RU2280814C1 - Ring combustion chamber for gas-turbine engine - Google Patents
Ring combustion chamber for gas-turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2280814C1 RU2280814C1 RU2004137975/06A RU2004137975A RU2280814C1 RU 2280814 C1 RU2280814 C1 RU 2280814C1 RU 2004137975/06 A RU2004137975/06 A RU 2004137975/06A RU 2004137975 A RU2004137975 A RU 2004137975A RU 2280814 C1 RU2280814 C1 RU 2280814C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- shell
- cylindrical section
- combustion chamber
- nozzle
- air
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
- Spray-Type Burners (AREA)
- Pressure-Spray And Ultrasonic-Wave- Spray Burners (AREA)
- Nozzles For Spraying Of Liquid Fuel (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационных газотурбинных двигателей, преимущественно к кольцевым камерам сгорания.The invention relates to the field of aircraft gas turbine engines, mainly to annular combustion chambers.
Известна кольцевая камера сгорания, содержащая жаровую трубу и расположенные по окружности ее стенки горелки (см. Патент РФ №2164323, МПК 7 F 23 R 3/46, 20.03.1999 г.). В известном техническом решении в горелочном устройстве имеется сочетание центробежной форсунки с воздушным осевым завихрителем и выходом из горелочного устройства каналом с раструбом, что не обеспечивает необходимую длину выгорания топливовоздушной смеси в указанных размерах длины жаровой трубы. При этом факел распыла топливовоздушной смеси будет направлен на внутренние поверхности стенок жаровой трубы, что в свою очередь приведет к взаимодействию горячей стенки с топливовоздушной смесью и вызовет газовую коррозию и микрофакельное горение, а полнота сгорания топлива буде меньше 0,98.Known annular combustion chamber containing a flame tube and located around the circumference of its wall of the burner (see RF Patent No. 2164323, IPC 7 F 23 R 3/46, 03/20/1999). In the known technical solution in the burner device, there is a combination of a centrifugal nozzle with an air axial swirl and an outlet from the burner channel with a bell, which does not provide the required burnup length of the air-fuel mixture in the indicated lengths of the flame tube. In this case, the spray of the air-fuel mixture will be directed to the inner surfaces of the walls of the flame tube, which in turn will lead to the interaction of the hot wall with the air-fuel mixture and cause gas corrosion and microflame burning, and the completeness of combustion of the fuel will be less than 0.98.
Известна также кольцевая камера сгорания, в которой также есть сочетание центробежной форсунки с осевым завихрителем (см. Патент РФ №2039323, МПК 7 F 23 R 3/42, 04.03.1993 г.). В известной камере выход из горелочного устройства выполнен в виде обратного конуса, т.е. образует центробежную камеру закрутки воздуха, пересекаемую факелом распыла топлива центробежной форсунки. Такая схема распыла топлива дает большую полноту преобразования в гомогенную смесь и, соответственно, полноту сгорания. Однако подобное устройство имеет веерный факел распыла на выходе, где угол раскрутки более 120°. Происходит попадание смеси на керамические вставки, где не допустим перепад температуры, так как вызывает выкрашивание фрагментов, а в случае использования металлических стенок - их газовую коррозию и микрофакельное горение.An annular combustion chamber is also known, in which there is also a combination of a centrifugal nozzle with an axial swirler (see RF Patent No. 2039323, IPC 7 F 23 R 3/42, 03/04/1993). In the known chamber, the exit from the burner device is made in the form of an inverse cone, i.e. forms a centrifugal air swirl chamber, crossed by a centrifugal nozzle fuel spray torch. Such a fuel atomization scheme gives greater completeness of conversion to a homogeneous mixture and, accordingly, completeness of combustion. However, such a device has a fan-shaped spray torch at the exit, where the spin angle is more than 120 °. The mixture gets onto ceramic inserts, where the temperature difference is not permissible, since it causes fraying of the fragments, and in the case of using metal walls, their gas corrosion and microflame burning.
Задачей изобретения является повышение надежности и расширение диапазона устойчивой работы путем уменьшения конуса распыла смеси топлива с воздухом на выходе из горелки и организации зоны обратных токов.The objective of the invention is to increase reliability and expand the range of stable operation by reducing the cone of spraying a mixture of fuel with air at the outlet of the burner and the organization of the zone of reverse currents.
Технический результат достигается тем, что кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя содержит жаровую трубу и равномерно расположенные по окружности ее торцевой стенки вихревые горелки, состоящие из топливовоздушного улиточного и воздушного завихрителей, с выходным коническим патрубком, имеющим концевой цилиндрический участок, при этом снаружи коаксиально каждому патрубку к торцевой стенке жаровой трубы прикреплена обечайка, образующая с ним кольцевую полость, причем на наружной поверхности концевого цилиндрического участка или на внутренней поверхности обечайки, расположенной над ним, равномерно по окружности выполнены продольные ребра, образующие изолированные каналы, а в торцевой стенке жаровой трубы под обечайкой выполнены сквозные отверстия, сообщенные с кольцевой полостью. Кроме того, количество ребер равно, по меньшей мере, трем или кратно ему, толщина каждого ребра имеет размер от 1,2 до 1,6 мм, а высота от 0,6 до 0,8 мм, при этом суммарная площадь сквозных отверстий на входе в каналы в 1,2...1,4 раза больше суммарной площади каналов. Внутренний диаметр концевого цилиндрического участка выполняют равным от 1,8 до 1,85 внутреннего диаметра сопла завихрителей, при этом длину обечайки от торца сопла завихрителей выполняют равной его внутреннему диаметру сопла, а расстояние от торца сопла до торца концевого цилиндрического участка патрубка выполняют равным 0,65 от внутреннего диаметра сопла завихрителей.The technical result is achieved by the fact that the annular combustion chamber of a gas turbine engine contains a flame tube and vortex burners evenly spaced around the circumference of its end wall, consisting of a fuel-air snail and air swirls, with an outlet conical pipe having an end cylindrical section, with each pipe coaxially outside A shell is attached to the end wall of the flame tube, forming an annular cavity with it, moreover, on the outer surface of the end cylindrical part TCA or on the inner surface of the sleeve positioned over it, uniformly circumferentially formed longitudinal ribs forming the channels isolated, and in the end wall of the flame tube underneath the shell through holes communicated with the annular cavity. In addition, the number of ribs is at least three or a multiple of it, the thickness of each ribs has a size of 1.2 to 1.6 mm and a height of 0.6 to 0.8 mm, while the total area of the through holes is the entrance to the channels is 1.2 ... 1.4 times the total area of the channels. The inner diameter of the end cylindrical section is equal to from 1.8 to 1.85 of the inner diameter of the swirl nozzle, while the length of the shell from the end of the swirl nozzle is equal to its inner diameter, and the distance from the end of the nozzle to the end of the end cylindrical section of the pipe is 0. 65 of the inner diameter of the swirl nozzle.
Сущность изобретения поясняется чертежами.The invention is illustrated by drawings.
На фиг.1 представлен продольный разрез головной части камеры сгорания.Figure 1 shows a longitudinal section of the head of the combustion chamber.
На фиг.2 представлено сечение А-А на фиг.1.Figure 2 presents a section aa in figure 1.
Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит жаровую трубу 1 и равномерно расположенные по окружности ее торцевой стенки 2 вихревые горелки 3, состоящие из топливовоздушного улиточного 4 и воздушного 5 завихрителей, с выходным коническим патрубком 6, имеющим концевой цилиндрический участок 7. Снаружи коаксиально каждому патрубку 6 к торцевой стенке 2 жаровой трубы прикреплена обечайка 8, образующая с ним кольцевую полость 9. На внутренней поверхности обечайки 8 равномерно по окружности выполнены ребра 10, образующие изолированные каналы 11. В торцевой стенке 2 жаровой трубы под обечайкой 8 выполнены сквозные отверстия 12, сообщенные с кольцевой полостью 9. Количество ребер 10 равно, по меньшей мере, трем или кратно ему. Толщина каждого ребра 10 имеет размер от 1,2 до 1,6 мм, а высота - от 0,6 до 0,8 мм, при этом суммарная площадь сквозных отверстий 12 в 1,2...1,4 раза больше суммарной площади каналов 11. Внутренний диаметр концевого цилиндрического участка 7 выполнен равным 1,8...1,85 внутреннего диаметра сопла 13 завихрителей. Длину обечайки 8 от торца сопла 13 завихрителей выполняют равной его внутреннему диаметру, а расстояние от торца сопла 13 до торца цилиндрического участка 7 патрубка 6 выполняют равным 0,65 от внутреннего диаметра сопла 13 завихрителей. Камера сгорания имеет также на входе топливную форсунку 14, которая устанавливается во втулку с радиальным перемещением 15.The combustion chamber of a gas turbine engine contains a flame tube 1 and vortex burners 3 evenly spaced around the circumference of its end wall 2, consisting of a fuel-air snail 4 and air swirl 5, with an outlet conical pipe 6 having an end cylindrical section 7. Outside, each pipe 6 is coaxial to the end a
При работе камеры сгорания воздух, входящий в камеру сгорания, поступает на вход в вихревые горелки и идет на образование зоны обратных токов. Часть воздуха через отверстия 12 направляется в полость 9, откуда воздух поступает в изолированные друг от друга каналы 11, минуя выходные участки 7, образуя воздушную завесу и участвуя в распылении остатков топлива. Воздух, входящий через каналы 11, выполняет охлаждение обечайки 8 и концевого участка 7, а также способствует уменьшению закрутки конуса распыла гомогенной смеси на выходе из горелки, создает уменьшенную зону обратных токов, отдаляя зону от стенок жаровой трубы.During operation of the combustion chamber, the air entering the combustion chamber enters the entrance to the vortex burners and goes to the formation of the reverse current zone. Part of the air through the holes 12 is directed into the cavity 9, from where the air enters the
Продольные ребра 10 выполняются на внутренней поверхности обечайки 8 методом наплавления в развертке заготовки, при этом замыкающий шов должен быть зачищен заподлицо. Количество ребер 10 следует выбирать минимальным или кратным 3 (на фиг.2 показано выполнение с количеством ребер, равным 3). Ребра 10 служат для обеспечения стабилизации высоты каналов 11 и ввиду того, что обечайка 8 имеет более высокую температуру, чем концевой цилиндрический участок, ребра 10 жестко не связаны с концевым цилиндрическим участком 7.
Топливная комбинированная форсунка 14 устанавливается в "плавающую" втулку 15, что обеспечивает термокомпенсацию горячей жаровой трубы 1 относительно "холодной" форсунки 14.Combined fuel nozzle 14 is installed in the "floating" sleeve 15, which provides thermal compensation of the hot flame tube 1 relative to the "cold" nozzle 14.
Ширина ребра 10 S=1,2...1,6 мм. Ребра 10 с шириной S менее 1,2 мм сложны в изготовлении и деформируются при сворачивании в кольцо обечайки 8. При ширине ребра S=1,6 мм сильно затеняет поток воздуха по каналу 11, в результате чего образуется след перегрева материала обечайки 8 на выходе из цилиндрического участка 7. Материалом для изготовления ребер является сплав ХН60ВТ (ВЖ-98). Применение других марок материалов нецелесообразно, т.к. большинство сплавов - «стареющие», т.е. склонны к растрескиванию, например сплав ХН50ВМТЮБ-ВИ (ВХ-4).Rib width 10 S = 1.2 ... 1.6 mm. The
Высота каналов 11 выбирается в пределах 0,6...0,8 мм для обеспечения скорости воздуха в каналах 50-70 м/сек, при этом суммарная площадь отверстий 12 должна быть в 1,2...1,4 раза больше суммарной площади каналов 11. При уменьшении этого соотношения скорость воздуха в каналах 11 уменьшается, что в свою очередь приводит к снижению эффективности охлаждения обечаек и ухудшению образования топливовоздушной смеси. Увеличение соотношения более 1,4 приводит к резкому обеднению топливовоздушной смеси и к нерациональному использованию воздуха.The height of the
Размеры обечайки 8 и концевого цилиндрического участка 7 выбираются из следующих соотношений по базовому размеру сопла 13 Dc1:The dimensions of the
- диаметр концевого цилиндрического участка 7 Dст=(1,8...1,85) Dc1, при Dст≤5:1,8 Dc1 уменьшаются размеры зоны обратных токов, что ухудшает процесс горения; при Dст>1,85 Dс1 резко увеличивается зона обратных токов, что приводит к прогару обечайки 8 и концевого цилиндрического участка 7 из-за втягивания горячих газов из зоны горения в вихревую камеру;- the diameter of the end cylindrical section 7 D article = (1.8 ... 1.85) D c1 , when D article ≤5: 1.8 D c1 the dimensions of the reverse current zone are reduced, which worsens the combustion process; at D article > 1.85 D s1 , the reverse current zone increases sharply, which leads to burnout of the
- длины обечайки 8 и концевого цилиндрического участка 7 выбираются из соотношения l1=Dc1 и l2=0,65 Dс1. При снижении этих соотношений фронт пламени приближается к стенке 2 и вызывает ее перегрев. Увеличение этих соотношений выше указанных приводит к тому, что обечайка 8 и цилиндрический концевой участок 7 сами отгорят и длины их придут к указанным соотношениям.- the lengths of the
Такое выполнение камеры сгорания позволяет снизить температуру выходных участков обечайки и концевого цилиндрического участка, кроме того, значительно повысить надежность камеры сгорания, что, в свою очередь, приведет к расширению диапазона работы камеры и образованию компактной зоны горения и получению максимальной полноты сгорания с уменьшенными экологическими выбросами.This embodiment of the combustion chamber allows to reduce the temperature of the outlet sections of the shell and the end cylindrical section, in addition, significantly increase the reliability of the combustion chamber, which, in turn, will expand the range of the chamber and the formation of a compact combustion zone and obtain maximum combustion with reduced environmental emissions .
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004137975/06A RU2280814C1 (en) | 2004-12-27 | 2004-12-27 | Ring combustion chamber for gas-turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004137975/06A RU2280814C1 (en) | 2004-12-27 | 2004-12-27 | Ring combustion chamber for gas-turbine engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2004137975A RU2004137975A (en) | 2006-06-10 |
RU2280814C1 true RU2280814C1 (en) | 2006-07-27 |
Family
ID=36712272
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004137975/06A RU2280814C1 (en) | 2004-12-27 | 2004-12-27 | Ring combustion chamber for gas-turbine engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2280814C1 (en) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2544400C1 (en) * | 2011-04-18 | 2015-03-20 | Ман Дизель Унд Турбо Се | Combustion chamber housing and gas turbine featuring it |
RU2583486C2 (en) * | 2011-01-31 | 2016-05-10 | Снекма | Injector for turbomachine combustion chamber |
RU2604146C2 (en) * | 2012-01-05 | 2016-12-10 | Дженерал Электрик Компани | Combustion chamber (versions) and method of fuel distribution in combustion chamber |
RU2676496C1 (en) * | 2016-10-24 | 2018-12-29 | Мицубиси Хитачи Пауэр Системс, Лтд. | Gas turbine combustion chamber |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2932251B1 (en) * | 2008-06-10 | 2011-09-16 | Snecma | COMBUSTION CHAMBER FOR A GAS TURBINE ENGINE COMPRISING CMC DEFLECTORS |
-
2004
- 2004-12-27 RU RU2004137975/06A patent/RU2280814C1/en active IP Right Revival
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2583486C2 (en) * | 2011-01-31 | 2016-05-10 | Снекма | Injector for turbomachine combustion chamber |
RU2544400C1 (en) * | 2011-04-18 | 2015-03-20 | Ман Дизель Унд Турбо Се | Combustion chamber housing and gas turbine featuring it |
RU2604146C2 (en) * | 2012-01-05 | 2016-12-10 | Дженерал Электрик Компани | Combustion chamber (versions) and method of fuel distribution in combustion chamber |
RU2676496C1 (en) * | 2016-10-24 | 2018-12-29 | Мицубиси Хитачи Пауэр Системс, Лтд. | Gas turbine combustion chamber |
RU2676496C9 (en) * | 2016-10-24 | 2019-07-23 | Мицубиси Хитачи Пауэр Системс, Лтд. | Gas turbine combustor |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2004137975A (en) | 2006-06-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4610800B2 (en) | Gas turbine combustor | |
EP0893650B1 (en) | Multi-swirler carburetor | |
CN102175043B (en) | Gas turbine engine combustor can with trapped vortex cavity | |
US5816049A (en) | Dual fuel mixer for gas turbine combustor | |
US5613363A (en) | Air fuel mixer for gas turbine combustor | |
US5251447A (en) | Air fuel mixer for gas turbine combustor | |
US5590529A (en) | Air fuel mixer for gas turbine combustor | |
CA2748883C (en) | Cooled flameholder swirl cup | |
EP0728989B1 (en) | Gas turbine engine combustor | |
JP2005337703A (en) | Gas turbine engine combustor mixer | |
CA2260713A1 (en) | Gas turbine combustor | |
US5142858A (en) | Compact flameholder type combustor which is staged to reduce emissions | |
GB2293001A (en) | Dual fuel mixer for gas turbine combustor | |
EP0488556B1 (en) | Premixed secondary fuel nozzle with integral swirler | |
KR19990063275A (en) | Swirler for combustion chamber of gas turbine engine and forming method thereof | |
US3886728A (en) | Combustor prechamber | |
RU2280814C1 (en) | Ring combustion chamber for gas-turbine engine | |
RU2352864C1 (en) | Method and device for burning fuel | |
WO2006090466A1 (en) | Fuel injection valve, combustor using the fuel injection valve, and fuel injection method for the fuel injection valve | |
GB2134243A (en) | Combustion equipment for a gas turbine engine | |
JP2004162959A (en) | Annular type spiral diffusion flame combustor | |
RU2660592C1 (en) | Burner head of burner device | |
JPH08145361A (en) | Fuel injection valve for gas turbine | |
US6193502B1 (en) | Fuel combustion device and method | |
JP3816451B2 (en) | Heating burner |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | Licence on use of patent |
Effective date: 20100726 |
|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20100726 Effective date: 20120926 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161228 |
|
NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20190717 |
|
QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20200514 Effective date: 20200514 |