RU2493492C1 - Gas turbine engine combustion chamber and nozzle module - Google Patents
Gas turbine engine combustion chamber and nozzle module Download PDFInfo
- Publication number
- RU2493492C1 RU2493492C1 RU2012126566/06A RU2012126566A RU2493492C1 RU 2493492 C1 RU2493492 C1 RU 2493492C1 RU 2012126566/06 A RU2012126566/06 A RU 2012126566/06A RU 2012126566 A RU2012126566 A RU 2012126566A RU 2493492 C1 RU2493492 C1 RU 2493492C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- fuel
- flame tube
- nozzle modules
- nozzle
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Pre-Mixing And Non-Premixing Gas Burner (AREA)
Abstract
Description
Группа изобретений относится к газотурбинным двигателям, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД, и может найти применение в авиастроении, судостроении, на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.The group of inventions relates to gas turbine engines, including aircraft and stationary gas turbine engines of gas turbine engines, and can be used in aircraft, shipbuilding, gas pumping stations and for peak power plants as a drive for an electric generator designed to generate electricity.
Известна камера сгорания ГТД по патенту РФ на изобретение №2375597, МПК F02C 7/22, опубл. 10.12.2009 г. Топливный коллектор камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит кольцевую трубу для подачи топлива к форсункам, установленную внутри корпуса камеры, подводящий трубопровод и размещенный снаружи камеры входной штуцер, установленный в наружной втулке, прикрепленной к корпусу камеры с возможностью осевого перемещения, снабженный внутренней втулкой, выполненной в виде, по меньшей мере, одного звена, включающего два неподвижных кольца и подвижное кольцо, установленное между ними с возможностью поперечного перемещения. Неподвижные кольца соединены с наружной втулкой, а подвижное кольцо установлено с возможностью контактирования с входным штуцером. Устройство позволяет компенсировать термические напряжения, возникающие в наружной втулке и штуцере за счет различного термического расширения корпуса камеры сгорания и топливного коллектора в осевом и поперечном направлениях. Уменьшение диаметра поверхности до диаметра штуцера позволяет уменьшить утечки воздуха.Known combustion chamber of a gas turbine engine according to the patent of the Russian Federation for invention No. 2375597, IPC F02C 7/22, publ. 12/10/2009. The fuel manifold of the combustion chamber of a gas turbine engine contains an annular pipe for supplying fuel to the nozzles installed inside the chamber body, a supply pipe and an inlet fitting located outside the chamber, mounted in an outer sleeve attached to the chamber body with axial movement, provided with an internal a sleeve made in the form of at least one link, including two fixed rings and a movable ring installed between them with the possibility of transverse movement. The fixed rings are connected to the outer sleeve, and the movable ring is installed with the possibility of contacting with the inlet fitting. The device allows you to compensate for thermal stresses that occur in the outer sleeve and the fitting due to various thermal expansion of the housing of the combustion chamber and the fuel manifold in the axial and transverse directions. Reducing the diameter of the surface to the diameter of the fitting allows you to reduce air leakage.
Недостатки: большая неравномерность температурного поля на выходе из камеры сгорания, обусловленная небольшим количеством форсунок.Disadvantages: large non-uniformity of the temperature field at the outlet of the combustion chamber, due to the small number of nozzles.
Известна камера сгорания по патенту РФ на изобретение №2099640, МПК F23R 3/60, опубл. 20.12.2000 г.Known combustion chamber according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2099640, IPC F23R 3/60, publ. 12/20/2000
Эта камера сгорания предназначена для газотурбинных установок (ГТД). На жаровой трубе в кольцевом пространстве между корпусом и трубой установлен перфорированный капот, на котором закреплены опорные устройства и горелки второго контура. Наличие термокомпенсаторов и выполнение наружной обечайки жаровой трубы из двух секций сводят к минимуму температурные напряжения.This combustion chamber is designed for gas turbine installations (GTE). A perforated hood is mounted on the flame tube in the annular space between the body and the pipe, on which supporting devices and second-circuit burners are fixed. The presence of temperature compensators and the implementation of the outer shell of the flame tube from two sections minimize temperature stresses.
Недостатки те же самые.The disadvantages are the same.
Известна камера сгорания по патенту РФ на изобретение №215888, МПК F23R 3/26, опубл. 10.11.2000 г.Known combustion chamber according to the patent of the Russian Federation for invention No. 215888, IPC F23R 3/26, publ. November 10, 2000
Фронтовое устройство камеры сгорания для высокотемпературного газотурбинного двигателя с подводом топлива в топливные коллекторы через неподвижные разделители потока содержит фронтовое устройство, выполненное в виде ряда профилированных пластин. Профилированные пластины установлены на входе в первичные каналы с возможностью перемещения друг относительно друга в окружном направлении при изменении площадей проходных сечений первичных каналов. Каждая из профилированных пластин состоит из неподвижной и подвижной частей, телескопически соединенных между собой. Неподвижные части телескопических пластин жестко закреплены на неподвижных разделителях потока. Ответные подвижные части пластин закреплены на подвижных разделителях потока. Топливные коллекторы с одного конца с помощью внутренних шаровых шарниров закреплены на неподвижных разделителях потока, а с другого конца шарнирно закреплены к поворотным тягам, вторые концы которых шарнирно крепятся к подвижным разделителям потока. Такое выполнение фронтового устройства расширяет диапазон устойчивого горения.The front device of the combustion chamber for a high-temperature gas turbine engine with the supply of fuel to the fuel manifolds through fixed flow dividers contains a front device made in the form of a series of profiled plates. Profiled plates are installed at the entrance to the primary channels with the possibility of moving relative to each other in the circumferential direction when changing the areas of the passage sections of the primary channels. Each of the profiled plates consists of a fixed and a moving part, telescopically connected to each other. The fixed parts of the telescopic plates are rigidly fixed to the fixed flow dividers. The reciprocal movable parts of the plates are mounted on the movable flow dividers. Fuel collectors at one end with internal ball joints are fixed to fixed flow dividers, and at the other end are pivotally attached to rotary rods, the second ends of which are pivotally attached to movable flow dividers. This embodiment of the front device extends the range of sustainable combustion.
Недостатки этой камеры сгорания: эмиссия вредных веществ особенно на режиме «малого газа», неполное сгорание топлива, окружная и радиальная неравномерность поля температур на выходе из камеры сгорания.The disadvantages of this combustion chamber are: emission of harmful substances especially in the “low gas” mode, incomplete combustion of the fuel, circumferential and radial unevenness of the temperature field at the outlet of the combustion chamber.
Известна камера сгорания и форсуночный модуль из книги Старцев Н.И. Конструкция и проектирование камеры сгорания ГТД Самарской государственный аэрокосмический университет, 2007 г., прототип камеры сгорания и форсуночного модуля.Known combustion chamber and nozzle module from the book Startsev N.I. Design and design of the gas turbine combustion chamber of the Samara State Aerospace University, 2007, prototype of the combustion chamber and nozzle module.
Эта камера сгорания содержит корпус, жаровую трубу, имеющую плиту кольцевой формы с установленными на ней в два ряда форсуночными модулями и основной топливный коллектор, установленный на плите, полость которого соединена топливными каналами с форсуночными модулями, внешний и внутренний корпусы жаровой трубы.This combustion chamber contains a housing, a flame tube having a ring-shaped stove with nozzle modules mounted on it in two rows and a main fuel manifold mounted on the stove, the cavity of which is connected by fuel channels to the nozzle modules, an external and internal flame tube housings.
Недостатки этой камеры сгорания: эмиссия вредных веществ особенно на режиме «малого газа», неполное сгорание топлива, окружная и радиальная неравномерность поля температур на выходе из камеры сгорания. Все эти недостатки обусловлены тем, что весь расход горючего на всех режимах проходит через все форсунки камеры сгорания. Кроме того, камера сгорания должна устойчиво работать в широком диапазоне режимов от «малого газа» до «максимального режима», т.е. в диапазоне десятикратного изменения расхода топлива. Если на «максимальном режиме» перепад давления на форсунках «форсуночных модулях» будет достаточным для качественного распыления топлива, то в режиме «малого газа» перепад давления на форсунках уменьшится в 100 раз, т.к. он изменяется пропорционально квадрату расхода топлива, и окажется недостаточным для качественного распыления топлива.The disadvantages of this combustion chamber are: emission of harmful substances especially in the “low gas” mode, incomplete combustion of the fuel, circumferential and radial unevenness of the temperature field at the outlet of the combustion chamber. All these disadvantages are due to the fact that all fuel consumption in all modes passes through all the nozzles of the combustion chamber. In addition, the combustion chamber must operate stably in a wide range of modes from “small gas” to “maximum mode”, i.e. in the range of a tenfold change in fuel consumption. If at the “maximum mode” the pressure drop across the nozzles of the “nozzle modules” will be sufficient for high-quality fuel atomization, then in the “low gas” mode the pressure drop across the nozzles will decrease by 100 times, because it changes in proportion to the square of the fuel consumption, and will be insufficient for high-quality atomization of fuel.
Например, если перепад давления на форсунках на «максимальном режиме» составляет 10 кгс/см2, то на режиме «малого газа» всего 0,1 кгс/см2. Это приводит к неполному сгоранию топлива, эмиссии вредных веществ и неравномерному полю температур на выходе из камеры сгорания. Последнее приведет к прогару сопловых и рабочих лопаток турбины.For example, if the pressure drop across the nozzles at the “maximum mode” is 10 kgf / cm 2 , then at the “low gas” mode only 0.1 kgf / cm 2 . This leads to incomplete combustion of the fuel, emission of harmful substances and an uneven temperature field at the outlet of the combustion chamber. The latter will lead to burnout of the nozzle and working blades of the turbine.
Форсуночный модуль содержит корпус, центральное тело, камеру в форме усеченого конуса, центральный топливный канал и несколько наклонных к оси форсуночного модуля выходных каналов и завихрители воздуха, выполненные между корпусом и центральным телом в виде наклонно установленных лопастей.The nozzle module comprises a housing, a central body, a truncated cone-shaped chamber, a central fuel channel and several output channels inclined to the axis of the nozzle module and air swirls made between the housing and the central body in the form of obliquely mounted vanes.
Недостатки - те же самые, они обусловлены осевым расположением форсуночного канала.The disadvantages are the same, they are due to the axial location of the nozzle channel.
Задачи создания изобретения: увеличение полноты сгорания топлива на всех режимах, снижение эмиссии вредных веществ и обеспечение равномерного температурного поля на выходе из камеры сгорания по окружности на всех режимах.Objectives of the invention: increasing the completeness of fuel combustion in all modes, reducing emissions of harmful substances and ensuring a uniform temperature field at the outlet of the combustion chamber around the circumference in all modes.
Решение указанных задач достигнуто в камере сгорания ГТД, содержащей корпус, жаровую трубу, имеющую внешнюю и внутреннюю стенки и плиту кольцевой формы с установленными на ней форсуночными модулями и основной топливный коллектор, соединенный с плитой, полость которого соединена топливными каналами с форсуночными модулями, внешний и внутренний корпусы, внешний и внутренние кожухи, установленные с зазором относительно внешнего и внутреннего корпусов, тем, что согласно изобретению число форсуночных модулей выполнено кратным четырем, форсуночные модули установлены в два ряда: внешний и внутренний, дополнительно выполнено два топливных коллектора внешний и внутренний, при этом полость внешнего коллектора соединена топливными каналами с каждым форсуночным модулем чрез один внешнего ряда форсуночных модулей, полость внутреннего коллектора соединена с каждым форсуночным модулем через один внутреннего ряда, а основной топливный коллектор соединен с остальными форсуночными модулями обеих рядов, при этом между плитой и внешней и внутренней стенками жаровой трубы установлены соответственно внешнее и внутреннее средства для подачи и закрутки охлаждающего воздуха с возможностью подачи воздуха под острым углом к оси жаровой трубы, содержащие установленные под углом к оси камеры сгорания лопатки, а на стенках жаровой трубы по окружности установлены «карманы», выполненные в форме пустотелых обтекаемых профилей, направленных в сторону оси жаровой трубы. «Карманы» могут быть установлены под углом к продольной оси камеры сгорания. Коллекторы могут быть выполнены в виде единого узла. Форсуночные модули в рядах могут быть установлены на плите в шахматном порядке. «Карманы» и лопатки на каждой стенке жаровой трубы могут быть установлены под одним углом к оси камеры сгорания. Средства для подачи и закрутки воздуха могут быть выполнены с возможностью закрутки воздуха в противоположные стороны. Средства для подачи и закрутки воздуха могут быть выполнены с возможностью закрутки воздуха в противоположные стороныThe solution of these problems was achieved in a gas turbine combustion chamber containing a housing, a flame tube having an outer and inner wall and a ring-shaped plate with nozzle modules mounted on it and a main fuel manifold connected to the stove, the cavity of which is connected by fuel channels to the nozzle modules, external and the inner housings, the outer and inner housings installed with a gap relative to the outer and inner housings, in that according to the invention the number of nozzle modules is a multiple of four, the core modules are installed in two rows: external and internal, two additional fuel collectors are external and internal, while the cavity of the external manifold is connected by fuel channels to each nozzle module through one external row of the nozzle modules, the cavity of the internal manifold is connected to each nozzle module through one internal row, and the main fuel manifold is connected to the remaining nozzle modules of both rows, while between the stove and the outer and inner walls of the flame tube is installed respectively, external and internal means for supplying and swirling cooling air with the possibility of supplying air at an acute angle to the axis of the flame tube, containing blades mounted at an angle to the axis of the combustion chamber, and on the walls of the flame tube around the circumference there are "pockets" made in the form of hollow streamlined profiles directed towards the axis of the flame tube. "Pockets" can be installed at an angle to the longitudinal axis of the combustion chamber. Collectors can be made as a single unit. The nozzle modules in rows can be staggered on the stove. "Pockets" and blades on each wall of the flame tube can be installed at the same angle to the axis of the combustion chamber. Means for supplying and swirling air may be configured to swirl air in opposite directions. Means for supplying and swirling air can be configured to swirl air in opposite directions
Решение указанных задач достигнуто в форсуночном модуле, содержащем корпус, центральное тело, камеру в форме усеченного конуса, центральный топливный канал и несколько наклонных к оси форсуночного модуля выходных каналов и завихрители воздуха, выполненные между корпусом и центральным телом в виде наклонно установленных лопастей, тем, что согласно изобретению центральный топливный канал выполнен несквозным и в него выведены несколько выходных каналов, выполненных под углом к оси форсуночного модуля.The solution of these problems was achieved in a nozzle module containing a housing, a central body, a truncated cone-shaped chamber, a central fuel channel and several output channels inclined to the axis of the nozzle module and air swirls made between the housing and the central body in the form of obliquely mounted vanes, that according to the invention, the central fuel channel is non-through and several output channels are drawn into it, made at an angle to the axis of the nozzle module.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…15, где:The invention is illustrated in figure 1 ... 15, where:
на фиг.1 приведена схема камеры сгорания ГТД,figure 1 shows a diagram of a combustion chamber of a gas turbine engine,
на фиг.2 приведена плита с форсуночными модулями,figure 2 shows a plate with nozzle modules,
на фиг.3 приведена схема камеры сгорания с коллекторами, выполненными в виде единого узла,figure 3 shows a diagram of a combustion chamber with collectors made in the form of a single node,
на фиг.4 приведена плита с коллекторами, выполненными в виде единого узла,figure 4 shows a plate with collectors made in the form of a single node,
на фиг.5 приведена плита с форсуночными модулями, установленными в шахматном порядке,figure 5 shows a plate with nozzle modules installed in a checkerboard pattern,
на фиг.6 приведена схема подвода топлива от коллекторов к форсуночным модулям,Fig.6 shows a diagram of the fuel supply from the manifolds to the injector modules,
на фиг.7 приведена плита со средствами для подачи и закрутки воздуха,Fig.7 shows a plate with means for supplying and swirling air,
на фиг.8 приведены внешнее средство подачи и закрутки воздуха и внешние «карманы»,in Fig.8 shows an external means of supplying and swirling air and external "pockets",
на фиг.9 приведены внутреннее средство подачи и закрутки воздуха и внутренние «карманы»,figure 9 shows the internal means of supplying and swirling air and internal "pockets",
на фиг.10 приведена схема подвода топлива к форсуночным модулям и конструкция форсуночных модулей,figure 10 shows a diagram of the fuel supply to the nozzle modules and the design of the nozzle modules,
на фиг 11 приведена конструкция форсуночного модуля,figure 11 shows the design of the nozzle module,
на фиг.12 приведен разрез А-А,12 shows a section aa,
на фиг.13 приведена плита,Fig.13 shows a plate,
на фиг.14 приведен вид Б,on Fig shows a view of B,
на фиг.15 приведена диаграмма изменения перепада давления на форсуночных модулях.on Fig shows a diagram of changes in pressure drop on the nozzle modules.
Камера сгорания ГТД (фиг.1…15) содержит корпус 1 и жаровую трубу 2 с плитой 3. и основным коллектором 4 с полостью 5. Жаровая труба 2 имеет внешнюю стенку 6 и внутреннюю стенку 7, на которых выполнены отверстия 8, предназначенные для охлаждения жаровой трубы 2. Жаровая труба 2 с обеих сторон закрыта с зазорами внешним и внутренним кожухами 9 и 10. В задней части (по потоку) этих кожухов выполнены отверстия 11 и 12, предназначенные для перепуска охлаждающего воздуха в зазоры между стенками 8, 9 и кожухами 10 и 11 и далее внутрь жаровой трубы 2.The combustion chamber of the gas turbine engine (Fig. 1 ... 15) contains a
На плите 3 установлены форсуночные модули 13, размещенные в два концентричных ряда 14 и 15. В плите 3 выполнены топливные каналы 16…18 для подвода топлива к форсуночным модулям 13. Количество форсуночных модулей 13 кратно четырем и четное количество в каждом ряду. Кроме того, в плите 3 выполнены несквозные отверстия 19 для установки форсуночных модулей 13. При этом форсуночные модули 13 могут быть установлены в шахматном порядке (фиг.3). Особенностью камеры сгорания ГТД является выполнение двух дополнительных топливных коллекторов: внешнего 20 с полостью 21 и внутреннего 22 с полостью 23 (фиг.1 и 2).The
Кроме того, отличием камеры сгорания ГТД является схема подвода топлива от коллекторов 4, 20 и 22 к форсуночным модулям 13 (фиг.6 и 9), обеспечивающая равномерность поля температур на выходе из камеры сгорания.In addition, the difference between the combustion chamber of a gas turbine engine is the fuel supply circuit from the
Внешний коллектор 20 соединен каналами 16 с каждым форсуночным модулем 13 внешнего ряда 14 форсуночных модулей 14 через один, внутренний коллектор 22 соединен каналами 17 с каждым форсуночным модулем 13 внутреннего ряда 15 через один, а полость 5 основного коллектора 4 соединена каналами 16 с остальными форсуночными модулями 13 обеих рядов 14 и 15. Форсуночные модули 13 в рядах 14 и 15 могут быть установлены в шахматном порядке (фиг.5), что предпочтительнее, т.к. позволит разместить большее количество форсуночных модулей 13.The
Между плитой 3 и стенками 6 и 7 жаровой трубы могут быть установлены устройства для подачи и закрутки воздуха 24 и 25 (фиг.2 и 6 и 10). Устройства для подачи и закрутки воздуха 24 и 25 содержат установленные под углом α к оси камеры сгорания O1O1 направляющие лопатки 26 (фиг.8). Индексы 1 и 2 относятся соответственно к внешнему и внутреннему средствам подачи и закрутки воздуха. Направление закрутки воздуха может быть противоположным для внешнего и внутреннего средств (фиг.8 и 9). При этом средства для подачи и закрутки воздуха 24 и 25 выполнены под острым углом β к оси жаровой трубы O2O2, соединяющей середину плиты 3 и середину выходного сечения жаровой трубы АА (фиг.1).Between the
На внешней стенке 6 жаровой трубы 2 установлены внешние «карманы» 27 для подачи воздуха к оси жаровой трубы O2 O2. На внутренней стенке 7 - внутренние «карманы» 28, имеющие форму пустотелых обтекаемых профилей, направленных в сторону оси O2O2 жаровой трубы. «Карманы» 27 и 28 должны быть установлены под углом γ к оси O1 O1 камеры сгорания и под острым углом φ к оси O2O2 жаровой трубы 2.On the
Закрутка воздуха способствует не только улучшению охлаждения стенок 6 и 7 жаровой трубы 2, но и перемешивает продукты сгорания, снижая окружную неравномерность поля температур на выходе из камеры сгорания, при этом такое направление потока воздуха (под острым углом к оси жаровой трубы) значительно улучшает перемешивание продуктов сгорания, так как направлено фактически в «центр» камеры сгорания (наиболее горячую зону), и как следствие, увеличивает полноту сгорания, снижает эмиссию вредных веществ и обеспечивает равномерное поле температур на выходе из камеры сгорания. Форсуночные модули 17 содержат корпус 29, цилиндрической формы, центральное тело 30, выполненное внутри корпуса, уступ для крепления 31, выполненный на одном торце корпуса 8, камеру смешения 32 - на другом торце и несквозной топливный канал 33, выполненные в центральном теле 29 и уступе для крепления. Несквозной топливный канал 33 сообщается с выходными каналами 34, выполненными под углом к оси форсуночных модулей 13. Центральное тело 30 и корпус 29 соединены лопатками 35, установленными наклонно, между которыми выполнены воздушные каналы 36 (фиг.11). В плите 3 против воздушных каналов 36 выполнены воздушные каналы 37 (от 3-х до 6-и), разделенные перемычками 38 обтекаемой формы (фиг.11).Air swirling not only improves the cooling of
Для обеспечения работы камеры сгорания она имеет три трубопровода 39…41 с регуляторами расхода 42…44, соединенные с коллекторами 4, 20 и 22, соответственно (фиг.1)To ensure the operation of the combustion chamber, it has three
Коллектора 4, 20 и 22 могут быть выполнены в виде единого узла (фиг.3 и 4), в который входит, кроме коллекторов, обтекатель 45 с полостью 46 (фиг.4). Полость 46 сообщается с полостью 5 основного коллектора 4 для увеличения объема основного коллектора 4. Обтекатель 43 уменьшает потери давления воздуха на входе к камеру сгорания. Стенки коллекторов 4, 20 и 22 - общие, что снижает металлоемкость коллекторов. Соединение всех деталей единого узла выполнено сварочными швами 47. Разгерметизация между полостями 5, 21 и 23 не приведет к катастрофическим последствиям.The
На фиг.15 приведены диаграмма 48 изменения перепада давления топлива на форсуночных модулях 13 прототипа и диаграмма 49 для предложенного технического решения.On Fig shows a diagram 48 of the change in the differential pressure of the fuel on the
Работает камера сгорания ГТД и форсуночные модули следующим образом.The gas turbine engine combustion chamber and nozzle modules are operated as follows.
При запуске ГТД топливо подается по трубопроводу 40 через регулятор расхода 43 только в полость 21 внешнего коллектора 20. В режиме «малого газа» топливо также подается только через внешний коллектор 20 и далее по каналам 16 в нечетные форсуночные модули 13 внешнего ряда 14. При увеличении расхода топлива более 20%…25% от максимального расхода топливо дополнительно подается по трубопроводу 41 через регулятор расхода 44 в полость 23 внутреннего коллектора 22 и далее по каналам 17 в нечетные форсуночные модули 13 внутреннего ряда 15. При расходе топлива от 40% до 50% от максимального дополнительно топливо по трубопроводу 39 через регулятор расхода 42 подается в полость 5 основного коллектор 4 и далее по каналам 18 к остальным (четным) форсуночным модулям 13 обоих рядов. Применение «карманов» 27 и 28 позволит забросить относительно холодный воздух в центральную область жаровой трубы 2, тем самым обеспечить радиальную равномерность поля температур на выходе из камеры сгорания. Установка «карманов» 27 и 28 под углом к оси O1O1 камеры сгорания позволит закрутить поток выхлопных газов на входе в турбину, тем самым исключить вредное влияние окружной неравномерности поля температур на выходе из камеры сгорания.When starting a gas turbine engine, fuel is supplied through a
В результате применения трех топливных коллекторов 4, 20 и 22 перепад давления на форсуночных модулях 13 на всех режимах практически постоянный и составляет значительную величину поз.49 фиг.13, по сравнению с поз.48, что способствует повышению полноты сгорания и уменьшению эмиссии вредных веществ. Кроме того, на всех режимах более равномерным получается температурное поле на выходе из камеры сгорания.As a result of the use of three
Конструкция форсуночного модуля обеспечивает более качественного перемешивание топлива с воздухом.The design of the nozzle module provides better mixing of fuel with air.
Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:
1. Обеспечить эффективное плавное регулирование расхода топлива в газотурбинном двигателя с сохранением практически постоянного перепада давления на всех режимах, особенно в режиме «малого газа».1. To provide effective smooth regulation of fuel consumption in a gas turbine engine while maintaining an almost constant pressure drop in all modes, especially in the "low gas" mode.
2. Обеспечить увеличение полноты сгорания на всех режимах за счет особенностей конструкции камеры сгорания и форсуночных модулей.2. To ensure an increase in the completeness of combustion in all modes due to the design features of the combustion chamber and nozzle modules.
3. Обеспечить низкую эмиссию вредных веществ за счет качественного перемешивания топливо-воздушной смеси и за счет перемешивая продуктов сгорания в том числе воздухом, подаваемым в зону горения средствами для подачи и закрутки воздуха.3. To ensure low emissions of harmful substances due to high-quality mixing of the fuel-air mixture and due to mixing of the combustion products including air supplied to the combustion zone by means for supplying and swirling air.
4. Обеспечить равномерное поле температур на выходе из камеры сгорания.4. Ensure a uniform temperature field at the outlet of the combustion chamber.
5. Уменьшить радиальную неравномерность поля температур на выходе из камеры сгорания на надежность работы сопловых и рабочих лопаток и исключить вредное влияние окружной неравномерности.5. To reduce the radial non-uniformity of the temperature field at the outlet of the combustion chamber on the reliability of the nozzle and rotor blades and to eliminate the harmful effect of circumferential unevenness.
Claims (8)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012126566/06A RU2493492C1 (en) | 2012-06-25 | 2012-06-25 | Gas turbine engine combustion chamber and nozzle module |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012126566/06A RU2493492C1 (en) | 2012-06-25 | 2012-06-25 | Gas turbine engine combustion chamber and nozzle module |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2493492C1 true RU2493492C1 (en) | 2013-09-20 |
Family
ID=49183516
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012126566/06A RU2493492C1 (en) | 2012-06-25 | 2012-06-25 | Gas turbine engine combustion chamber and nozzle module |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2493492C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2783576C1 (en) * | 2022-02-15 | 2022-11-14 | Николай Борисович Болотин | Annular combustion chamber of a gas turbine engine |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4194358A (en) * | 1977-12-15 | 1980-03-25 | General Electric Company | Double annular combustor configuration |
EP0455487A1 (en) * | 1990-05-03 | 1991-11-06 | General Electric Company | Gas turbine combustors |
US5450725A (en) * | 1993-06-28 | 1995-09-19 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Gas turbine combustor including a diffusion nozzle assembly with a double cylindrical structure |
RU2083928C1 (en) * | 1993-11-02 | 1997-07-10 | Научно-производственное предприятие - Товарищество с ограниченной ответственностью "ЭСТ" | Method of control of fuel delivery to combustion chamber and combustion chamber for realization of this method |
RU2258822C1 (en) * | 2003-11-27 | 2005-08-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Method of and device to control fuel delivery into combustion chamber of gas-turbine plant |
RU2296917C2 (en) * | 2001-08-28 | 2007-04-10 | Снекма Моторс | Ring combustion chamber |
-
2012
- 2012-06-25 RU RU2012126566/06A patent/RU2493492C1/en active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4194358A (en) * | 1977-12-15 | 1980-03-25 | General Electric Company | Double annular combustor configuration |
EP0455487A1 (en) * | 1990-05-03 | 1991-11-06 | General Electric Company | Gas turbine combustors |
US5450725A (en) * | 1993-06-28 | 1995-09-19 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Gas turbine combustor including a diffusion nozzle assembly with a double cylindrical structure |
RU2083928C1 (en) * | 1993-11-02 | 1997-07-10 | Научно-производственное предприятие - Товарищество с ограниченной ответственностью "ЭСТ" | Method of control of fuel delivery to combustion chamber and combustion chamber for realization of this method |
RU2296917C2 (en) * | 2001-08-28 | 2007-04-10 | Снекма Моторс | Ring combustion chamber |
RU2258822C1 (en) * | 2003-11-27 | 2005-08-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Method of and device to control fuel delivery into combustion chamber of gas-turbine plant |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2783576C1 (en) * | 2022-02-15 | 2022-11-14 | Николай Борисович Болотин | Annular combustion chamber of a gas turbine engine |
RU2786843C1 (en) * | 2022-02-15 | 2022-12-26 | Николай Борисович Болотин | Gas turbine engine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP6769714B2 (en) | Fuel supply system for gas turbine combustors | |
US10690350B2 (en) | Combustor with axially staged fuel injection | |
RU2632073C2 (en) | Fuel injection unit and device, containing fuel injection unit | |
US9423135B2 (en) | Combustor having mixing tube bundle with baffle arrangement for directing fuel | |
US10655858B2 (en) | Cooling of liquid fuel cartridge in gas turbine combustor head end | |
US9222673B2 (en) | Fuel nozzle and method of assembling the same | |
CN101446211B (en) | Gas turbine fuel injector with insulating air shroud | |
EP3341656B1 (en) | Fuel nozzle assembly for a gas turbine | |
CA2829989A1 (en) | Damper arrangement for reducing combustion-chamber pulsation | |
JP6628493B2 (en) | Fuel delivery system | |
JP2019105438A (en) | Thimble assembly for introducing cross-flow into secondary combustion zone | |
CA2845156C (en) | Combustor for gas turbine engine | |
US11248794B2 (en) | Fluid mixing apparatus using liquid fuel and high- and low-pressure fluid streams | |
US11828467B2 (en) | Fluid mixing apparatus using high- and low-pressure fluid streams | |
US11156362B2 (en) | Combustor with axially staged fuel injection | |
RU2014110628A (en) | TUBULAR-RING COMBUSTION CHAMBER WITH STEPS AND TANGENTIAL FUEL AND AIR INJECTORS FOR USE IN GAS-TURBINE ENGINES | |
JP2019049253A (en) | Nozzle assembly for dual-fuel nozzle | |
CN105229279B (en) | Direct fluids pipe with shield | |
EP3889508B1 (en) | Combustor for a gas turbine | |
RU2493493C1 (en) | Gas turbine engine combustion chamber | |
JP7139162B2 (en) | Dual fuel fuel nozzle with gaseous and liquid fuel capabilities | |
RU2493494C1 (en) | Gas turbine engine combustion chamber | |
US20120198812A1 (en) | Apparatus for mixing fuel in a gas turbine | |
RU2493492C1 (en) | Gas turbine engine combustion chamber and nozzle module | |
RU2493495C1 (en) | Gas turbine engine combustion chamber |