RU2511977C2 - Injector unit of gas-turbine engine combustion chamber - Google Patents
Injector unit of gas-turbine engine combustion chamber Download PDFInfo
- Publication number
- RU2511977C2 RU2511977C2 RU2012126891/06A RU2012126891A RU2511977C2 RU 2511977 C2 RU2511977 C2 RU 2511977C2 RU 2012126891/06 A RU2012126891/06 A RU 2012126891/06A RU 2012126891 A RU2012126891 A RU 2012126891A RU 2511977 C2 RU2511977 C2 RU 2511977C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- fuel
- nozzle
- plate
- modules
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к газотурбинный 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 invention relates to gas turbine engines, including aircraft and stationary gas turbine engines of gas turbine engines, and can find application in aircraft construction, 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 P02C 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
Недостатком является большая неравномерность температурного поля на выходе из камеры сгорания, обусловленная небольшим количеством форсунок.The disadvantage is the large unevenness 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 №215888, МПК P23K 3/26, опубл. 10.11.2000 г.Known combustion chamber according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 215888, IPC
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 их камеры сгорания.The disadvantages of this combustion chamber are: emission of harmful substances especially in the “low gas” mode, incomplete combustion of fuel, circumferential and radial unevenness of the temperature field at the outlet of their combustion chamber.
Известна камера сгорания и форсуночный модуль из книги Старцев Н.И. Конструкция и проектирование камеры сгорания ГТД. Самарский 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 engineering of the gas turbine engine combustion chamber. Samara State Aerospace University, 2007, prototype 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 их 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 2 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 fuel, circumferential and radial unevenness of the temperature field at the outlet of their 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 2 maximum mode the pressure drop across the nozzles (nozzle modules) is sufficient for high-quality atomization of fuel, 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 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.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 параллельным расположением форсуночных модулей в соседних рядах.The disadvantages are the same, they are due to the parallel arrangement of the nozzle modules in adjacent rows.
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.The objectives of the invention are to increase the completeness of fuel combustion in all modes, reduce the emission of harmful substances and ensure a uniform temperature field at the outlet of the combustion chamber around the circumference in all modes.
Решение указанных задач достигнуто в форсуночном блоке камеры сгорания ГТД, содержащем плиту с установленными на ней в несколько рядов форсуночными модулями, содержащими топливные и воздушные каналы, и топливный коллектор, соединенный с плитой, полость которого соединена топливными каналами с форсуночными модулями, отличающемся тем, что применено более трех концентричных рядов форсуночных модулей, которые установлены установочными выступами в несквозные отверстия, выполненные в плите, плита выполнена выпуклой формы в сторону воздушного потока. Форсуночные модули в рядах могут быть установлены на плите в шахматном порядке. Форсуночные модули могут содержать корпус, центральное тело, камеру смешения в форме усеченного конуса, центральный топливный канал, завихрители воздуха, выполненные между корпусом и центральным телом в виде наклонно установленных лопастей. Лопасти в соседних рядах форсуночных модулей могут быть наклонены в противоположные стороны.The solution of these problems was achieved in the nozzle block of the gas turbine combustion chamber containing a stove with nozzle modules installed on it in several rows containing fuel and air channels, and a fuel manifold connected to the stove, the cavity of which is connected by fuel channels to the nozzle modules, characterized in that more than three concentric rows of nozzle modules are used, which are installed by mounting tabs in non-through holes made in the plate, the plate is convex in the direction of air wow flow. The nozzle modules in rows can be staggered on the stove. The nozzle modules may comprise a housing, a central body, a truncated cone-shaped mixing chamber, a central fuel channel, air swirls made between the housing and the central body in the form of obliquely mounted vanes. The blades in the adjacent rows of the nozzle modules can be tilted in opposite directions.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…6, The invention is illustrated in figure 1 ... 6,
где на фиг.1 приведен форсуночный блок камеры сгорания ГТД,where figure 1 shows the nozzle block of the combustion chamber of a gas turbine engine,
на фиг.2 приведен форсуночный модуль,figure 2 shows the nozzle module,
на фиг.3 приведено сечение А-А фиг.2,figure 3 shows a section aa of figure 2,
на фиг.4 приведена плита,figure 4 shows the plate,
на фиг.5 приведена плита с форсуночным модулем,figure 5 shows a plate with a nozzle module,
на фиг.6 приведена схема установки форсуночных модулей.figure 6 shows the installation diagram of the nozzle modules.
Форсуночное устройство камеры сгорания ГТД (фиг.1…6) содержит плиту 1 с коллектором 2, имеющим полость 3. Плита 1 выполнена выпуклой формы в сторону воздушного потока, это позволит увеличить длину камеры сгорания в ее центральной части и, как следствие, полноту сгорания и равномерность поля температуры на выходе из камеры сгорания.The nozzle device of the gas turbine combustion chamber (Fig. 1 ... 6) contains a
На плите 1 установлены форсуночные модули 4, размещенные в несколько концентричных рядов 5…7 (более трех).On the
Чем больше количество концентричных рядов 5…7, тем меньше неравномерность температурного поля на выходе из камеры сгорания. Количество рядов 5…7 может быть сколь угодно большим, с применением нанотехнологий - бесконечно большим.The greater the number of
В плите 1 выполнены несквозные отверстия 8 и топливные каналы 9 для подвода топлива к форсуночным модулям 4.In the
Форсуночные модули 4 в рядах 5…7 могут быть установлены в шахматном порядке, что предпочтительнее, т.к. позволит разместить большее количество форсуночных модулей 4. Продольная ось камеры сгорания (соответствующая продольной оси двигателя) обозначена как О1О1, а ось симметрии форсуночного блока О2О2.The
Форсуночные модули 4 содержат корпус 10 цилиндрической формы, центральное тело 11, выполненное внутри корпуса 10, уступ для крепления 12, выполненный на одном торце корпуса 10, камеру смешения 13, выполненную в форме усеченного конуса, на другом торце и сквозной топливный канал 14, выполненный в центральном теле 11 и уступе для крепления 12. Центральное тело 11 и корпус 10 соединены лопатками 15, установленными наклонно, между которыми выполнены воздушные каналы 16 (фиг.2). В плите 1 против воздушных каналов 16 выполнены сквозные воздушные каналы 17, разделенные перемычками 18 обтекаемой формы (фиг.4).The
Для обеспечения работы камера сгорания имеет трубопровод 19 (фиг.1).To ensure operation, the combustion chamber has a pipe 19 (figure 1).
Коллектор 2 может быть выполнен с обтекателем 20, который присоединен к нему сварочным швом 21. Плита 4 имеет выступы 22 и 23, к которым сварочными швами 24 и 25 присоединены стенки 26 и 27 коллектора 2.The
Особенностями форсуночного модуля является соотношение размеров:Features of the nozzle module is the ratio of sizes:
h=(0,1…0,5)Н.h = (0.1 ... 0.5) N.
При таком соотношении смешение топлива с воздухом происходит внутри камеры смешения 13 (фиг.2).With this ratio, the mixing of fuel with air occurs inside the mixing chamber 13 (figure 2).
При работе камеры сгорания топливо подается по трубопроводу 19 в полость 6 коллектора 5, потом по топливным каналам 9 в несквозные отверстия 8 и далее - в сквозные топливные каналы 14. Воздух подается через воздушные каналы 17 в воздушные каналы 16 и смешивается с топливом в камере смешения 13. Качественная топливовоздушная смесь сгорает в камере сгорания.During the operation of the combustion chamber, fuel is supplied through a
Конструкция форсуночного модуля 4 обеспечивает более качественное перемешивание топлива с воздухом и, как следствие, улучшение полноты сгорания.The design of the
Применение изобретения позволилоThe use 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 "small 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 топливовоздушной смеси и за счет перемешивания 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 air-fuel 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 за счет применения более трех рядов форсуночных модулей.5. reduce the radial non-uniformity of the temperature field at the outlet of the combustion chamber by the reliability of the nozzle and rotor blades due to the use of more than three rows of nozzle modules.
Claims (4)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012126891/06A RU2511977C2 (en) | 2012-06-27 | 2012-06-27 | Injector unit of gas-turbine engine combustion chamber |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012126891/06A RU2511977C2 (en) | 2012-06-27 | 2012-06-27 | Injector unit of gas-turbine engine combustion chamber |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012126891A RU2012126891A (en) | 2014-01-10 |
RU2511977C2 true RU2511977C2 (en) | 2014-04-10 |
Family
ID=49884008
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012126891/06A RU2511977C2 (en) | 2012-06-27 | 2012-06-27 | Injector unit of gas-turbine engine combustion chamber |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2511977C2 (en) |
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
- 2012-06-27 RU RU2012126891/06A patent/RU2511977C2/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 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2012126891A (en) | 2014-01-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9222673B2 (en) | Fuel nozzle and method of assembling the same | |
JP5544141B2 (en) | Integrated combustor in a gas turbine-first stage nozzle and related methods | |
US8943832B2 (en) | Fuel nozzle assembly for use in turbine engines and methods of assembling same | |
US11181270B2 (en) | Fuel nozzle and combustor and gas turbine including the same | |
US8438851B1 (en) | Combustor assembly for use in a turbine engine and methods of assembling same | |
RU2614887C2 (en) | Combustion chamber (versions) | |
RU2632073C2 (en) | Fuel injection unit and device, containing fuel injection unit | |
US10731862B2 (en) | Systems and methods for a multi-fuel premixing nozzle with integral liquid injectors/evaporators | |
US20140144142A1 (en) | Fuel nozzle for use in a turbine engine and method of assembly | |
KR20120098619A (en) | Inlet premixer for combustion apparatus | |
US9528704B2 (en) | Combustor cap having non-round outlets for mixing tubes | |
US9625157B2 (en) | Combustor cap assembly | |
JP6628493B2 (en) | Fuel delivery system | |
US11815026B2 (en) | Combustor nozzle, and combustor and gas turbine including the same | |
CN111828175B (en) | Pre-combustion heating device and rotary detonation engine using same | |
CN108844063B (en) | Air/methane burner for high-temperature pure air heat accumulating type heating equipment | |
RU2349840C1 (en) | Annular combustion chamber of gas-turbine engine | |
RU2657075C2 (en) | Shrouded pilot liquid tube | |
RU2493493C1 (en) | Gas turbine engine combustion chamber | |
RU2511992C2 (en) | Injector unit of gas-turbine engine combustion chamber | |
RU2511977C2 (en) | Injector unit of gas-turbine engine combustion chamber | |
RU2493494C1 (en) | Gas turbine engine combustion chamber | |
RU2620187C1 (en) | Gas turbine engine combustion chamber | |
US20130227928A1 (en) | Fuel nozzle assembly for use in turbine engines and method of assembling same | |
RU2612231C1 (en) | Gte combustion chamber and nozzle unit |