эффективного охлаждения стенок. When switching to a low power mode by reducing fuel consumption and keeping the air flow almost constant, the optimal ratio of fuel to air goes into zone I, therefore, the stable operation of the combustion chamber is maintained at low power in zone 1. Since zones I and II are located closer to the axis of the engine, for them there is a favorable ratio of the area and volume of the flame tube for effective cooling of the walls.

В зоне III происходит смешение продуктов сгорания с поступающим через отверстия 22 воздухом. Зона III расположена на периферии камеры сгорания и имеет объем значительно больший, чем зоны I и II, и относительно большую протяженность, этот фактор обеспечивает эффективное перемешивание продуктов сгорания с поступающим для разбавления воздухом, т.е. более равномерное поле температур перед турбиной, что повышает надежность и ресурс турбины и камеры сгорания двигателя. In zone III, the combustion products mix with the air entering through openings 22. Zone III is located on the periphery of the combustion chamber and has a volume much larger than zones I and II, and a relatively large extent, this factor provides effective mixing of the combustion products with the incoming air for dilution, i.e. a more uniform temperature field in front of the turbine, which increases the reliability and life of the turbine and the combustion chamber of the engine.

Claims

An annular combustion chamber of a gas turbine engine, comprising a housing, a flame tube having an outer and inner casing with air holes and a partition, dividing the chamber volume into the central and peripheral parts, a rotating nozzle located in the central part, characterized in that the partition is made of a double cylindrical shape, and the rotating nozzle is located diametrically opposite the cylindrical partition.