RU2531477C1 - Device to burn fuel in gas turbine engine - Google Patents
Device to burn fuel in gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2531477C1 RU2531477C1 RU2013140327/06A RU2013140327A RU2531477C1 RU 2531477 C1 RU2531477 C1 RU 2531477C1 RU 2013140327/06 A RU2013140327/06 A RU 2013140327/06A RU 2013140327 A RU2013140327 A RU 2013140327A RU 2531477 C1 RU2531477 C1 RU 2531477C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- primary
- primary channel
- slots
- diameter
- fixed
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области турбостроения, в частности к устройствам для сжигания топлива, и может быть использовано в камерах сгорания газотурбинных двигателей (ГТД).The invention relates to the field of turbine construction, in particular to devices for burning fuel, and can be used in the combustion chambers of gas turbine engines (GTE).
Наиболее близким по технической сущности заявляемого изобретения является устройство для сжигания топлива в газотурбинном двигателе (ГТД), которое содержит корпус с кольцевыми обечайками, неподвижные и подвижные разделители потоков, образующие первичные и вторичные каналы, причем в неподвижных разделителях потоков выполнены каналы для подвода топлива в топливные коллекторы-стабилизаторы пламени, которые установлены на входе в первичные каналы и состоят из неподвижных и подвижных частей, телескопически соединенных между собой и жестко закрепленных соответственно на неподвижных и подвижных разделителях потоков. В неподвижных и подвижных частях коллекторов-стабилизаторов пламени выполнены отверстия-форсунки (см., например, "Способ сжигания топлива в высокотемпературном газотурбинном двигателе и устройство для сжигания топлива в газотурбинном двигателе". Патент РФ №2124676, кл. F23, опубл. 10.01.99 г. Бюл. №1).The closest in technical essence of the claimed invention is a device for burning fuel in a gas turbine engine (GTE), which contains a housing with annular shells, fixed and movable flow separators, forming primary and secondary channels, and in the stationary flow separators channels are made for supplying fuel to the fuel flame stabilizer collectors that are installed at the entrance to the primary channels and consist of fixed and moving parts, telescopically connected to each other and a gesture fixed on fixed and movable flow separators, respectively. Nozzle openings are made in the fixed and moving parts of the flame stabilizer manifolds (see, for example, “A method of burning fuel in a high-temperature gas turbine engine and a device for burning fuel in a gas turbine engine.” RF Patent No. 2124676, class F23, publ. 10.01. 99 g. Bull. No. 1).
Недостатком такого устройства, принятого за прототип, является малая возможность управления процессом стабилизации пламени и смесеобразования топливно-воздушной смеси (ТВС) в реакторной зоне, а также высокая вероятность срыва пламени.The disadvantage of this device, adopted as a prototype, is the small ability to control the process of stabilization of the flame and mixture formation of the fuel-air mixture (FA) in the reactor zone, as well as a high probability of flame failure.
Техническим результатом изобретения является расширение диапазона устойчивой работы камеры сгорания за счет усовершенствования устройства для сжигания топлива в ГТД путем установки в первичных каналах взаимно перпендикулярных уголковых стабилизаторов пламени, жестко закрепленных на наружном и внутреннем кольцах в торцевой части кольцевой полости, а также установки 2N пластин, где N - количество первичных каналов, выполненных по профилю крыла, имеющих возможность поворота вокруг своей центральной оси, тем самым интенсифицируя процесс смесеобразования.The technical result of the invention is to expand the range of stable operation of the combustion chamber by improving the device for burning fuel in a gas turbine engine by installing mutually perpendicular corner flame stabilizers in the primary channels, rigidly fixed to the outer and inner rings in the end part of the annular cavity, as well as installing 2N plates, where N is the number of primary channels made along the wing profile, which can be rotated around its central axis, thereby intensifying the process mixture formation.
Указанный технический результат достигается тем, что в известном устройстве для сжигания топлива в газотурбинном двигателе, содержащее наружный и внутренний корпусы, образующие кольцевую полость, в которой установлены неподвижные и подвижные разделители потока, образующие чередующиеся первичные и вторичные каналы, на наружном корпусе кольцевой полости в каждом первичном канале выполнены симметричные прямоугольные вырезы, соответствующие его размеру, с проходящими через них неподвижными разделителями потока, а также в торцевой части кольцевой полости дополнительно установлены два кольца с возможностью вращения вокруг продольной оси, диаметр одного из которых соответствует диаметру наружного корпуса, второго - диаметру внутреннего корпуса, при этом на наружном кольце выполнены 2N прорези, где N - натуральное четное число, соответствующее количеству первичных каналов, в каждом первичном канале установлены по две выполненные по профилю крыла пластины, шарнирно закрепленные на внутреннем кольце, с возможностью перемещения вокруг продольной оси двигателя по прорезям на наружном кольце и вокруг своей центральной оси, длина прорези соответствует ходу пластины от минимального до максимального размера первичного канала, а также в каждом первичном канале установлены уголковые стабилизаторы пламени с углом раскрытия 55-65 градусов по направлению потока, которые жестко закреплены на наружном и внутреннем кольцах равноудаленно по окружности, при этом точка крепления на наружном кольце находится между прорезями соответствующего канала.The specified technical result is achieved by the fact that in the known device for burning fuel in a gas turbine engine, containing the outer and inner bodies forming an annular cavity, in which fixed and movable flow dividers are installed, forming alternating primary and secondary channels, on the outer annular cavity body in each the primary channel is made symmetrical rectangular cutouts corresponding to its size, with fixed flow dividers passing through them, as well as in the end part two rings are additionally installed in the annular cavity with the possibility of rotation around the longitudinal axis, the diameter of one of which corresponds to the diameter of the outer casing, the second to the diameter of the inner casing, while 2N slots are made on the outer ring, where N is a natural even number corresponding to the number of primary channels, in each primary channel has two plates made along the wing profile, pivotally mounted on the inner ring, with the possibility of movement around the longitudinal axis of the engine along the slots n and on the outer ring and around its central axis, the length of the slot corresponds to the stroke of the plate from the minimum to the maximum size of the primary channel, and also in each primary channel corner flame stabilizers are installed with an opening angle of 55-65 degrees in the direction of flow, which are rigidly fixed to the outer and inner rings equidistant in circumference, while the attachment point on the outer ring is between the slots of the corresponding channel.
Сущность изобретения заключается в том, что в устройстве для сжигания топлива, содержащем наружный и внутренний корпусы, образующие кольцевую полость, в которой установлены неподвижные и подвижные разделители потока, образующие чередующиеся первичные и вторичные каналы, на наружном корпусе кольцевой полости в каждом первичном канале выполнены симметричные прямоугольные вырезы, соответствующие его размеру, с проходящими через них неподвижными разделителями потока, а также в торцевой части кольцевой полости дополнительно установлены два кольца с возможностью вращения вокруг продольной оси, диаметр одного из которых соответствует диаметру наружного корпуса, второго - диаметру внутреннего корпуса, при этом на наружном кольце выполнены 2N прорези, где N - натуральное четное число, соответствующее количеству первичных каналов, в каждом первичном канале установлены по две выполненные по профилю крыла пластины, шарнирно закрепленные на внутреннем кольце, с возможностью перемещения вокруг продольной оси двигателя по прорезям на наружном кольце и вокруг своей оси, длина прорези соответствует ходу пластины от минимального до максимального размера первичного канала, а также в каждом первичном канале установлены уголковые стабилизаторы пламени с углом раскрытия 55-65 градусов по направлению потока, которые жестко закреплены на наружном и внутреннем кольцах равноудаленно по окружности, при этом точка крепления на наружном кольце находится между прорезями соответствующего канала.The essence of the invention lies in the fact that in the device for burning fuel, containing the outer and inner bodies forming an annular cavity, in which fixed and movable flow dividers are installed, forming alternating primary and secondary channels, symmetrical symmetrical on the outer case of the annular cavity in each primary channel rectangular cutouts corresponding to its size, with fixed flow dividers passing through them, as well as in the end part of the annular cavity are additionally installed two rings with the possibility of rotation around the longitudinal axis, the diameter of one of which corresponds to the diameter of the outer case, the second to the diameter of the inner case, with 2N slots made on the outer ring, where N is a natural even number corresponding to the number of primary channels, each primary channel has two plates made along the wing profile pivotally mounted on the inner ring, with the possibility of movement around the longitudinal axis of the engine along the slots on the outer ring and around its axis, the length of If it corresponds to the plate travel from the minimum to the maximum size of the primary channel, and in each primary channel, corner flame stabilizers are installed with an opening angle of 55-65 degrees in the direction of flow, which are rigidly fixed to the outer and inner rings equally spaced around the circumference, while the mounting point on the outer ring is between the slots of the corresponding channel.
Схема построения устройства приведена на фиг.1-3. На фиг.1 представлен общий вид камеры сгорания, где обозначено: наружный корпус 1, внутренний корпус камеры сгорания 2, на котором выполнены симметричные прямоугольные вырезы 7, внешнее кольцо 8 и внутреннее кольцо 9.The construction diagram of the device shown in Fig.1-3. Figure 1 presents a General view of the combustion chamber, where it is indicated: the
На фиг.2,а представлена торцевая часть камеры сгорания, соответствующая максимальному режиму работы ГТД; фиг.2,б - то же, соответствующая минимальному режиму работы ГТД, где обозначено: неподвижный разделитель потока 3, подвижный разделитель потока 4, образующие первичный канал 5, вторичный канал 6, уголковый стабилизатор пламени 12, пластины 11, выполненные по профилю крыла, гидропривод 13.Figure 2, a presents the end part of the combustion chamber corresponding to the maximum mode of operation of the gas turbine engine; figure 2, b - the same corresponding to the minimum mode of operation of the gas turbine engine, where it is indicated: a
На фиг.3,а представлена часть камеры сгорания, содержащая первичный и вторичный каналы, развернутая на плоскости (вид сверху), соответствующая максимальному режиму работы ГТД; фиг.3,б - то же, соответствующая минимальному режиму работы ГТД, где обозначено: прорези 10 на наружном кольце 8, по которым перемещаются пластины 11, тяги 14, 16, проушина 17, направляющие 15, 18.Figure 3, a presents a portion of the combustion chamber containing the primary and secondary channels, deployed on a plane (top view), corresponding to the maximum mode of operation of the gas turbine engine; figure 3, b is the same corresponding to the minimum mode of operation of the gas turbine engine, where it is indicated:
Наружное кольцо 8 и внутреннее кольцо 9 предназначены для крепления уголковых стабилизаторов пламени 12, через которые осуществляется подвод топлива. Прорези 10 на наружном кольце 8 предназначены для перемещения пластин 11 вокруг продольной оси двигателя и вокруг своей центральной оси, длина прорези соответствует ходу пластины от минимального до максимального размера первичного канала 5, в котором выполненные симметричные прямоугольные вырезы 7, соответствуют его размеру, с проходящими через них неподвижными разделителями потока 3. Тяги 14 предназначены для шарнирного соединения подвижного разделителя потока 4 и наружного корпуса камеры сгорания 1, на каждой из тяг 14 установлены направляющие 15, тяги 16 предназначены для жесткого соединения уголковых стабилизаторов пламени 12 и шарнирного соединения с пластинами 11 через проушины 17, которые перемещаются по двум направляющим 18, установленным на хвостовике каждой пластины 11.The
Устройство работает следующим образом. Воздух, подводимый в камеру сгорания, разделяется на первичный и вторичный в соотношении, определяемом пропускной способностью первичных и вторичных каналов. Процесс сжигания топлива осуществляется в первичных каналах путем его подвода и стабилизации пламени посредством уголкового стабилизатора 12 и пластин 11.The device operates as follows. The air supplied to the combustion chamber is divided into primary and secondary in a ratio determined by the capacity of the primary and secondary channels. The process of burning fuel is carried out in the primary channels by supplying it and stabilizing the flame by means of an
При работе газотурбинного двигателя на режимах повышенной мощности подвижный и неподвижный разделители потока вплотную приближены друг к другу (фиг.3,а), обеспечивая максимальный расход воздуха первичного канала 5, при этом пластины 11, выполненные по профилю крыла, имеют наименьший угол установки по отношению к набегающему потоку. При переходе на режимы пониженной мощности (фиг.3,б) уменьшают пропускную способность в первичном канале 5 и, соответственно, увеличивают пропускную способность во вторичном канале 6, перераспределяя воздух в пользу вторичного, при этом угол установки пластин 11 увеличивают, что благоприятно сказывается на процессе смесеобразования. Для этого с помощью гидропривода 13 вращается наружный корпус 1 камеры сгорания, который соединен с разделителем потока 4 двумя шарнирно соединенными тягами 14, на каждой из которых установлена направляющая 15, хвостовики уголковых стабилизаторов 12 соединены с пластинами 11 через тяги 16, имеющие одинаковую длину, с другой стороны тяг 16 имеется шарнирное соединение для крепления тяг с проушинами 17, которые перемещаются по двум направляющим 18, установленным на хвостовике каждой пластины 11.When the gas turbine engine is operating at high power, the movable and stationary flow dividers are closely close to each other (Fig. 3, a), ensuring maximum air flow rate of the
Данное устройство для сжигания топлива в ГТД позволяет интенсифицировать процесс смешения топливно-воздушной смеси за счет воздействия на структуру течения газа, а также расширить диапазон устойчивой работы камеры сгорания.This device for burning fuel in a gas turbine engine allows you to intensify the process of mixing the fuel-air mixture by affecting the structure of the gas flow, as well as expand the range of stable operation of the combustion chamber.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013140327/06A RU2531477C1 (en) | 2013-08-30 | 2013-08-30 | Device to burn fuel in gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013140327/06A RU2531477C1 (en) | 2013-08-30 | 2013-08-30 | Device to burn fuel in gas turbine engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2531477C1 true RU2531477C1 (en) | 2014-10-20 |
Family
ID=53382018
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013140327/06A RU2531477C1 (en) | 2013-08-30 | 2013-08-30 | Device to burn fuel in gas turbine engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2531477C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2651692C2 (en) * | 2015-10-26 | 2018-04-23 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Device for fuel combustion in gas turbine engine |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0088933A1 (en) * | 1982-03-12 | 1983-09-21 | Kraftwerk Union Aktiengesellschaft | Gas turbine combustion chamber |
EP0100135A1 (en) * | 1982-07-22 | 1984-02-08 | The Garrett Corporation | Combustor |
EP0192266A2 (en) * | 1985-02-22 | 1986-08-27 | Hitachi, Ltd. | Gas turbine combustor |
EP0496659A1 (en) * | 1991-01-23 | 1992-07-29 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Gas turbine combustion chamber with adjustable wall |
RU94022720A (en) * | 1994-06-10 | 1996-06-20 | Ставропольское высшее авиационное инженерное училище ПВО им.маршала авиации Судца В.А. | Gas-turbine engine combustion chamber |
RU2124676C1 (en) * | 1994-05-05 | 1999-01-10 | Андрей Александрович Пахольченко | Method and device for fuel combustion in high- temperature gas-turbine engine |
-
2013
- 2013-08-30 RU RU2013140327/06A patent/RU2531477C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0088933A1 (en) * | 1982-03-12 | 1983-09-21 | Kraftwerk Union Aktiengesellschaft | Gas turbine combustion chamber |
EP0100135A1 (en) * | 1982-07-22 | 1984-02-08 | The Garrett Corporation | Combustor |
EP0192266A2 (en) * | 1985-02-22 | 1986-08-27 | Hitachi, Ltd. | Gas turbine combustor |
EP0496659A1 (en) * | 1991-01-23 | 1992-07-29 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Gas turbine combustion chamber with adjustable wall |
RU2124676C1 (en) * | 1994-05-05 | 1999-01-10 | Андрей Александрович Пахольченко | Method and device for fuel combustion in high- temperature gas-turbine engine |
RU94022720A (en) * | 1994-06-10 | 1996-06-20 | Ставропольское высшее авиационное инженерное училище ПВО им.маршала авиации Судца В.А. | Gas-turbine engine combustion chamber |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2651692C2 (en) * | 2015-10-26 | 2018-04-23 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Device for fuel combustion in gas turbine engine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2012149129A (en) | A PISTON IN WHICH THE FORM OF THE COMBUSTION CAVITY PROVIDES THE REQUIRED RELATIONSHIP BETWEEN COMBUSTION EFFICIENCY AND EXHAUST COMPOSITION | |
CN111380074B (en) | Intelligent adjusting system for air flow distribution of combustion chamber and working method thereof | |
KR101606017B1 (en) | Damper for gas turbine | |
RU2014119896A (en) | HALL EFFECT ENGINE | |
BR102015018643A2 (en) | power cylinder systems for an reciprocating engine | |
RU2531477C1 (en) | Device to burn fuel in gas turbine engine | |
RU2009104549A (en) | IGNITION CANDLE INSTALLATION DEVICE IN THE COMBUSTION CAMERA OF A GAS TURBINE ENGINE, IGNITION SYSTEM OF A GAS TURBINE ENGINE AND A GAS TURBINE ENGINE | |
RU2013130008A (en) | COMBUSTION CHAMBER ASSEMBLY, IN PARTICULAR, FOR A GAS TURBINE | |
CN103868095A (en) | Active air flow control and adjustment device and engine combustion chamber including same | |
EP2557362A3 (en) | Turbomachine combustor assembly | |
US20180038282A1 (en) | Damping device, combustor, and gas turbine | |
CN111936790B (en) | Combustor and gas turbine provided with same | |
GB2473113A (en) | Pulse detonation inlet management system | |
RU2012116126A (en) | COMBUSTION CHAMBER FOR THE AIRCRAFT GAS TURBINE ENGINE WITH OPTIONS OF DIFFERENT CONFIGURATION | |
WO2014129920A1 (en) | Device for fuel combustion in a continuous detonation wave | |
US8720315B2 (en) | Combustion gas piston type movable guiding tube netting device | |
RU2013131635A (en) | MULTI-CONE TYPE PRE-MIXING BURNER FOR GAS TURBINE | |
RU2014125503A (en) | THE COMBUSTION CHAMBER | |
CN105157063A (en) | Adjustable-flow-distribution flame tube | |
US20160341147A1 (en) | Piston top providing structural unit | |
CN103968421A (en) | Variable volume combustor with nested fuel manifold system | |
KR102129052B1 (en) | Swirler assembly | |
RU2651692C2 (en) | Device for fuel combustion in gas turbine engine | |
EP3073099B1 (en) | Adapting flow dynamics for internal combustion engines | |
RU2017111847A (en) | Method for reducing NOx emissions in a gas turbine, air and fuel mixer, gas turbine and swirl |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160831 |