RU2267710C1 - Fuel-air burner of the combustion chamber of a gas turbine engine - Google Patents
Fuel-air burner of the combustion chamber of a gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2267710C1 RU2267710C1 RU2004108876/06A RU2004108876A RU2267710C1 RU 2267710 C1 RU2267710 C1 RU 2267710C1 RU 2004108876/06 A RU2004108876/06 A RU 2004108876/06A RU 2004108876 A RU2004108876 A RU 2004108876A RU 2267710 C1 RU2267710 C1 RU 2267710C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- air
- mixer
- inlet
- axial
- Prior art date
Links
Landscapes
- Pressure-Spray And Ultrasonic-Wave- Spray Burners (AREA)
- Nozzles For Spraying Of Liquid Fuel (AREA)
Abstract
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 топливовоздушная горелка камеры сгорания, содержащая двухъярусный завихритель, во внутреннем ярусе которого установлен осевой лопаточный завихритель с открытым входным и выходным торцом. На входном торце осевого лопаточного завихрителя расположена перегородка, перекрывающая часть входного торца. Перегородка выполняет роль турбулизатора воздушного потока, что интенсифицирует смесеобразование и ведет к повышению полноты сгорания топлива за счет ускорения подготовки топливовоздушной смеси. Также перегородка позволяет увеличить области розжига камеры сгорания за счет увеличения зоны рециркуляции в жаровой трубе. Недостатком данного устройства являются большие значения выбросов вредных веществ из-за того, что топливо подается за осевым завихрителем и процесс смешения топлива с воздухом начинается на выходе из двухъярусного завихрителя и продолжается в рециркуляционной зоне жаровой трубы [1].Known fuel-air burner of the combustion chamber containing a two-tier swirl, in the inner tier of which an axial blade swirl is installed with an open input and output end face. At the inlet end of the axial scapular swirler there is a partition overlapping part of the inlet end. The partition acts as a turbulizer of the air flow, which intensifies the mixture formation and leads to an increase in the completeness of fuel combustion by accelerating the preparation of the air-fuel mixture. The partition also allows you to increase the area of ignition of the combustion chamber by increasing the recirculation zone in the flame tube. The disadvantage of this device is the large values of emissions of harmful substances due to the fact that the fuel is supplied behind the axial swirler and the process of mixing fuel with air begins at the outlet of the two-tier swirler and continues in the recirculation zone of the flame tube [1].
Наиболее близкой к заявляемой является топливовоздушная горелка камеры сгорания, содержащая топливную форсунку и двухъярусный завихритель с внутренним ярусом, состоящим из осевого лопаточного завихрителя с открытым входным и выходным торцами. При этом между корпусом форсунки и входным торцом осевого завихрителя расположен стабилизатор потока воздуха, закрепленный на корпусе форсунки. Внешний контур стабилизатора превышает поперечное сечение осевого завихрителя и образует щелевой канал с его входным торцом. Подобная конструкция топливовоздушной горелки позволяет обеспечить равномерный вход воздуха в осевой завихритель благодаря стабилизатору, устраняющему срывы потока воздуха, вызванные корпусом форсунки [2].Closest to the claimed one is a fuel-air burner of a combustion chamber containing a fuel nozzle and a two-tier swirl with an inner tier consisting of an axial blade swirl with open inlet and outlet ends. In this case, between the nozzle body and the inlet end of the axial swirler there is an air flow stabilizer mounted on the nozzle body. The external contour of the stabilizer exceeds the cross section of the axial swirler and forms a slotted channel with its inlet end. This design of the air-fuel burner allows for uniform air inlet into the axial swirler due to the stabilizer, which eliminates air flow disruptions caused by the nozzle body [2].
Недостатком данного устройства являются повышенные потери полного давления, вызванные втеканием воздуха в щель, образованную стабилизатором и входным торцом завихрителя с последующим разворотом потока. Топливо подается за осевым завихрителем, и процесс смешения топлива с воздухом начинается на выходе из двухъярусного завихрителя и продолжается в рециркуляционной зоне жаровой трубы, что не обеспечивает получение высокой однородности топливовоздушной смеси, необходимой полноты ее сгорания и приводит к увеличению выбросов вредных веществ и низкой экономичности камеры сгорания.The disadvantage of this device is the increased loss of total pressure caused by the inflow of air into the gap formed by the stabilizer and the inlet end of the swirler, followed by a turn of the flow. Fuel is supplied behind the axial swirler, and the process of mixing fuel with air begins at the outlet of the two-tier swirler and continues in the recirculation zone of the flame tube, which does not provide high uniformity of the air-fuel mixture, the necessary completeness of its combustion and leads to increased emissions of harmful substances and low efficiency of the chamber combustion.
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении топливной экономичности камеры сгорания и снижении токсичности продуктов сгорания топлива за счет интенсификации смесеобразования и получения однородной топливовоздушной смеси.The technical problem to which the claimed invention is directed is to increase the fuel economy of the combustion chamber and reduce the toxicity of the fuel combustion products by intensifying the mixture formation and obtaining a homogeneous air-fuel mixture.
Сущность технического решения заключается в том, что топливовоздушная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащая топливную форсунку, осевой и тангенциальный завихрители воздуха, выполненные в виде каналов с открытыми торцами и лопатками внутри, согласно изобретению, дополнительно включает воздухозаборник-смеситель, размещенный между корпусом форсунки и входным торцом осевого завихрителя. Нижний по потоку торец воздухозаборника-смесителя скреплен с входным торцом осевого завихрителя, а верхний по потоку торец воздухозаборника-смесителя выполнен открытым. Топливная форсунка снабжена отверстиями подачи и распыла газового топлива, расположенными внутри воздухозаборника-смесителя перед входными кромками осевого завихрителя.The essence of the technical solution lies in the fact that the air-fuel burner of the combustion chamber of a gas turbine engine containing a fuel nozzle, axial and tangential air swirls made in the form of channels with open ends and vanes inside, according to the invention, further includes an air intake-mixer located between the nozzle body and input end of the axial swirler. The downstream end of the air intake-mixer is fastened to the inlet end of the axial swirler, and the upstream end of the air intake-mixer is made open. The fuel nozzle is equipped with gas fuel supply and atomization openings located inside the air intake-mixer in front of the inlet edges of the axial swirler.
Размещение воздухозаборника-смесителя между корпусом форсунки и входным торцом осевого завихрителя, когда нижний по потоку торец воздухозаборника-смесителя скреплен с входным торцом осевого завихрителя, а верхний по потоку торец воздухозаборника-смесителя выполнен открытым, позволяет осуществлять предварительное смешение воздуха с топливом, выравнивая эпюры скоростей и давления потока топливовоздушной смеси перед входом в осевой завихритель. При этом расстояние от плоскости размещения отверстий распыла газового топлива до входных торцов лопаток осевого завихрителя L равно или превышает максимальное осевое расстояние между входными и выходными кромками лопаток осевого завихрителя L1, что позволяет более равномерно осуществлять перемешивание потоков топлива и воздуха, а также максимально увеличивать однородность смеси.Placing the air intake-mixer between the nozzle body and the inlet end of the axial swirler when the downstream end of the air intake-mixer is fastened to the inlet end of the axial swirl and the upstream end of the air intake-mixer is open, allows preliminary mixing of air with fuel, aligning the velocity diagrams and the pressure of the flow of the air-fuel mixture before entering the axial swirler. Moreover, the distance from the plane of placement of the gas spray holes to the inlet ends of the axial swirler blades L is equal to or greater than the maximum axial distance between the inlet and outlet edges of the axial swirler blades L 1 , which allows more uniform mixing of the fuel and air flows, as well as maximizing uniformity mixtures.
Топливная форсунка снабжена отверстиями подачи и распыла газового топлива, расположенными внутри воздухозаборника-смесителя перед входными кромками осевого завихрителя, что позволяет осуществлять подачу топлива перед осевым завихрителем во внутреннюю полость воздухозаборника-смесителя, предварительно смешивая воздух с топливом. В зону горения жаровой трубы топливовоздушная смесь поступает однородной, что ведет к повышению ее полноты сгорания и соответственно приводит к повышению топливной экономичности камеры сгорания и снижению токсичности продуктов сгорания топлива.The fuel nozzle is equipped with gas fuel supply and spray holes located inside the air intake-mixer in front of the inlet edges of the axial swirler, which allows fuel to be supplied in front of the axial swirler into the internal cavity of the air intake-mixer, pre-mixing the air with the fuel. The air-fuel mixture enters the combustion zone of the flame tube, which leads to an increase in its completeness of combustion and, accordingly, leads to an increase in the fuel economy of the combustion chamber and a decrease in the toxicity of the fuel combustion products.
Выполнение в воздухозаборнике-смесителе выреза со стороны корпуса топливной форсунки облегчает поступление сжатого воздуха через верхний по потоку торец воздухозаборника-смесителя и интенсифицирует процесс смесеобразования.The cutout in the air intake-mixer from the side of the fuel nozzle body facilitates the flow of compressed air through the upstream end of the air intake-mixer and intensifies the process of mixture formation.
На чертеже изображен разрез топливовоздушной горелки вдоль корпуса форсунки и осевого завихрителя воздуха.The drawing shows a section of a fuel air burner along the nozzle body and the axial air swirl.
Топливовоздушная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит топливную форсунку в виде корпуса 1 с отверстием 2 подачи топлива 3 и отверстиями 4 распыла топлива 3, а также осевой завихритель 5 воздуха 6 с открытым торцом 7 на входе 8, с открытым торцом 9 на выходе 10 и лопатками 11. Топливовоздушная горелка дополнительно содержит воздухозаборник-смеситель 12, размещенный между корпусом 1 форсунки и открытым торцом 7 на входе 8 осевого завихрителя 5. Нижний по потоку торец 13 воздухозаборника-смесителя 10 скреплен с открытым торцом 7 на входе 8 осевого завихрителя 5, а верхний по потоку торец 14 воздухозаборника-смесителя 10 выполнен открытым. На верхнем по потоку торце 14 воздухозаборника-смесителя 12 выполнен вырез 15 со стороны корпуса 1 форсунки. Отверстия 4 распыла топлива 3 расположены перед торцом 7 на входе 8 завихрителя 5 внутри воздухозаборника-смесителя 10. Расстояние L от плоскости размещения отверстий 4 распыла топлива 3 до торца 16 лопаток 11 осевого завихрителя 5, по меньшей мере, равняется максимальному осевому расстоянию L1 между торцом 16 лопаток 11 и торцом 9 на выходе 10 осевого завихрителя 5. Кроме того, на чертеже представлена стенка 17 жаровой трубы и полость 18 горения жаровой трубы.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 a fuel supply opening 3 and fuel spray holes 4, as well as an axial air swirler 5 with open end 7 at inlet 8, with open end 9 at outlet 10 and blades 11. The air-fuel burner further comprises an air intake-mixer 12 located between the nozzle body 1 and the open end 7 at the inlet 8 of the axial swirler 5. The downstream end 13 of the air intake-mixer 10 is fastened to the open end 7 on 8 ode axial swirler 5 and the upstream end 14 of the inlet-mixer 10 is open. At the upstream end face 14 of the air intake-mixer 12, a cutout 15 is made from the side of the nozzle body 1. The holes 4 of the fuel spray 3 are located in front of the end face 7 at the inlet 8 of the swirl 5 inside the air intake-mixer 10. The distance L from the plane of the holes 4 of the fuel spray 3 to the end face 16 of the blades 11 of the axial swirl 5 is at least equal to the maximum axial distance L 1 between the end face 16 of the blades 11 and the end face 9 at the output 10 of the axial swirler 5. In addition, the drawing shows the wall 17 of the flame tube and the cavity 18 of the combustion of the flame tube.
Топливовоздушная горелка газотурбинного двигателя работает следующим образом.Air fuel burner of a gas turbine engine operates as follows.
Топливо 3 через отверстие подачи топлива 2 подается к отверстиям 4 распыла топлива и далее - внутрь воздухозаборника-смесителя 10. Одновременно с этим сжатый компрессором поток воздуха 6, обтекая корпус 1 форсунки, заходит в воздухозаборник-смеситель 10. В воздухозаборнике-смесителе 10 начинается процесс смешения воздуха 6 и топлива 3 с образованием топливовоздушной смеси, а также происходит выравнивание эпюр скоростей и давлений топливовоздушной смеси перед открытым торцом 7 на входе 8 завихрителя 5. Топливовоздушная смесь, проходя через осевой завихритель 5, закручивается, интенсифицируяя процесс смесеобразования, далее смесь поступает в полость горения 18 жаровой трубы 17 полностью перемешанной с однородным составом, где осуществляется полное сгорание смеси.Fuel 3 through the fuel supply hole 2 is fed to the holes 4 of the fuel atomization and then into the air intake of the mixer 10. At the same time, the compressed air stream 6, flowing around the nozzle body 1, enters the air intake of the mixer 10. In the air intake of the mixer 10, the process begins mixing air 6 and fuel 3 with the formation of the air-fuel mixture, and also there is an equalization of the diagrams of the velocities and pressures of the air-fuel mixture in front of the open end 7 at the inlet 8 of the swirl 5. Air-fuel mixture passing through the axial the swirl 5, twists, intensifying the process of mixture formation, then the mixture enters the combustion cavity 18 of the flame tube 17 completely mixed with a homogeneous composition, where the mixture is completely burned.
Источники информацииInformation sources
1. Патент РФ №2199700, F 23 R 3/4, опубл. 27.02.2003 г. (аналог).1. RF patent No. 2199700, F 23 R 3/4, publ. 02/27/2003 (analog).
2. Патент РФ №2134839, F 23 D 11/00, опубл. 20.08.1999 г. (прототип).2. RF patent No. 2134839, F 23 D 11/00, publ. 08/20/1999 (prototype).
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004108876/06A RU2267710C1 (en) | 2004-03-25 | 2004-03-25 | Fuel-air burner of the combustion chamber of a gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004108876/06A RU2267710C1 (en) | 2004-03-25 | 2004-03-25 | Fuel-air burner of the combustion chamber of a gas turbine engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2004108876A RU2004108876A (en) | 2005-10-10 |
| RU2267710C1 true RU2267710C1 (en) | 2006-01-10 |
Family
ID=35850671
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004108876/06A RU2267710C1 (en) | 2004-03-25 | 2004-03-25 | Fuel-air burner of the combustion chamber of a gas turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2267710C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2733568C1 (en) * | 2019-06-10 | 2020-10-05 | Общество с ограниченной ответственностью "НТЦ "Турбопневматик" | Burner for gas turbine |
| RU202851U1 (en) * | 2020-11-30 | 2021-03-11 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | AIR FUEL BURNER COMBUSTION CHAMBER OF GAS TURBINE ENGINE |
-
2004
- 2004-03-25 RU RU2004108876/06A patent/RU2267710C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2733568C1 (en) * | 2019-06-10 | 2020-10-05 | Общество с ограниченной ответственностью "НТЦ "Турбопневматик" | Burner for gas turbine |
| RU202851U1 (en) * | 2020-11-30 | 2021-03-11 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | AIR FUEL BURNER COMBUSTION CHAMBER OF GAS TURBINE ENGINE |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2004108876A (en) | 2005-10-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4271674A (en) | Premix combustor assembly | |
| JP3901371B2 (en) | Apparatus for gas turbine supplying fuel and air to gas turbine combustor, vaporizer for injecting fuel and air into gas turbine engine combustor, and method for injecting fuel and air into gas turbine engine combustor | |
| WO2022237223A1 (en) | Afterburner structure based on self-excited sweep oscillating fuel nozzle | |
| GB2486545A (en) | Aerodynamically enhanced fuel nozzle with rounded and straight sections | |
| RU2008149163A (en) | INJECTION SYSTEM OF AIR MIXTURE WITH FUEL IN THE COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE | |
| RU2013126205A (en) | GAS TURBINE COMBUSTION CAMERA WITH SUPERLOW EMISSIONS | |
| RU2439435C1 (en) | Gte combustion chamber front device fuel-air module | |
| CN113932253B (en) | Combustion chamber head, combustion chamber, gas turbine engine, and combustion control method | |
| US4155220A (en) | Combustion apparatus for a gas turbine engine | |
| CN111520767A (en) | Pulse detonation combustion chamber capable of adjusting energy distribution of outlet gas | |
| WO2001098713A1 (en) | Fuel injector for low emissions premixing gas turbine combustor | |
| RU2456510C1 (en) | Continuous-action combustion chamber | |
| RU2578785C1 (en) | Double fuel atomiser "gas plus fuel oil" | |
| CN112963863A (en) | Novel rectification support plate structure with built-in double oil passages and gas passages | |
| RU2267710C1 (en) | Fuel-air burner of the combustion chamber of a gas turbine engine | |
| RU2749434C1 (en) | Air-fuel burner and frontal device of combustion chamber | |
| RU170359U1 (en) | Injector module of a low-emission combustion chamber of a gas turbine engine | |
| CN110345513B (en) | Cyclone atomization device for staged combustion | |
| CN212132520U (en) | Axial staged burner | |
| RU173301U1 (en) | FRONT DEVICE OF COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE | |
| RU2515909C2 (en) | Gas turbine engine annular low-emission combustion chamber | |
| RU2098719C1 (en) | Power plant gas turbine combustion chamber | |
| JPH0658543A (en) | Swirl type ring-shaped burner | |
| RU173463U1 (en) | FUEL AIR BURNER OF THE COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE | |
| RU160988U1 (en) | FRONT DEVICE OF COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20090326 |