RU2224954C2

RU2224954C2 - Fuel-air burner of combustion chamber of gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2224954C2
Application number: RU2001124100/06A
Authority: RU
Inventors: А.А. Иноземцев; А.В. Медведев; щиков М.С. Хр; М.С. Хрящиков; Ю.Е. Кириевский
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2001-08-29
Filing date: 2001-08-29
Publication date: 2004-02-27

Abstract

FIELD: gas-turbine engines. SUBSTANCE: fuel-air burner of combustion chamber of gas-turbine engine includes fuel injector in the form of body with holes to supply and atomize fuel, axial and tangential air swirl vanes in the form of conduits with open butts and blades inside, air flow stabilizer. The latter is placed between rear wall of nozzle body and inlet butt of axial air swirl vane to form slit conduit with its inlet butt. Each swirl vane is provided with contraction-diffuser nozzle. Ratio of flow area of contraction-diffuser nozzle of axial and correspondingly tangential swirl vanes to flow area of burner amounts to (0.90-1.05). Flow area of slit conduit formed by air flow stabilizer amounts to (0.50-0.85)N of flow area of burner, where N=

Description

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к конструкциям основных камер сгорания.The invention relates to gas turbine engines, in particular to the designs of the main combustion chambers.

Известна горелка для камеры сгорания газовой турбины, содержащая форсунку для распыления топлива в сжатом воздухе, первичный и вторичный проходные каналы, разделенные первой деталью, концентричной оси горелки и имеющую цилиндрическую или конически сужающуюся распылительную гильзу, причем наружный вторичный проходной канал снаружи радиально ограничен расположенной концентрично второй кольцевой деталью со сходящейся-расходящейся внутренней поверхностью, образующей участок с суженным проходным сечением, и к ней в направлении против потока примыкает распылительная гильза. Поверхность сужающерасширяющейся кольцевой детали выполнена пересекающей образующую конуса топлива форсунки выше по потоку от места изменения ее кривизны [1].A known burner for a combustion chamber of a gas turbine, comprising a nozzle for spraying fuel in compressed air, a primary and secondary passage channels separated by a first part, the concentric axis of the burner and having a cylindrical or conically tapering spray sleeve, the outer secondary passage channel being radially bounded externally from the concentric second an annular part with a converging-diverging inner surface, forming a section with a narrowed bore, and towards it in the opposite direction otok adjacent spray liner. The surface of the narrowing-expanding annular part is made crossing the generatrix of the fuel cone of the nozzle upstream from the place of change of its curvature [1].

Недостатком известной конструкции является возможность возникновения неустойчивой зоны рециркуляции горячих газов вокруг форсунки, вблизи стенки жаровой трубы, ухудшение топливной экономичности при работе на бедных топливом смесях, снижение диапазона устойчивой работы, а также повышенное нагарообразование. Это объясняется отсутствием выходной распыливающей кромки канала 5, отрывом потока воздуха и нарушением ламинарного течения в непосредственно контактирующем с каналом 5 воздухом, сначала под углом к продольной оси форсунки в направлении этой оси, а затем под углом к этой оси, но в сторону от нее. Также недостатком этой конструкции является выполнение сужающерасширяющейся кольцевой детали 6 с распылительной гильзой 8, пересекающей образующую конуса топлива форсунки выше по потоку от места изменения критического сечения канала 4, что способствует повышенному нагарообразованию. Недостатком известной конструкции является также смежное расположение двух тангенциальных завихрителей и закручивание воздушного потока через тангенциальные каналы 4, 5 в одном направлении, что приводит к близким окружным скоростям потоков и спутному смешиванию воздушно-газовой смеси, что не позволяет улучшить процесс смесеобразования и топливную экономичность горелки.A disadvantage of the known design is the possibility of an unstable zone of recirculation of hot gases around the nozzle, near the wall of the flame tube, the deterioration of fuel economy when working on fuel-poor mixtures, reducing the range of stable operation, as well as increased carbon formation. This is explained by the absence of an outlet spray edge of the channel 5, separation of the air flow and violation of the laminar flow in the air directly in contact with the channel 5, first at an angle to the longitudinal axis of the nozzle in the direction of this axis, and then at an angle to this axis, but to the side of it. Another disadvantage of this design is the implementation of a tapering-expanding annular part 6 with a spray sleeve 8 that intersects the generatrix of the fuel cone of the nozzle upstream from the change in the critical section of the channel 4, which contributes to increased carbon formation. A disadvantage of the known design is also the adjacent arrangement of two tangential swirls and twisting of the air flow through the tangential channels 4, 5 in one direction, which leads to close peripheral flow rates and satellite mixing of the air-gas mixture, which does not improve the process of mixture formation and fuel efficiency of the burner.

Наиболее близкой к заявляемой является топливовоздушная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащая топливную форсунку в виде корпуса с отверстиями подачи и распыла топлива, осевой и тангенциальный завихрители воздуха в виде каналов с открытыми торцами и лопатками внутри, стабилизатор потока воздуха, размещенный между тыльной стороной корпуса форсунки и входным торцем осевого завихрителя, образующий щелевой канал с его входным торцом, причем каждый завихритель снабжен конфузорно-диффузорным соплом [2].Closest to the claimed one is a fuel-air burner of a combustion chamber of a gas turbine engine containing a fuel nozzle in the form of a housing with fuel supply and atomization holes, an axial and tangential air swirl in the form of channels with open ends and vanes inside, an air flow stabilizer located between the back of the nozzle body and the input end of the axial swirler, forming a slotted channel with its input end, and each swirl is equipped with a confuser-diffuser nozzle [2].

Недостатком известной конструкции является неполное использование возможностей улучшения топливной экономичности горелки, увеличения диапазона устойчивой работы, снижения нагарообразования и повышения надежности повторного запуска двигателя в высотных условиях. Указанные недостатки объясняются недостаточной оптимизацией соотношений проходных сечений щелевого канала, конфузорно-диффузорных сопел осевого и тангенциального завихрителей в зависимости от проходной площади горелки, геометрических параметров расположения выходных распыливающих кромок сопел в зависимости от углов установки лопаток осевого завихрителя, которые не обеспечивают устойчивую область рециркуляции в зоне горения при работе на обедненной топливом смеси.A disadvantage of the known design is the incomplete use of opportunities to improve the fuel economy of the burner, increase the range of stable operation, reduce carbon formation and increase the reliability of restarting the engine in high-altitude conditions. These drawbacks are explained by insufficient optimization of the ratios of the flow cross sections of the slotted channel, confuser-diffuser nozzles of the axial and tangential swirls depending on the flow area of the burner, geometric parameters of the location of the outlet spray edges of the nozzles depending on the installation angles of the blades of the axial swirler, which do not provide a stable recirculation region in the zone burning when working on a fuel-depleted mixture.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в улучшении топливной экономичности газотурбинного двигателя, в расширении диапазона устойчивой работы, в обеспечении надежного повторного запуска двигателя в высотных условиях за счет улучшения смесеобразования, повышения стабильности параметров топливовоздушных потоков путем оптимизации конструктивных элементов горелки, создания устойчивой зоны рециркуляции в зоне горения при работе на обедненной топливом смеси и уменьшения нагарообразования.The technical problem to which the claimed invention is directed is to improve the fuel economy of a gas turbine engine, to expand the range of stable operation, to ensure reliable engine restart in high-altitude conditions by improving mixture formation, increasing the stability of fuel-air flow parameters by optimizing the burner structural elements, creating stable recirculation zone in the combustion zone when working on a fuel-lean mixture and reduce carbon formation I.

Сущность технического решения заключается в том, что в топливовоздушной горелке камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащей топливную форсунку в виде корпуса с отверстиями подачи и распыла топлива, осевой и тангенциальный завихрители воздуха в виде каналов с открытыми торцами и лопатками внутри, стабилизатор потока воздуха, размещенный между тыльной стороной корпуса форсунки и входным торцом осевого завихрителя, образующий щелевой канал с его входным торцем, причем каждый завихритель снабжен конфузорно-диффузорным соплом, согласно изобретению, отношение проходной площади конфузорно-диффузорного сопла осевого и, соответственно, тангенциального завихрителя к проходной площади горелки составляет (0,90...1,05)N, а проходная площадь щелевого канала, образованного стабилизатором потока воздуха, от проходной площади горелки составляет (0,50...0,85)N, где N=

, при этом угол от оси горелки до образующей между выходными кромками сопел осевого и тангенциального завихрителей, равным углу расположения выходных кромок лопаток осевого завихрителя на его среднем диаметре относительно его выходного торца с отклонениями в пределах 5°.The essence of the technical solution lies in the fact that in the air-fuel burner of the combustion chamber of a gas turbine engine containing a fuel nozzle in the form of a housing with fuel supply and atomization holes, an axial and tangential air swirl in the form of channels with open ends and vanes inside, an air flow stabilizer placed between the back of the nozzle body and the inlet end of the axial swirler, forming a slotted channel with its inlet end, each swirl equipped with a diffuser nozzle, with According to the invention, the ratio of the passage area of the confuser-diffuser nozzle of the axial and, accordingly, tangential swirler to the passage area of the burner is (0.90 ... 1.05) N, and the passage area of the slotted channel formed by the air flow stabilizer from the passage area of the burner is (0.50 ... 0.85) N, where N =

wherein the angle from the axis of the burner to the axial and tangential swirls between the nozzle exit nozzles is equal to the angle of the output edges of the axial swirler blades at its average diameter relative to its output end face with deviations within 5 °.

Выполнение проходной площади конфузорно-диффузорного сопла осевого и, соответственно, тангенциального завихрителя к проходной площади горелки, составляющей (0,90...1,05)N, а проходной площади щелевого канала, образованного стабилизатором потока воздуха от проходной площади горелки, составляющей (0,50...0,85)N, где N=

, устраняет возникновение неустойчивой зоны рециркуляции горячих газов вокруг форсунки и канала тангенциального завихрителя за счет оптимизации потоков топливовоздушной смеси из конфузорно-диффузорного сопла тангенциального завихрителя. Это объясняется тем, что угол от оси горелки до образующей между выходными кромками сопел осевого и тангенциального завихрителей равен углу респыливающего конуса топлива форсунки, что позволяет уменьшить потери давления при закрутке топливной пленки с распыливающей выходной кромки конфузорно-диффузорного сопла осевого завихрителя внешним, коаксиально-охватывающим потоком воздуха из конфузорно-диффузорного сопла тангенциального завихрителя. Таким образом достигается более высокая однородность топливовоздушной смеси по сечению жаровой трубы, возрастает скорость горения и исключается нагарообразование горелки.The passage area of the confuser-diffuser nozzle of the axial and, accordingly, tangential swirl to the passage area of the burner, component (0.90 ... 1.05) N, and the passage area of the slotted channel formed by the air flow stabilizer from the passage area of the burner, component ( 0.50 ... 0.85) N, where N =

eliminates the occurrence of an unstable zone of recirculation of hot gases around the nozzle and the channel of the tangential swirl due to the optimization of the flows of the air-fuel mixture from the confuser-diffuser nozzle of the tangential swirl. This is explained by the fact that the angle from the axis of the burner to the axial and tangential swirls between the nozzle nozzle exit edges is equal to the angle of the nozzle fuel dust cone, which allows to reduce pressure losses when twisting the fuel film from the spraying outlet edge of the axial swirl confuser-diffuser nozzle with an external, coaxial air flow from the confuser-diffuser nozzle of the tangential swirl. Thus, a higher uniformity of the air-fuel mixture over the cross section of the flame tube is achieved, the burning rate increases, and the formation of the burner is excluded.

Выполнение угла от оси горелки до образующей между выходными кромками сопел осевого и тангенциального завихрителей, равным углу расположения выходных кромок лопаток осевого завихрителя на его среднем диаметре относительно его выходного торца с отклонениями в пределах 5°, позволяет уменьшить потери давления, обеспечить ламинарное течение потоков топливовоздушной смеси и воздуха в непосредственно контактирующими с каналами сопел потоками воздуха при более высокой однородности топливовоздушной смеси по сечению жаровой трубы. В результате чего скорость горения многократно возрастает, устраняются проскоки пламени на переменных режимах и в условиях повторного высотного запуска.The execution of the angle from the axis of the burner to the axial and tangential swirls between the nozzle exit nozzles, equal to the angle of the output edges of the axial swirler blades at its average diameter relative to its output end face with deviations within 5 °, allows to reduce pressure losses, to ensure laminar flow of the air-fuel mixture flows and air in the air streams directly in contact with the nozzle channels at a higher uniformity of the air-fuel mixture over the cross section of the flame tube. As a result, the burning rate increases many times, flame spikes are eliminated in variable modes and in conditions of a repeated high-altitude launch.

На фиг.1 изображен продольный разрез вдоль оси горелки. На фиг.2 - разрез А-А на фиг.1 поперек лопаток осевого завихрителя. На фиг.3 - разрез Б-Б на фиг.1 поперек лопаток тангенциального завихрителя.Figure 1 shows a longitudinal section along the axis of the burner. Figure 2 is a section aa in figure 1 across the blades of the axial swirler. Figure 3 is a section bB in figure 1 across the blades of a tangential swirl.

Топливовоздушная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит топливную форсунку в виде корпуса 1 с отверстиями 2 подачи и распыла топлива 3, осевой завихритель 4 воздуха и тангенциальный завихритель 5 воздуха в виде каналов О,Т с открытыми торцами 6, 7 и лопатками 8, 9 внутри, стабилизатор 10 потока П воздуха, размещенный между тыльной стороной 11 корпуса 1 форсунки и входным торцом 6 осевого завихрителя 4, образующий щелевой канал Щ с его входным торцом 6. Осевой завихритель 4 снабжен конфузорно-диффузорным соплом С, а тангенциальный завихритель 5 снабжен конфузорно-диффузорным соплом С1. Отношение проходной площади конфузорно-диффузорного сопла С осевого завихрителя 4 к проходной площади горелки составляет (0,90...1,05)N. Отношение проходной площади конфузорно-диффузорного сопла С1 тангенциального завихрителя 5 к проходной площади горелки также составляет (0,90...1,05)N. Проходная площадь щелевого канала Щ, образованного стабилизатором 10 потока П воздуха, от проходной площади горелки составляет (0,50...0,85)N, где N=

. Угол α от оси К горелки до образующей Z между выходными кромками 12 и 13 сопел осевого 4 и тангенциального 5 завихрителей равен или превышает в пределах 5° угол β расположения выходных кромок 14 лопаток 8 осевого завихрителя 4 на его среднем диаметре Д относительно его выходного торца М (см.фиг.1, 2). Угол γ - угол расположения выходных кромок 15 лопаток 9 тангенциального завихрителя 5 (см. фиг.3). Место изменения кривизны R конфузорно-диффузорного сопла с осевого завихрителя 4 выполнено пересекающим образующую Z1 распыливающего конуса топлива 3 форсунки (см. фиг.1). Кроме того, на фиг.1 изображено: поз. 16 - донная стенка жаровой трубы, поз. 17 - полость горения жаровой трубы, поз.18 - распыливающий пакет форсунки 1, поз.19 - отверстия в стабилизаторе 10.A fuel-air burner of a combustion chamber of a gas turbine engine contains a fuel nozzle in the form of a housing 1 with holes 2 for supplying and spraying fuel 3, an axial air swirler 4 and a tangential air swirl 5 in the form of channels O, T with open ends 6, 7 and blades 8, 9 inside, air flow stabilizer 10, located between the rear side 11 of the nozzle body 1 and the inlet end 6 of the axial swirler 4, forming a slotted channel Ш with its inlet end 6. The axial swirl 4 is provided with a diffuser nozzle C, and the tangential swirler 5 is equipped with a diffuser nozzle C1. The ratio of the passage area of the diffuser nozzle C of the axial swirler 4 to the passage area of the burner is (0.90 ... 1.05) N. The ratio of the passage area of the confuser-diffuser nozzle C1 of the tangential swirler 5 to the passage area of the burner is also (0.90 ... 1.05) N. The passage area of the slotted channel Sh, formed by the stabilizer 10 of the air flow P, from the passage area of the burner is (0.50 ... 0.85) N, where N =

. The angle α from the axis K of the burner to the generatrix Z between the output edges 12 and 13 of the axial 4 nozzles and the tangential 5 swirls is equal to or exceeds, within 5 °, the angle β of the output edges 14 of the blades 8 of the axial swirl 4 on its average diameter D relative to its output end M (see Fig. 1, 2). The angle γ is the angle of the output edges 15 of the blades 9 of the tangential swirler 5 (see figure 3). The place of change in the curvature R of the confuser-diffuser nozzle from the axial swirler 4 is made intersecting the generatrix Z1 of the atomizing cone of fuel 3 nozzles (see figure 1). In addition, figure 1 shows: pos. 16 - bottom wall of the flame tube, pos. 17 - combustion chamber of the flame tube, pos. 18 - spray nozzle package 1, pos. 19 - holes in the stabilizer 10.

Работает топливовоздушная горелка следующим образом. Топливо 3 через отверстия 2 подается к распыливающему пакету 18 форсунки 1, поступает в полость горения 17 жаровой трубы. Одновременно сжатый компрессором поток П воздуха, обтекая внешний контур стабилизатора 10, создает равномерную эпюру давления воздуха вниз по потоку П и коаксиально поверхности О осевого завихрителя 4 воздуха, выполненного в виде канале С с открытыми торцами 6 на входе Щ и выходе 12. В целевом канале Щ и не выходе 12 эпюра давления воздуха не зависит от режимов обтекания потоков П, так как во внутренней полости стабилизатора 10 давление воздуха выравнивается за счет отверстий 19. Поток П воздуха, поступающий в канал С осевого завихрителя 4, закручивается и распыливает аэрозоль топлива 3, имея равномерные эпюры скоростей и давлений в окружном направлении в воспламеняемом потоке продуктов горения, не зависящие от режимов нагрузки двигателя. Распыливаемый аэрозоль топлива 3 в зоне горения 17 обеспечивает устойчивую зону рециркуляции вблизи донной стенки 16 жаровой трубы, повышает полноту сгорания топлива, топливную экономичность, позволяет двигателю эффективно работать на обедненной топливом смеси, обеспечивает надежный повторный запуск двигателя в высотных условиях.The air-fuel burner operates as follows. Fuel 3 through the holes 2 is fed to the spray package 18 of the nozzle 1, enters the combustion cavity 17 of the flame tube. Simultaneously compressed by the compressor, the air flow П, flowing around the external contour of the stabilizer 10, creates a uniform diagram of the air pressure downstream of the air flow P and coaxially to the surface О of the axial air swirler 4, made in the form of channel C with open ends 6 at input Ш and output 12. In the target channel Щ and not output 12 of the diagram of the air pressure does not depend on the flow regimes of flows P, since in the internal cavity of the stabilizer 10 the air pressure is equalized due to the openings 19. The air flow P entering the channel C of the axial swirler 4 is twisted aerosol of fuel 3 is generated and sprayed, having uniform diagrams of velocities and pressures in the circumferential direction in a flammable flow of combustion products, independent of engine load conditions. The sprayed fuel aerosol 3 in the combustion zone 17 provides a stable recirculation zone near the bottom wall 16 of the flame tube, increases the completeness of fuel combustion, fuel economy, allows the engine to work efficiently on a fuel-lean mixture, and ensures reliable restart of the engine in high-altitude conditions.

Источники информацииSources of information

1. DE, заявка № 19627760, F 23 D 11/24, 1996 г.1. DE, Application No. 19627760, F 23 D 11/24, 1996

2. RU, патент № 2134839, F 23 D 11/00, 1997 г. - прототип.2. RU, patent No. 2134839, F 23 D 11/00, 1997 - prototype.

Claims

1. A fuel-air burner of a combustion chamber of a gas turbine engine, comprising a fuel nozzle in the form of a housing with fuel supply and atomization holes, an axial and tangential air swirl in the form of channels with open ends and vanes inside, an air flow stabilizer located between the back of the nozzle body and the inlet end an axial swirler forming a slotted channel with its inlet end, each swirl having a confuser-diffuser nozzle, characterized in that the ratio of the passage area the patterned diffuser nozzle of the axial and, accordingly, tangential swirls to the passage area of the burner is (0.90 ... 1.05) N, and the passage area of the slotted channel formed by the air flow stabilizer from the passage area of the burner is (0.50 ... 0.85) N, where

2. The air-fuel burner of the combustion chamber of a gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the angle from the axis of the burner to the axial and tangential swirls between the nozzle exit edges is equal to the angle of the output edges of the axial swirl blades on its average diameter relative to its output end face with deviations in within 5 °.