RU2505749C1 - Gas turbine engine combustion chamber and method of its operation - Google Patents

Gas turbine engine combustion chamber and method of its operation Download PDF

Info

Publication number
RU2505749C1
RU2505749C1 RU2012132219/06A RU2012132219A RU2505749C1 RU 2505749 C1 RU2505749 C1 RU 2505749C1 RU 2012132219/06 A RU2012132219/06 A RU 2012132219/06A RU 2012132219 A RU2012132219 A RU 2012132219A RU 2505749 C1 RU2505749 C1 RU 2505749C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion chamber
secondary air
flame tube
combustion
laser radiation
Prior art date
Application number
RU2012132219/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Ростислав Иванович Сериков
Александр Михайлович Старик
Наталия Сергеевна Титова
Олег Николаевич Фаворский
Александр Сергеевич Шарипов
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова"
Priority to RU2012132219/06A priority Critical patent/RU2505749C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2505749C1 publication Critical patent/RU2505749C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: proposed combustion chamber comprises housing, fire pipe with combustion and dilution zones, fuel feed system, primary and secondary air flows feed system. The latter comprises the device to act on secondary air flow inside circular channel between combustion chamber and fire pipe walls. Besides, it includes fuel-air mix ignition device. Said device to act on secondary air flow inside circular channel comprises laser radiation source, optical fibre and at least two opposed mirrors arranged inside said channel. One of said mirrors has through bore at focal line. Laser radiation source can excite molecular oxygen to singlet state and is connected via optical fibre with through bore of the mirror.
EFFECT: ruled out carbon monoxide, almost completely, from engine exhaust gases, more complete fuel combustion.
10 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к способам организации горения в камерах сгорания авиационных газотурбинных двигателей (ГТД).The invention relates to aircraft engine building, in particular to methods for organizing combustion in the combustion chambers of aircraft gas turbine engines (GTE).

Известен способ организации горения в камере сгорания авиационного ГТД, получивший широкое распространение в основных камерах сгорания ГТД традиционной схемы независимо от конкретных особенностей конструкции двигателя. Способ заключается в том, что рабочий объем камеры разделяется на две основные части: зону горения и зону разбавления. За фронтовым устройством жаровой трубы образуются зоны циркуляции газа, необходимые для стабилизации пламени, т.е. для непрерывного поджигания топливовоздушной смеси горячими продуктами сгорания. В эту зону подается распыляемое центробежной форсункой топливо. Поступающий в жаровую трубу воздух делится на три основные части: первичный, вторичный и третичный (см., например, «Обеспечение комплекса основных характеристик камеры», Основные камеры сгорания ГТД, Научный вклад в создание авиационных двигателей, Книга 2, ЦИАМ, 2000 год, стр.308-309).A known method of organizing combustion in the combustion chamber of an aircraft gas turbine engine, widely used in the main combustion chambers of a gas turbine engine of a traditional design, regardless of the specific design features of the engine. The method consists in the fact that the working volume of the chamber is divided into two main parts: the combustion zone and the dilution zone. Behind the front device of the flame tube, gas circulation zones are formed, which are necessary for stabilization of the flame, i.e. for continuous ignition of the air-fuel mixture by hot combustion products. The fuel sprayed by the centrifugal nozzle is fed into this zone. The air entering the flame tube is divided into three main parts: primary, secondary and tertiary (see, for example, “Providing a set of basic chamber characteristics”, Main gas turbine engine combustion chambers, Scientific contribution to the creation of aircraft engines, Book 2, TsIAM, 2000, pg. 308-309).

Недостатком данного способа является высокий уровень эмиссии монооксида углерода (CO), который считается одним из основных (наряду с оксидами азота NOx, несгоревшими углеводородами и сажевыми частицами) загрязняющих веществ, образующихся при горении углеводородных топлив в традиционных камерах сгорания ГТД. Образование СО в продуктах сгорания обычно связывают с неполнотой сгорания углеводородных топлив в области боковой стенки жаровой трубы, которая интенсивно охлаждается до 900 К в узкой зоне подачи пелены вторичного воздуха, находящейся между корпусом камеры и внешней поверхностью жаровой трубы. При такой низкой температуре монооксид углерода не окисляется в CO2.The disadvantage of this method is the high level of carbon monoxide emissions (CO), which is considered one of the main (along with nitrogen oxides NO x, unburned hydrocarbons and soot particles) of pollutants produced during combustion of hydrocarbon fuels in conventional combustion chambers TBG. The formation of CO in combustion products is usually associated with incomplete combustion of hydrocarbon fuels in the region of the side wall of the flame tube, which is intensively cooled to 900 K in the narrow zone of supply of the secondary air sheet located between the chamber body and the outer surface of the flame tube. At such a low temperature, carbon monoxide does not oxidize to CO 2 .

Известна камера сгорания ГТД, в которой с целью уменьшения токсичных выбросов используют пар (патент РФ №2287066, МПК F01K 21/04, опубл. 2006 г.). Способ работы указанной камеры ГТД включает подачу пара в первичную зону и во вторичную зону камеры сгорания. Расход пара в первичную зону регулируют перепуском части пара во вторичную зону и поддерживают оптимальную температуру пламени в первичной зоне на всех основных режимах работы. При этом пар во вторичную зону подается непосредственно в жаровую трубу камеры сгорания без предварительного смешения с воздухом, подаваемым во вторичную зону. Изобретение позволяет обеспечить при всех условиях эксплуатации в диапазоне основных режимов работы низкий уровень эмиссии оксидов азота, монооксида углерода и несгоревших углеводородов, устойчивую и надежную работу камеры сгорания, значительное повышение мощности и к.п.д. установки.A gas turbine engine combustion chamber is known in which steam is used to reduce toxic emissions (RF patent No. 2287066, IPC F01K 21/04, publ. 2006). The method of operation of the specified chamber of the gas turbine engine includes the supply of steam to the primary zone and to the secondary zone of the combustion chamber. The flow rate of steam into the primary zone is controlled by transferring part of the steam into the secondary zone and the optimum flame temperature in the primary zone is maintained in all main operating modes. In this case, the steam in the secondary zone is supplied directly to the combustion tube of the combustion chamber without preliminary mixing with the air supplied to the secondary zone. The invention allows to ensure under all operating conditions in the range of main operating modes a low level of emission of nitrogen oxides, carbon monoxide and unburned hydrocarbons, stable and reliable operation of the combustion chamber, a significant increase in power and efficiency installation.

Недостатком данной камеры сгорания является невозможность ее использования в авиационных двигателях в связи с большим потребным количеством пара и отсутствием источника пара на борту самолета.The disadvantage of this combustion chamber is the inability to use it in aircraft engines due to the large required amount of steam and the lack of a steam source on board the aircraft.

В связи с ужесточением требований по выбросам вредных веществ ГТД (монооксид углерода - CO, несгоревших углеводородов - CnHm, оксидов азота - NOx) возникает необходимость в разработке камеры сгорания с малыми выбросами этих веществ. Среди других решений (подача пара или воды в камеру сгорания) применяют перераспределение расхода воздуха по длине камеры сгорания для обеспечения оптимальных условий горения во всем рабочем диапазоне режимов работы ГТД. При этом для предотвращения образования CO и CnHm на низких режимах и обеспечения нормального запуска камеры сгорания уменьшают расход воздуха в первичную зону, а на высоких режимах для предотвращения образования NOx увеличивают расход воздуха в первичную зону.In connection with the tightening requirements on emissions of harmful substances FCD (carbon monoxide - CO, unburned hydrocarbons - C n H m, NOx - NO x) is necessary to develop a combustion chamber with low emission of these substances. Among other solutions (steam or water supply to the combustion chamber), redistribution of air flow along the length of the combustion chamber is used to ensure optimal combustion conditions in the entire working range of gas turbine engine operating modes. At the same time, to prevent the formation of CO and C n H m at low conditions and to ensure normal start-up of the combustion chamber, the air flow to the primary zone is reduced, and at high conditions to prevent the formation of NO x , the air flow to the primary zone is increased.

Наиболее близкой к предложенной камере является камера сгорания ГТД с регулируемым распределением воздуха, содержащая жаровую трубу с окнами в ее стенке, перекрываемыми размещенным в месте расположения окон подвижным элементом, соединенным через систему рычагов с приводом (патент EP 0100135, МПК F23R 3/26, опуб. 1986 г.).Closest to the proposed chamber is a gas turbine engine with a controlled distribution of air, containing a fire tube with windows in its wall, overlapped by a movable element located at the location of the windows, connected via a lever system with a drive (patent EP 0100135, IPC F23R 3/26, publ . 1986).

Недостатком известного устройства является его низкая надежность, так как при нагреве стенок жаровой трубы поворотные и перемещаемые вдоль нее кольца, пояса или не обеспечивают герметичность (при закрытом положении), что не обеспечивает оптимальное распределение воздуха по длине жаровой трубы, или (при достаточной герметичности, т.е. при малых зазорах) могут происходить отказы в перемещениях регулирующих элементов из-за коробления жаровой трубы, особенно при ее неравномерном нагреве, и от температурных расширений жаровой трубы и регулируемых элементов.A disadvantage of the known device is its low reliability, since when heating the walls of the flame tube, the rings, belts and belts moving along it do not provide tightness (when closed), which does not provide optimal air distribution along the length of the flame pipe, or (with sufficient tightness, i.e., with small gaps), failures in the movements of the regulating elements can occur due to warping of the flame tube, especially when it is heated unevenly, and from the temperature expansion of the flame tube and uemyh elements.

В основу изобретения положено решение следующих задач:The invention is based on the following tasks:

- снижение эмиссии вредных веществ;- reduction of emissions of harmful substances;

- окисление CO до CO2, уменьшающее при этом эмиссию CO из камеры сгорания в несколько раз и обеспечивающее тем самым экологически безопасный уровень эмиссии СО из двигателя;- oxidation of CO to CO 2 , which reduces the emission of CO from the combustion chamber by several times and thereby provides an environmentally friendly level of CO emission from the engine;

- увеличение полноты сгорания топливовоздушной смеси и к.п.д. камеры сгорания;- increase the completeness of combustion of the air-fuel mixture and efficiency combustion chambers;

- обеспечение экологически более чистого горения.- providing cleaner burning.

Для достижения указанного технического результата камера сгорания ГТД содержит корпус, жаровую трубу с зонами горения и разбавления, систему подачи топлива, систему подачи первичного и вторичного потоков воздуха и устройство зажигания топливовоздушной смеси. Система подачи вторичного потока воздуха снабжена устройством воздействия на поток вторичного воздуха в полости кольцевого канала между стенками камеры сгорания и жаровой трубы.To achieve the technical result, the gas turbine engine combustion chamber comprises a housing, a flame tube with combustion and dilution zones, a fuel supply system, a primary and secondary air flow supply system, and an air-fuel mixture ignition device. The secondary air flow supply system is equipped with a device for influencing the secondary air flow in the cavity of the annular channel between the walls of the combustion chamber and the flame tube.

Новым в изобретении является то, что устройство воздействия на поток вторичного воздуха камеры сгорания содержит источник лазерного излучения, оптическое волокно и, по меньшей мере, два расположенных друг напротив друга зеркала. Зеркала размещены в полости кольцевого канала, где одно из зеркал имеет на фокальной линии сквозное отверстие, причем источник лазерного излучения выполнен с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетное состояние и соединен через оптическое волокно со сквозным отверстием зеркала.New in the invention is that the device for influencing the secondary air flow of the combustion chamber contains a laser radiation source, an optical fiber and at least two opposite mirrors. The mirrors are located in the cavity of the annular channel, where one of the mirrors has a through hole on the focal line, and the laser radiation source is configured to excite molecular oxygen to the singlet state and is connected through an optical fiber to the through hole of the mirror.

Новым также является то, что камера сгорания в качестве источника излучения содержит твердотельный лазер, который выполнен с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетное состояние O2(a1Δg) с длиной волны излучения равной 1268±0,5 нм.Also new is that the combustion chamber as a radiation source contains a solid-state laser, which is configured to excite molecular oxygen to the O 2 singlet state (a 1 Δ g ) with a radiation wavelength of 1268 ± 0.5 nm.

Новым также является то, что камера сгорания в качестве источника излучения содержит твердотельный лазер, который выполнен с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетное состояние

Figure 00000001
с длиной волны излучения равной 762±0,5 нм.Also new is that the combustion chamber as a radiation source contains a solid-state laser, which is configured to provide excitation of molecular oxygen in a singlet state
Figure 00000001
 with a radiation wavelength equal to 762 ± 0.5 nm.

Новым также является то, что зеркала расположены в полости кольцевого канала, охватывающей зону горения или зону разбавления жаровой трубы.Also new is the fact that the mirrors are located in the cavity of the annular channel covering the combustion zone or the dilution zone of the flame tube.

Способ работы камеры сгорания ГТД заключается в том, что в камеру сгорания раздельно подают горючее и воздух. Поток воздуха разделяют на две части. Поток первичного воздуха смешивают с горючим и воспламеняют в полости жаровой трубы. Потоком вторичного воздуха охлаждают стенки жаровой трубы, при этом в полости кольцевого канала между жаровой трубой и стенками корпуса камеры сгорания осуществляют воздействие на поток вторичного воздуха и подают его через отверстия в стенке жаровой трубы камеры сгорания.The method of operation of the combustion chamber of a gas turbine engine is that fuel and air are separately supplied to the combustion chamber. The air flow is divided into two parts. The flow of primary air is mixed with fuel and ignited in the cavity of the flame tube. The secondary air stream cools the walls of the flame tube, while in the cavity of the annular channel between the flame tube and the walls of the housing of the combustion chamber, the secondary air flows and is fed through openings in the wall of the flame tube of the combustion chamber.

Новым в изобретении является то, что воздействие на поток вторичного воздуха перед его подачей в камеру сгорания осуществляют лазерным излучением с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетное состояние при многократном прохождении лазерного излучения между зеркалами.New in the invention is that the impact on the flow of secondary air before it is fed into the combustion chamber is carried out by laser radiation with the ability to ensure the excitation of molecular oxygen in a singlet state with multiple passage of laser radiation between the mirrors.

Новым также является то, что воздействие на поток вторичного воздуха осуществляют лазерным излучением с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетное состояние O2(a1Δg) с длиной волны излучения равной 1268±0,5 нм. А также, воздействие на поток вторичного воздуха осуществляют лазерным излучением с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетное состояние

Figure 00000001
с длиной волны 762±0,5 нм. Воздействие на поток вторичного воздуха осуществляют лазерным излучением в полости кольцевого канала, охватывающей зону горения или зону разбавления жаровой трубы.Also new is the fact that the secondary air stream is exposed to laser radiation with the possibility of providing molecular oxygen to the singlet state O 2 (a 1 Δ g ) with a radiation wavelength of 1268 ± 0.5 nm. And also, the impact on the flow of secondary air is carried out by laser radiation with the ability to ensure the excitation of molecular oxygen in a singlet state
Figure 00000001
 with a wavelength of 762 ± 0.5 nm. The impact on the flow of secondary air is carried out by laser radiation in the cavity of the annular channel, covering the combustion zone or the dilution zone of the flame tube.

Механизм воздействия на поток воздуха с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетные состояния O2(a1Δg) и

Figure 00000001
описан в следующих статьях: 1) Adam Hicks, Seth Norberg, Paul Shawcross, Walter R Lempert, J William Rich and Igor V Adamovich. Singlet oxygen generation in a high pressure non- self-sustained electric discharge //J. Phys. D: Appl. Phys. 38 (2005) 3812-3824; 2) K.F. Pliavaka, S.V. Gorbatov, S.V. Shushkou, F.V. Pliavaka, A.P. Chemukho, S.A. Zhdanok, V.V. Naumov, A. M. Starik, A. Bourig, J.-P. Martin. Singlet oxygen production in electrical non-self-sustained HV pulsed + DC cross discharge at atmospheric pressure with application to plasma assisted combustion technologies // In Contributed Papers of International Workshop on Nonequilibrium Processes in Combustion and Plasma Based Technologies, page 186-191, Minsk, 2006.The mechanism of action on the air flow with the possibility of ensuring the excitation of molecular oxygen in singlet states O 2 (a 1 Δ g ) and
Figure 00000001
 described in the following articles: 1) Adam Hicks, Seth Norberg, Paul Shawcross, Walter R Lempert, J William Rich and Igor V Adamovich. Singlet oxygen generation in a high pressure non-self-sustained electric discharge // J. Phys. D: Appl. Phys. 38 (2005) 3812-3824; 2) KF Pliavaka, SV Gorbatov, SV Shushkou, FV Pliavaka, AP Chemukho, SA Zhdanok, VV Naumov, AM Starik, A. Bourig, J.-P. Martin Singlet oxygen production in electrical non-self-sustained HV pulsed + DC cross discharge at atmospheric pressure with application to plasma assisted combustion technologies // In Contributed Papers of International Workshop on Nonequilibrium Processes in Combustion and Plasma Based Technologies, page 186-191, Minsk , 2006.

Возбуждение молекул O2 в состояние

Figure 00000001
осуществляется лазерным излучением с длинной волны 762 нм. Воздействие лазерным излучением с длинной волны 1268 нм обеспечивает возбуждение молекулярного кислорода в состояние O2(a1Δg).Excitation of O 2 molecules to a state
Figure 00000001
 carried out by laser radiation with a wavelength of 762 nm. Exposure to laser radiation with a wavelength of 1268 nm provides the excitation of molecular oxygen in the state of O 2 (a 1 Δ g ).

Настоящее изобретение основано на следующих физических процессах. Интенсификация окисления CO до CO2 в низкотемпературной области достигается посредством возбуждения молекул O2 из основного в возбужденное электронное состояние

Figure 00000001
. Далее в результате относительно быстрого тушения состояния
Figure 00000001
 в воздухе
Figure 00000002
 возникает метастабильное состояние O2(a1Δg). Молекулы синглетного кислорода O2(a1Δg) реагируют с молекулами CO на несколько порядков величины быстрее, чем молекулы O2 в основном электронном состоянии (Sharipov A.S. and Starik A.M. // J. Phys. Chem. A. 2011. V.115. P.1795-1803). Поступая вместе с вторичным воздухом в пристеночную область жаровой трубы с относительно низкой температурой (T=900-1000 К), синглетный кислород O2(a1Δg) инициирует протекание цепного механизма, приводящего к быстрому окислению CO до CO2. При этом эмиссия CO из камеры сгорания уменьшается в несколько раз. Увеличивается полнота сгорания топливовоздушной смеси и к.п.д. камеры сгорания в целом.The present invention is based on the following physical processes. The intensification of oxidation of CO to CO 2 in the low-temperature region is achieved by excitation of O 2 molecules from the ground to an excited electronic state
Figure 00000001
 . Further, as a result of relatively quick quenching of the state
Figure 00000001
 in the air
Figure 00000002
 a metastable state of O 2 (a 1 Δ g ) occurs. Molecules of singlet oxygen O 2 (a 1 Δ g ) react with CO molecules several orders of magnitude faster than O 2 molecules in the ground electronic state (Sharipov AS and Starik AM // J. Phys. Chem. A. 2011. V.115 P.1795-1803). Entering together with the secondary air into the near-wall region of the flame tube with a relatively low temperature (T = 900-1000 K), singlet oxygen O 2 (a 1 Δ g ) initiates the flow of a chain mechanism leading to the rapid oxidation of CO to CO 2 . In this case, the CO emission from the combustion chamber is reduced several times. The completeness of combustion of the air-fuel mixture and efficiency is increasing. combustion chambers in general.

Таким образом, решены поставленные в изобретении задачи, по сравнению с известными аналогами.Thus, the tasks of the invention are solved in comparison with the known analogues.

Настоящее изобретение поясняется последующим подробным описанием камеры сгорания ГТД и способа ее работы со ссылкой на чертежи, представленные на фиг.1-2, гдеThe present invention is illustrated by the following detailed description of the gas turbine engine combustion chamber and its method of operation with reference to the drawings shown in figures 1-2, where

на фиг.1 - схема камеры сгорания ГТД;figure 1 - diagram of the combustion chamber of the gas turbine engine;

на фиг.2 - расчет изменения во времени мольных долей компонентов при окислении СО в продуктах сгорания.figure 2 - calculation of changes over time in the molar fractions of the components during oxidation of CO in the products of combustion.

На схеме камеры сгорания газотурбинного двигателя (фиг.1) приняты следующие обозначения:On the diagram of the combustion chamber of a gas turbine engine (figure 1), the following notation:

1. жаровая труба;1. flame tube;

2. корпус камеры;2. camera body;

3. система подачи топлива;3. fuel supply system;

4. источник лазерного излучения (твердотельный Nd:YAG-лазер);4. a source of laser radiation (solid-state Nd: YAG laser);

5. зеркала;5. mirrors;

6. оптическое волокно;6. optical fiber;

7. место ввода оптического волокна;7. place of input of the optical fiber;

8. отверстия для подачи вторичного воздуха;8. openings for supplying secondary air;

9. циркуляционные потоки в камере сгорания;9. circulation flows in the combustion chamber;

10. полость кольцевого канала;10. cavity of the annular channel;

11. устройство зажигания;11. ignition device;

12. поток первичного воздуха;12. primary air flow;

13. поток вторичного воздуха.13. The flow of secondary air.

Камера сгорания ГТД содержит жаровую трубу 1 с зонами горения и разбавления, размещенную в корпусе 2, систему 3 подачи топлива, систему подачи первичного и вторичного потоков 12, 13 воздуха и устройство 11 зажигания топливовоздушной смеси (см. фиг.1). Камера сгорания ГТД снабжена устройством воздействия на поток 13 вторичного воздуха, выполненным в виде источника 4 лазерного излучения с оптическим волокном 6 и, по меньшей мере, двумя расположенными друг напротив друга зеркалами 5. Зеркала 5 размещены в полости 10 кольцевого канала, где одно из зеркал 5 имеет на фокальной линии сквозное отверстие (не показано). Источник 4 лазерного излучения через оптическое волокно 6 соединен с местом ввода 7 и сквозным отверстием зеркала 5.The GTE combustion chamber contains a flame tube 1 with combustion and dilution zones located in the housing 2, a fuel supply system 3, a primary and secondary air flow system 12, 13, and an air-fuel mixture ignition device 11 (see Fig. 1). The GTE combustion chamber is equipped with a device for influencing the secondary air stream 13, made in the form of a laser radiation source 4 with an optical fiber 6 and at least two opposite mirrors 5. Mirrors 5 are placed in the cavity 10 of the annular channel, where one of the mirrors 5 has a through hole (not shown) on the focal line. The source of laser radiation 4 through an optical fiber 6 is connected to the input point 7 and the through hole of the mirror 5.

Источник 4 лазерного излучения может быть выполнен в виде твердотельного Nd:YAG-лазера, основная частота которого преобразуется кристаллом Al2O3Ti3+ в широкополосное излучение, включающее длину волны 762 нм, которая вызывает переход молекул кислорода из основного электронного состояния в возбужденное синглетное состояние

Figure 00000001
. Выделение соответствующего спектрального диапазона излучения, которое вызывает указанный переход, можно осуществить стандартным методом с помощью монохроматора либо отдельной дифракционной отражательной решетки, установленной на пути излучения, выходящего из кристалла Al2O3Ti3+, и отражением выделенного решеткой спектра в область протекания реакции горения между внешней поверхностью жаровой трубы 1 и стенкой корпуса 2 камеры сгорания. Возможность осуществления подобной оптической схемы подтверждается результатами исследований (статья: Н.И. Липатов, А.С.Бирюков, Э.С.Гулямова. Световой котел-генератор синглетного кислорода O2(a1Δg) // Квантовая электроника 2008. Т.38. №13. C.1179-1182).The laser radiation source 4 can be made in the form of a solid-state Nd: YAG laser, the main frequency of which is converted by an Al 2 O 3 Ti 3+ crystal into broadband radiation, including a wavelength of 762 nm, which causes the transition of oxygen molecules from the ground electronic state to the excited singlet state
Figure 00000001
 . The selection of the corresponding spectral range of radiation that causes the indicated transition can be carried out by the standard method using a monochromator or a separate diffraction reflective grating installed on the path of radiation emerging from the Al 2 O 3 Ti 3+ crystal and reflecting the spectrum allocated by the grating to the region of the combustion reaction between the outer surface of the flame tube 1 and the wall of the housing 2 of the combustion chamber. The feasibility of such an optical circuit supported by the results of studies (article:. NI Lipatov A.S.Biryukov, E.S.Gulyamova Luminous boiler generating singlet oxygen O 2 (a 1 Δ g) // Quantum Electronics 2008. T .38. No. 13. C.1179-1182).

Далее в результате относительно быстрого тушения состояния

Figure 00000001
в воздухеFurther, as a result of relatively quick quenching of the state
Figure 00000001
 in the air

Figure 00000003
Figure 00000003

возникает (1) метастабильное состояние O2(a1Δg). Наличие активных центров-носителей цепного механизма окисления молекул CO в форме синглетного кислорода O2(a1Δg) - позволяет интенсифицировать протекание цепной реакции окисления(1) a metastable state of O 2 (a 1 Δ g ) arises. The presence of active carrier centers of the chain mechanism of oxidation of CO molecules in the form of singlet oxygen O 2 (a 1 Δ g ) allows one to intensify the occurrence of the chain oxidation reaction

Figure 00000004
Figure 00000004

в рассмотренной области камеры сгорания, где наряду с образовавшимися в реакции (2) носителями цепного механизма атомами кислорода присутствуют также активные атомы Н и радикалы ОН, участвующие в цепном механизме окисления CO. Это позволяет уменьшить на выходе из камеры сгорания количество монооксида углерода до минимально возможного уровня.in the considered region of the combustion chamber, where, along with the oxygen atoms formed in the reaction of the chain mechanism (2), there are also active H atoms and OH radicals participating in the chain mechanism of CO oxidation. This allows to reduce the amount of carbon monoxide at the exit from the combustion chamber to the lowest possible level.

Аналогичный механизм окисления молекул СО присутствует в случае возбуждения молекул O2 в синглетное состояние O2(a1Δg) при воздействии лазерного излучения с длинной волны 1268 нм.A similar mechanism of oxidation of CO molecules present in the case of excitation of O 2 molecules in the singlet state O 2 (a 1 Δ g) when exposed to laser radiation with a wavelength of 1268 nm.

Способ работы камеры сгорания ГТД осуществляется следующим образом. В камеру сгорания раздельно подают горючее и воздух. В рабочем объеме камеры формируются зоны горения и разбавления, при этом за фронтовым устройством жаровой трубы 1 образуются циркуляционные потоки 9, необходимые для стабилизации пламени. В эту зону через систему 3 подачи топлива центробежной форсункой распыляется горючее. Поток воздуха разделяют на две части. Поток 12 первичного воздуха смешивают с горючим и воспламеняют в полости жаровой трубы 1. Потоком 13 вторичного воздуха охлаждают стенки жаровой трубы 1. В полости 10 кольцевого канала между жаровой трубой 1 и стенками корпуса 2 камеры сгорания на поток 13 вторичного воздуха воздействуют лазерным излучением соответствующей длины. После обработки потока 13 вторичного воздуха его подают через отверстия 8 в стенке жаровой трубы 1 камеры сгорания.The method of operation of the combustion chamber of a gas turbine engine is as follows. Separately, fuel and air are supplied to the combustion chamber. In the working volume of the chamber, combustion and dilution zones are formed, while behind the front device of the flame tube 1, circulation flows 9 are formed, which are necessary to stabilize the flame. Fuel is sprayed into this zone through the fuel supply system 3 by a centrifugal nozzle. The air flow is divided into two parts. The primary air stream 12 is mixed with fuel and ignited in the cavity of the flame tube 1. Secondary air stream 13 is used to cool the walls of the flame tube 1. In the cavity 10 of the annular channel between the flame tube 1 and the walls of the housing 2 of the combustion chamber, the secondary air stream 13 is exposed to laser radiation of the corresponding length . After processing the stream 13 of secondary air it is fed through holes 8 in the wall of the flame tube 1 of the combustion chamber.

Воздействие на поток 13 вторичного воздуха осуществляют лазерным излучением в полости 10 кольцевого канала, охватывающей зону горения или разбавления жаровой трубы 1. Источник 4 лазерного излучения обеспечивает возбуждение молекулярного кислорода в синглетные состояния O2(a1Δg) и

Figure 00000001
длиной волны 1268 нм и 762 нм, соответственно.The impact on the stream 13 of secondary air is carried out by laser radiation in the cavity 10 of the annular channel, covering the combustion zone or dilution of the flame tube 1. The source of laser radiation 4 provides the excitation of molecular oxygen in singlet states O 2 (a 1 Δ g ) and
Figure 00000001
 wavelengths of 1268 nm and 762 nm, respectively.

На фиг.2 приведены результаты расчета изменения во времени мольных долей монооксида углерода и других компонентов для характерных параметров камеры сгорания в области интенсивного охлаждения стенки жаровой трубы 1 (с температурой газа Т0=900 К и давлением Р0=1 атм) потоком 13 вторичного воздуха в случае возбуждения молекул 02 в состояние

Figure 00000001
. Из представленного графика видно, что за время t=0,1 с концентрация СО уменьшается более чем в 10 раз. Таким образом, эмиссия СО уменьшается до нескольких ppm, что существенно ниже норм «ИКАО» (статья: Starik A.M., Koslov V.E., Titova N.C. // Combust. Flame 2010. V.157. N.2. P.313-327).Figure 2 shows the results of calculating the time variation of the molar fractions of carbon monoxide and other components for the characteristic parameters of the combustion chamber in the area of intensive cooling of the wall of the flame tube 1 (with gas temperature T 0 = 900 K and pressure P 0 = 1 atm) with a stream 13 of the secondary air in the case of excitation of molecules 02 in a state
Figure 00000001
 . It can be seen from the graph that, over a time t = 0.1 s, the CO concentration decreases by more than 10 times. Thus, the CO emission decreases to several ppm, which is significantly lower than the ICAO standards (article: Starik AM, Koslov VE, Titova NC // Combust. Flame 2010. V.157. N.2. P.313-327).

Предлагаемое техническое решение позволяет практически полностью исключить монооксид углерода в выхлопных газах ГТД, увеличить полноту сгорания топливовоздушной смеси и к.п.д. камеры сгорания, обеспечить экологически более чистое горение, что в совокупности создает значительный технико-экономический эффект и может быть реализовано на практике в авиационном двигателестроении.The proposed technical solution allows almost completely to eliminate carbon monoxide in the exhaust gases of the gas turbine engine, to increase the completeness of combustion of the air-fuel mixture and efficiency combustion chambers, to provide cleaner burning, which together creates a significant technical and economic effect and can be implemented in practice in aircraft engine manufacturing.

Claims (10)

1. Камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая корпус, жаровую трубу с зонами горения и разбавления, систему подачи топлива, систему подачи первичного и вторичного потоков воздуха, снабженную устройством воздействия на поток вторичного воздуха в полости кольцевого канала между стенками камеры сгорания и жаровой трубы, и устройство зажигания топливовоздушной смеси, отличающаяся тем, что устройство воздействия на поток вторичного воздуха содержит источник лазерного излучения, оптическое волокно и, по меньшей мере, два расположенных напротив друг друга зеркала, размещенных в полости кольцевого канала, где одно из зеркал имеет на фокальной линии сквозное отверстие, причем источник лазерного излучения выполнен с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетное состояние и соединен через оптическое волокно со сквозным отверстием зеркала.1. The combustion chamber of a gas turbine engine, comprising a housing, a flame tube with combustion and dilution zones, a fuel supply system, a primary and secondary air flow supply system provided with a device for influencing the secondary air flow in the annular cavity between the walls of the combustion chamber and the flame tube, and an air-fuel mixture ignition device, characterized in that the secondary air flow impact device comprises a laser radiation source, an optical fiber and at least two opposite each other, mirrors placed in the cavity of the annular channel, where one of the mirrors has a through hole on the focal line, the laser radiation source being configured to provide excitation of molecular oxygen to the singlet state and connected through an optical fiber to the through hole of the mirror. 2. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что в качестве источника излучения содержит твердотельный лазер, который выполнен с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетное состояние O2(a1Δg) с длиной волны излучения, равной 1268±0,5 нм.2. The combustion chamber according to claim 1, characterized in that the radiation source contains a solid-state laser that is configured to excite molecular oxygen in the singlet state O 2 (a 1 Δ g ) with a radiation wavelength equal to 1268 ± 0, 5 nm. 3. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что в качестве источника излучения содержит твердотельный лазер, который выполнен с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетное состояние
Figure 00000005
 с длиной волны излучения, равной 762±0,5 нм.3. The combustion chamber according to claim 1, characterized in that the radiation source contains a solid-state laser, which is configured to provide excitation of molecular oxygen in a singlet state
Figure 00000005
 with a radiation wavelength equal to 762 ± 0.5 nm. 4. Камера сгорания по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что зеркала расположены в полости кольцевого канала, охватывающей зону горения жаровой трубы.4. The combustion chamber according to any one of claims 1 to 3, characterized in that the mirrors are located in the cavity of the annular channel covering the combustion zone of the flame tube. 5. Камера сгорания по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что зеркала расположены в полости кольцевого канала, охватывающей зону разбавления жаровой трубы.5. The combustion chamber according to any one of claims 1 to 3, characterized in that the mirrors are located in the cavity of the annular channel covering the dilution zone of the flame tube. 6. Способ работы камеры сгорания газотурбинного двигателя, заключающийся в том, что в камеру сгорания раздельно подают горючее и воздух, поток воздуха разделяют на две части, поток первичного воздуха смешивают с горючим и воспламеняют в полости жаровой трубы, потоком вторичного воздуха охлаждают стенки жаровой трубы, при этом воздействуют на поток вторичного воздуха и подают его через отверстия в стенке жаровой трубы камеры сгорания, отличающийся тем, что воздействие на поток вторичного воздуха перед его подачей в камеру сгорания осуществляют лазерным излучением с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетное состояние при многократном прохождении лазерного излучения между зеркалами.6. The method of operation of the combustion chamber of a gas turbine engine, namely, that fuel and air are separately supplied to the combustion chamber, the air flow is divided into two parts, the primary air flow is mixed with fuel and ignited in the cavity of the flame tube, the walls of the flame tube are cooled by the secondary air stream at the same time they act on the stream of secondary air and feed it through openings in the wall of the flame tube of the combustion chamber, characterized in that the effect on the stream of secondary air before it is fed into the combustion chamber laser radiation with the possibility of providing excitation of molecular oxygen to the singlet state with multiple passage of laser radiation between the mirrors. 7. Способ по п.6, отличающийся тем, что воздействие на поток вторичного воздуха осуществляют лазерным излучением с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетное состояние O2(a1Δg) с длиной волны излучения, равной 1268±0,5 нм.7. The method according to claim 6, characterized in that the secondary air stream is exposed to laser radiation with the possibility of providing molecular oxygen to the singlet state O 2 (a 1 Δ g ) with a radiation wavelength equal to 1268 ± 0.5 nm. 8. Способ по п.6, отличающийся тем, что воздействие на поток вторичного воздуха осуществляют лазерным излучением с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетное состояние
Figure 00000006
 с длиной волны 762±0,5 нм.8. The method according to claim 6, characterized in that the impact on the flow of secondary air is carried out by laser radiation with the ability to ensure the excitation of molecular oxygen in a singlet state
Figure 00000006
 with a wavelength of 762 ± 0.5 nm. 9. Способ по любому из пп.6-8, отличающийся тем, что воздействие на поток вторичного воздуха осуществляют лазерным излучением в полости кольцевого канала, охватывающей зону горения жаровой трубы.9. The method according to any one of claims 6 to 8, characterized in that the secondary air flow is affected by laser radiation in the cavity of the annular channel covering the combustion zone of the flame tube. 10. Способ по любому из пп.6-8, отличающийся тем, что воздействие на поток вторичного воздуха осуществляют лазерным излучением в полости кольцевого канала, охватывающей зону разбавления жаровой трубы. 10. The method according to any one of paragraphs.6-8, characterized in that the impact on the flow of secondary air is carried out by laser radiation in the cavity of the annular channel covering the dilution zone of the flame tube.
RU2012132219/06A 2012-07-27 2012-07-27 Gas turbine engine combustion chamber and method of its operation RU2505749C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012132219/06A RU2505749C1 (en) 2012-07-27 2012-07-27 Gas turbine engine combustion chamber and method of its operation

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012132219/06A RU2505749C1 (en) 2012-07-27 2012-07-27 Gas turbine engine combustion chamber and method of its operation

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2505749C1 true RU2505749C1 (en) 2014-01-27

Family

ID=49957760

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012132219/06A RU2505749C1 (en) 2012-07-27 2012-07-27 Gas turbine engine combustion chamber and method of its operation

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2505749C1 (en)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2557969C1 (en) * 2014-06-24 2015-07-27 Геннадий Саитянович Туктакиев Powdered fuel combustion device
RU2557967C1 (en) * 2014-06-24 2015-07-27 Геннадий Саитянович Туктакиев Powdered fuel combustion method
RU2559658C1 (en) * 2014-06-24 2015-08-10 Геннадий Саитянович Туктакиев Device for combustion of powdered fuel
RU2615608C1 (en) * 2016-02-15 2017-04-05 Николай Борисович Болотин Fuel gas activation system and fuel activator
RU2625076C1 (en) * 2016-02-08 2017-07-11 Николай Борисович Болотин Combustion chamber of gas turbine engine and means of air activation

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3927520A (en) * 1974-02-04 1975-12-23 Gen Motors Corp Combustion apparatus with combustion and dilution air modulating means
EP0026594A1 (en) * 1979-09-28 1981-04-08 General Motors Corporation Low emissions prevaporization type combustor assembly
EP0100135A1 (en) * 1982-07-22 1984-02-08 The Garrett Corporation Combustor
RU2326263C1 (en) * 2007-05-14 2008-06-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр имени М.В. Келдыша" (ФГУП "Центр Келдыша") Method of inflammation of fuel components in rocket engine combustion chamber and device realising this method (variants)
RU2348828C1 (en) * 2007-11-15 2009-03-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" Low-thrust rocket engine that operates on non-self-ignitable gaseous oxidant and liquid fuel and method of its start
RU2400644C1 (en) * 2009-06-09 2010-09-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" Low-thrust rocket engine running on non-self-igniting gaseous oxidiser and liquid fuel, and method of its starting

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3927520A (en) * 1974-02-04 1975-12-23 Gen Motors Corp Combustion apparatus with combustion and dilution air modulating means
EP0026594A1 (en) * 1979-09-28 1981-04-08 General Motors Corporation Low emissions prevaporization type combustor assembly
EP0100135A1 (en) * 1982-07-22 1984-02-08 The Garrett Corporation Combustor
RU2326263C1 (en) * 2007-05-14 2008-06-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр имени М.В. Келдыша" (ФГУП "Центр Келдыша") Method of inflammation of fuel components in rocket engine combustion chamber and device realising this method (variants)
RU2348828C1 (en) * 2007-11-15 2009-03-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" Low-thrust rocket engine that operates on non-self-ignitable gaseous oxidant and liquid fuel and method of its start
RU2400644C1 (en) * 2009-06-09 2010-09-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" Low-thrust rocket engine running on non-self-igniting gaseous oxidiser and liquid fuel, and method of its starting

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2557969C1 (en) * 2014-06-24 2015-07-27 Геннадий Саитянович Туктакиев Powdered fuel combustion device
RU2557967C1 (en) * 2014-06-24 2015-07-27 Геннадий Саитянович Туктакиев Powdered fuel combustion method
RU2559658C1 (en) * 2014-06-24 2015-08-10 Геннадий Саитянович Туктакиев Device for combustion of powdered fuel
RU2625076C1 (en) * 2016-02-08 2017-07-11 Николай Борисович Болотин Combustion chamber of gas turbine engine and means of air activation
RU2615608C1 (en) * 2016-02-15 2017-04-05 Николай Борисович Болотин Fuel gas activation system and fuel activator

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8616006B2 (en) Advanced optics and optical access for laser ignition for gas turbines including aircraft engines
US8689536B2 (en) Advanced laser ignition systems for gas turbines including aircraft engines
RU2505749C1 (en) Gas turbine engine combustion chamber and method of its operation
Firsov et al. Plasma-enhanced mixing and flameholding in supersonic flow
Savelkin et al. Ignition and flameholding in a supersonic combustor by an electrical discharge combined with a fuel injector
Pilla et al. Stabilization of a turbulent premixed flame using a nanosecond repetitively pulsed plasma
US20170114998A1 (en) Ducted fuel injection
RU2614754C1 (en) Excitation of an additional laser for combustion stability
KR100850151B1 (en) Non-catalytic combustor for reducing nox emissions
JP2011001952A (en) Laser ignition system and method for internal combustion engine
Rajasegar et al. Effects of continuous volumetric direct-coupled nonequilibrium atmospheric microwave plasma discharge on swirl-stabilized premixed flames
JP4916311B2 (en) Pilot combustion system that stabilizes combustion in gas turbine engines
RU2513527C1 (en) Gas turbine engine combustion chamber and method of its operation
RU2625076C1 (en) Combustion chamber of gas turbine engine and means of air activation
Tu et al. Experimental and numerical study of combustion and emission characteristics of NH3/CH4/air premixed swirling flames with air-staging in a model combustor
Khalil et al. Hydroxyl radical distribution in distributed reaction combustion condition
WO2019171067A1 (en) Abatement by combustion
US20130025253A1 (en) Reduction of co and o2 emissions in oxyfuel hydrocarbon combustion systems using oh radical formation with hydrogen fuel staging and diluent addition
JP2019510157A (en) Ducted fuel injection with ignition assist
US7624578B2 (en) Method and apparatus for generating combustion products within a gas turbine engine
Pilla et al. Influence of the repetition rate of a nanosecond pulsed discharge on the stabilization of a turbulent lean premixed flame
RU2557967C1 (en) Powdered fuel combustion method
KR20240124183A (en) dark radiator
Rajasegar et al. Experimental characterization of a swirl stabilized, direct-coupled, plasma assisted turbulent jet flame

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20210804