RU2619963C2 - Тангенциальная камера сгорания с безлопаточной турбиной для газотурбинного двигателя - Google Patents

Тангенциальная камера сгорания с безлопаточной турбиной для газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2619963C2
RU2619963C2 RU2012153796A RU2012153796A RU2619963C2 RU 2619963 C2 RU2619963 C2 RU 2619963C2 RU 2012153796 A RU2012153796 A RU 2012153796A RU 2012153796 A RU2012153796 A RU 2012153796A RU 2619963 C2 RU2619963 C2 RU 2619963C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion chamber
nozzles
fuel
air
grooves
Prior art date
Application number
RU2012153796A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012153796A (ru
Inventor
Маджед Др. ТОКАН
Брент Аллан ГРЕГОРИ
Риан Садао ЯМАН
Джонатан Дэвид РЕГЕЛЬ
Original Assignee
Маджед Др. ТОКАН
Брент Аллан ГРЕГОРИ
Риан Садао ЯМАН
Джонатан Дэвид РЕГЕЛЬ
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 Маджед Др. ТОКАН, Брент Аллан ГРЕГОРИ, Риан Садао ЯМАН, Джонатан Дэвид РЕГЕЛЬ filed Critical Маджед Др. ТОКАН
Publication of RU2012153796A publication Critical patent/RU2012153796A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2619963C2 publication Critical patent/RU2619963C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/002—Wall structures
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/007—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel constructed mainly of ceramic components
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/52—Toroidal combustion chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Abstract

Кольцевая камера сгорания для газотурбинного двигателя выполнена с наружным кожухом, внутренним кожухом, передней стенкой и разнесенными по окружности желобками и образованными одним или обоими внутренним кожухом и/или наружным кожухом и закрученными вокруг центральной линии двигателя в продольном направлении, и разнесенными по кругу сопла в наружном кожухе. Передняя стенка соединяет наружный кожух с внутренним кожухом, формируя кольцевое пространство. Желобки расположены ниже по потоку от сопел. Сопла выполнены с возможностью впрыскивать топливо и воздух в кольцевое пространство и направлять поток в полость камеры сгорания в направлении с выраженной окружной составляющей скорости. Желобки выполнены с возможностью завихрять и ускорять горячие газы с достижением оптимальной скорости при попадании на вход турбины. Изобретение обеспечивает оптимальные условия для горения, снижает выброс окислов азота и углерода, повышает эффективность охлаждения. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 13 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к аппаратам газотурбинных двигателей, в которых происходит сгорание потока топливно-воздушной смеси, а также к аппаратам, в которых осуществляется регулирование траектории потока нагретых газов для формирования оптимальной траектории его входа в ступень турбины. Такие аппараты содержат следующие компоненты (но не ограничиваются их наличием): топливно-воздушные сопла, жаровые трубы и кожухи камеры сгорания, переходные участки, направляющие лопатки, применяющиеся в воздушных суднах военной и гражданской авиации, энергетических установках и другом газотурбинном оборудовании.
Уровень техники
Газотурбинные двигатели относятся к аппаратам, извлекающим энергию из потока газообразных продуктов горения при высоких уровнях температуры, давления и скорости. Полученная энергия может использоваться для питания генератора с целью выработки энергии или обеспечения требуемой тяги воздушного судна. Типовой газотурбинный двигатель содержит многоступенчатый компрессор высокого давления, сжимающий атмосферный воздух. Сжатый воздух затем смешивается в камере сгорания с горючим при определенном соотношении топливо-воздух, при этом температура топливно-воздушной смеси увеличивается. Газообразные продукты горения при высокой температуре и большом давлении расширяются в турбине, при этом извлекается энергия для обеспечения требуемой тяги или питания генератора или компрессора, в зависимости от конкретного применения. Турбина имеет одну или несколько ступеней, причем каждая ступень содержит ряд лопастей и ряд лопаток. Лопасти распределены по окружности вращающейся ступицы, причем каждая лопасть по своей высоте перекрывает траекторию потока горячих газов. Каждая ступень невращающихся лопаток располагается по окружности и также проходит через траекторию потока горячих газов. Настоящее изобретение, описанное ниже, включает камеру сгорания и секции турбины газотурбинных двигателей.
Камера сгорания газотурбинного двигателя может иметь различные конфигурации: бункерную, трубчатую/цилиндрическую, кольцевую и трубчато-кольцевую (комбинация двух последних конфигураций). Именно в этом компоненте сжатая топливно-воздушная смесь проходит через топливно-воздушные сопла и происходит реакция горения данной смеси, в результате чего образуется горячий поток газов повышенной плотности, который с ускорением перемещается на выход. Трубчатая камера сгорания обычно состоит из отдельных жаровых труб, отстоящих друг от друга по окружности и содержащих зоны горения, воспламеняемые через отдельные сопла. Поток из каждой трубы затем направляется через канал и перед попаданием на лопатку первой ступени концентрируется в переходном участке. В кольцевой камере сгорания переходный участок не требуется, так как топливно-воздушные сопла обычно располагаются по окружности, и через них смесь подается в единую кольцевую камеру сгорания, в которой происходит горение. Основное отличие последней, трубчато-кольцевой, конфигурации камеры сгорания от двух предыдущих вариантов состоит в наличии отдельных труб, заключенных в кольцевой кожух, содержащий воздух, подаваемый в каждую трубу. Каждая конфигурация характеризуется своими достоинствами и недостатками в зависимости от применения.
Перед попаданием топлива и воздуха в камеру сгорания газовой турбины через топливно-воздушные сопла обычно происходит их предварительное смешивание. Посредством данных сопел смесь завихряется для улучшения качества смешивания (и, следовательно, повышения эффективности горения), а также для стабилизации процесса горения во избежание срыва пламени, что позволяет применять обедненные топливно-воздушные смеси для снижения уровня вредных выбросов. Топливно-воздушное сопло может иметь разные конфигурации с одним или несколькими кольцевыми впускными отверстиями, на каждом из которых расположены завихряющие лопатки.
Как и в случае с другими компонентами газовой турбины, во избежание расплавления камеры сгорания необходимо предпринимать меры для ее охлаждения. Обычно для этих целей применяется проникающее охлаждение, осуществляемое путем заключения жаровой трубы камеры сгорания в дополнительную смещенную жаровую трубу, причем между данными двумя трубами проходит выпускаемый компрессором воздух, который попадает в поток горячих газов через смесительные отверстия и охлаждающие каналы. Благодаря данной технологии от компонента газовой турбины отводится тепло, а также образуется тонкий пленочный слой охлаждающего воздуха между жаровой трубой и газообразными продуктами горения, что препятствует передаче тепла жаровой трубе. В зависимости от расположения смесительных отверстий в осевом направлении на жаровой трубе они могут выполнять две функции. Через смесительное отверстие, находящееся ближе к топливно-воздушным соплам, охлаждается жаровая труба и подается несгоревший воздух для горения, кроме того данное отверстие способствует смешиванию газов для увеличения эффективности горения. Через второе отверстие, находящееся ближе к турбине, охлаждается поток горячих газов, кроме того при помощи данного отверстия можно управлять полем температур на выходе камеры сгорания.
Следующая часть газотурбинного двигателя, через которую проходит поток, - это лопатка первой ступени и турбина. На данном участке газотурбинного двигателя горячие газы получают дополнительное ускорение и достигают скорости, при которой в результате их воздействия на ряд лопастей турбины из горячих газов извлекается энергия, расходуемая на подъем лопастей турбины, которые, в свою очередь, вращают приводной вал. При этом лопасти и лопатки турбины, оказывающиеся на пути прохождения горячих газов, работают при высоких уровнях температуры, давления и скорости. Такие неблагоприятные условия приводят к высокотемпературному окислению и разрушению поверхностей, что уменьшает срок службы компонента газовой турбины. Температуры газов на входе турбины обычно достигают значений на 200-300°C выше точки плавления компонентов турбины. Такие высокие температуры оказывают разрушающе воздействие на поверхности и увеличивают степень их шероховатости; таким образом, данные поверхности требуют обязательного охлаждения. Для обеспечения стойкости конструкции к разрушающим воздействиям, а также для эффективного охлаждения лопаток и лопастей турбины и повышения их прочности при воздействии горячих газообразных продуктов горения в газотурбинных двигателях применяются разнообразные конструкции, материалы и проектные решения, однако до сих пор не предпринимались попытки усовершенствования камеры сгорания и турбины, направленные на полное устранение лопаток первого ряда. На сегодняшний день для работы в сверхтяжелых эксплуатационных условиях в конструкции лопаток первой ступени турбины требуется использование новых разработок, которые включают технологии (но не ограничиваются ими) с применением дорогостоящих никелевых сплавов, теплозащитных покрытий, комплексных способов литья для получения монолитной конструкции с внутренними каналами охлаждения и пленочного охлаждения. В некоторых случаях стоимость лопаток первого ряда может достигать около 5% от стоимости всего газотурбинного двигателя. Кроме того, около 2% от всего потока, теряемого в газовой турбине, - это потери при перекачивании охлаждающего воздуха через данный компонент. Настоящее изобретение функционально соответствует требованиям, предъявляемым к газотурбинному оборудованию, однако при этом оно не содержит лопаточные сопла первой ступени, благодаря чему исключаются аспекты, сопряженные с соответствующими затратами и снижением характеристик.
Раскрытие изобретения
Настоящим изобретением предложена новая усовершенствованная конструкция камеры сгорания, работающей в обычном режиме, но в которой благодаря применению тангенциального выхода газообразных продуктов горения из камеры сгорания и предложенной желобковой геометрической структуры камеры сгорания отсутствует необходимость в использовании лопаточных сопел. Изобретение содержит модифицированную жаровую трубу с желобками, выдавленными внутрь полости камеры сгорания и проходящими через нее, а также закрученными вокруг и вдоль центральной линии двигателя. При помощи желобков горячие газы завихряются, ускоряются и достигают оптимальной скорости при попадании на вход турбины аналогично тому, как это происходит при использовании обычного лопаточного сопла газовой турбины. Для уменьшения длины желобковой секции топливно-воздушные сопла расположены по окружности жаровых труб на выходе камеры сгорания и направлены по касательной. Как и на другие компоненты двигателя, на желобки оказывает негативное воздействие поток горячих газов; следовательно, могут применяться способы ударного или проникающего охлаждения, а также другие виды охлаждения. Охлаждающий воздух подается от компрессора в пространство между главной жаровой трубой камеры сгорания и содержащей ее жаровой трубой, где проходит по внутренней части желобков (снаружи жаровой трубы, содержащей камеру сгорания) и охлаждает корпус камеры сгорания, после чего смешивается с горячими газами непосредственно на входе в турбину, или нагретый воздух направляется в камеру сгорания через топливно-воздушные сопла. Настоящее изобретение позволяет избавиться от необходимости применения направляющей сопловой лопатки первой ступени турбины или, по меньшей мере, уменьшить ее размер, что снижает производственные затраты, а также минимизирует расходы на осуществление перекачивания большого количества охлаждающего воздуха через внутренние каналы данного компонента для поддержания его конструктивных характеристик в эксплуатационных пределах.
Изобретение также охватывает топливно-воздушные сопла, через которые подается предварительно полученная топливно-воздушная смесь, и/или смесительные отверстия, через которые воздух с выхода компрессора и сжатое топливо подаются в камеру сгорания через несколько точек, расположенных в продольном и окружном направлениях. Расположение отверстий для впуска топлива и воздуха способствует улучшенному смешиванию реагирующих веществ и продуктов горения. Ступенчатое распределение сопел подачи топливно-воздушной смеси для получения большего количества топлива на входе каждой последующей ступени от ряда выходных сопел предыдущей ступени улучшает качество смешивания реагирующих веществ и создает в зоне горения определенную концентрацию кислорода, благодаря чему значительно снижается уровень выделения окислов азота (NOx). Кроме того, введение воздуха от компрессора на выходе зоны горения позволяет дожигать/поглощать все выделенные при горении окислы углерода (CO) до их попадания в первую ступень турбины. Фактически, камера сгорания позволяет снизить уровни вредных выбросов газовой турбины и уменьшить необходимость в применении устройств снижения токсичности отработавших газов, а также минимизировать воздействие на окружающую среду таких устройств. Дополнительно к этому полезному эффекту тангенциально ориентированное горение топлива и топливно-воздушные сопла позволяют направить пламя на ближайшую горелку и значительно усовершенствовать процесс воспламенения содержимого камеры сгорания.
Краткое описание чертежей
Фиг.1 показывает двухмерное изображение характерной конфигурации типовой камеры сгорания, лопатки первой ступени и лопасти турбины для газотурбинного двигателя, а также проходящий поток, как видно по сечению элементов цилиндрической поверхностью с постоянным радиусом кривизны.
Фиг.2 показывает двухмерное изображение характерной конфигурации изобретения и секций первой ступени турбины с проходящим потоком, как видно по сечению элементов цилиндрической поверхностью с постоянным радиусом кривизны.
Фиг.3 показывает вид сбоку кольцевой камеры сгорания с указанными желобками, ориентированными таким образом, что поток направлен слева направо.
Фиг.4 показывает изометрический разрез варианта осуществления изобретения, причем на разрезе видны профиль и внутренняя конфигурация желобковой части.
Фиг.5 показывает изометрический разрез варианта осуществления изобретения, содержащего вторую жаровую трубу, в которую заключена главная 6
жаровая труба камеры сгорания, причем на разрезе изображен характерный профиль конструкции.
Фиг. 6А показывает увеличенное изометрическое изображение, причем направление обзора немного повернуто в сторону выхода варианта осуществления изобретения, причем на изображении видны наружные поверхности желобковой части.
Фиг. 6В показывает увеличенное изометрическое изображение, причем направление обзора немного повернуто в сторону входа варианта осуществления изобретения, причем на изображении видны точки начала и конца желобков.
Фиг. 7 показывает изометрический разрез, причем направление обзора повернуто в сторону выхода, и на разрезе видна внутренняя поверхность желобков камеры сгорания.
Фиг. 8А показывает вид сзади всей камеры сгорания с выделенными выпускными отверстиями для горячих газообразных продуктов горения.
Фиг. 8В показывает увеличенный вид сзади камеры сгорания с выделенными выпускными отверстиями для горячих газообразных продуктов горения.
Фиг. 9 показывает двухмерный эскиз, на котором изображены сопла наружной жаровой трубы камеры сгорания, обращенные внутрь камеры сгорания и ориентированные в радиально-окружном направлении (возможная продольная ориентация не приведена).
Фиг. 10 показывает изометрический вид сбоку варианта кольцевой камеры сгорания без желобков с предложенным ступенчатым вводом топлива и воздуха.
Фиг. 11 показывает изометрический вид сбоку с секущей плоскостью, заданной центральной линией двигателя и радиусом.
Фиг. 12А показывает перспективный изометрический вид спереди варианта камеры сгорания без желобков (перспектива от фронтальной стороны к задней), на котором изображена перфорированная передняя стенка.
Фиг. 12В показывает увеличенное изображение фрагмента фиг. 12А.
Фиг. 13 показывает двухмерное изображение характерного поперечного сечения топливно-воздушного сопла.
Осуществление изобретения
На фиг. 1 показана общая схема функционирования камеры сгорания и первой ступени турбины газотурбинного двигателя. Горячие газообразные продукты 1 сгорания протекают в камере сгорания 7 в продольном направлении до ее пограничной зоны 8, на выходе которой данные продукты ускоряются и направляются лопаткой 2 первой ступени, после чего данные газы приобретают результирующую скорость 3, имеющую продольную составляющую 4, окружную составляющую 5 и минимальную радиальную составляющую. Этот ускоренный и закрученный поток газов затем наталкивается на лопасти 6 первой ступени турбины, в результате чего из него извлекается энергия, передаваемая на лопасти турбины и соединенный с ними ротор.
На фиг. 2 показана общая схема изобретения модифицированной камеры сгорания 7 и лопастей первой ступени турбины, предназначенных для применения в газотурбинном двигателе. В данном случае горячие газообразные продукты, имеющие существенную окружную составляющую скорости 33 потока, поступающего от ориентированных по касательной топливно-воздушных сопел, протекают через камеру сгорания 7 и далее закручиваются и ускоряются желобками в круговом направлении 11. Эти горячие завихренные газы 10 приобретают данное состояние благодаря окружному расположению топливно-воздушных сопел и ориентации желобковых поверхностей 9, проходящих через камеру сгорания. Горячие газы 10 выходят из продольной пограничной зоны камеры 12 сгорания с результирующей скоростью 3, имеющей продольную составляющую 4, окружную составляющую 5 и минимальную радиальную составляющую. Далее поток попадает на лопасти 6 первой ступени турбины, в результате чего из него извлекается энергия.
На фиг. 3 и 4 показан общий вид конструкции изобретения. Кольцевая камера сгорания фактически состоит из двух концентрических цилиндров 14 и 15, образующих кольцевое пространство при их соединении с кольцевой торцевой поверхностью 13, называемой передней стенкой, входного конца/отверстия (или при их заключении в нее). Данные два цилиндра могут иметь постоянный радиус или переменный радиус, изменяющий в продольном и/или окружном направлениях. Топливно-воздушные сопла расположены по окружности, охватывающей наружную жаровую трубу, в которой, согласно настоящему изобретению, получаемый поток имеет выраженную тангенциальную составляющую. Например, данные сопла могут размещаться в один ряд или в несколько рядов по окружности внутренней и/или наружной жаровых труб 15 и 14, где через сопла впрыскивается топливо и воздух в направлении, имеющем тангенциальную составляющую (скорость впрыскиваемой смеси также может иметь продольную и окружную составляющие). Другая конфигурация расположения топливно-воздушных сопел предполагает равномерное размещение на наружном кожухе 14, где сопла направляют поток в полость камеры сгорания в направлении с выраженной окружной составляющей скорости (скорость впрыскиваемой смеси также может иметь продольную и/или радиальную составляющие). Топливно-воздушные сопла могут иметь характерный вид, показанный на фиг. 13. На данном чертеже приведен возможный вариант осуществления изобретения, в котором круглая область 35 в центре сопла может содержать осевой завихритель, через который проходит обогащенная топливно-воздушная смесь, и/или концентрический топливно-воздушный жиклер. Отличительной особенностью тангенциальных топливно-воздушных сопел является кольцевая область 34, через которую воздух или предварительно полученная обедненная топливно-воздушная смесь проходят с минимальным завихрением или без завихрения. Кольцевое впускное отверстие, способствующее подавлению завихрений, предназначено для существенно тангенциальной ориентации скорости потока на входе в камеру сгорания, что увеличивает окружную составляющую скорости потока, выходящего из камеры сгорания в турбину, и позволяет использовать укороченную лопатку первой ступени турбины или желобки.
Ниже по потоку от топливовоздушных сопел расположены желобки. Желобки образованы одним или обоими внутренним кожухом 15 и/или наружным кожухом 14, выдавлены внутрь полости камеры сгорания и проходят через нее, причем кожухи могут стыковаться без зазора или с небольшим зазором. Предполагаемое место стыка кожухов 14 и 15 характеризуется воображаемым отрезком или тонкой поверхностью контакта. По этому воображаемому отрезку проходят поверхности внутри камеры сгорания. При вращении вокруг центральной линии двигателя данный отрезок перемещается в продольном направлении. Величина поворота зависит от длины желобковой части камеры сгорания, от количества желобков и от углов исходной и конечной точек вышеупомянутого отрезка. В отношении изобретения важно отметить два угла. Один угол образуется между касательной, проходящей через начальную точку отрезка, и центральной линией двигателя, лежащей в плоскости, перпендикулярной радиусу, заключенному между конечной точкой и центральной линией двигателя. Второй угол образуется между касательной, проходящей через конечную точку (точку выхода) отрезка, и центральной линией двигателя, лежащей в плоскости, перпендикулярной радиусу, заключенному между конечной точкой и центральной линией двигателя. Чтобы поток выходящих их камеры сгорания горячих газов достигал состояния, требуемого для непосредственного попадания на лопасти 6 первой ступени турбины, второй угол должен принимать значение от 60 до 80 градусов. Для разгона горячих газов и их выхода из камеры сгорания под углом, близким к физическому углу конструктивного выхода, каждый желобок должен иметь длину, соответствующую достаточно протяженному отрезку 20. Функционирование изобретения возможно благодаря тому, что поверхности 16 и 17, выступающие в камеру сгорания, могут создавать препятствия на пути протекания потока горячих газов в оболочке камеры сгорания. При этом горячие газы принудительно направляются по линии желобков, которые действуют аналогично ряду неподвижных лопаток.
Как принято в конструкции других кольцевых камер сгорания, второй кожух/вторая жаровая труба 18 и 19 заключает в себе основной кожух камеры сгорания, в котором происходит процесс горения. Данная жаровая труба может иметь постоянные радиусы или переменные радиусы в продольном и/или окружном направлениях. Данная жаровая труба создает кольцевое пространство внутри и снаружи кольцевой зоны камеры сгорания. Через эти зоны проходит воздух, поступающий от компрессора, для отвода тепла от кожухов 14 и 15 камеры сгорания. Кроме того, наружная область охлаждения открыта по направлению к первой ступени турбины на выходном конце; таким образом, под действием давления поток выходит через этот конец камеры сгорания. В этой наружной кольцевой области выпускаемый компрессором воздух проходит на выход через наружные поверхности желобков 21, в результате чего перед его попаданием в первую ступень турбины от желобков также отводится тепло. Данная наружная жаровая труба 18 должна соединяться с наружным кожухом 14 камеры сгорания, при этом на конце камеры сгорания между жаровой трубой 18 и кожухом 14 образуется плоскость контакта. Контактная поверхность начинается на выходе камеры сгорания и оканчивается немного выше по потоку. При таком способе соединения/сочленения двух жаровых труб 14 и 18 на стороне потока охлаждения образуется замкнутый желобковый канал 21, что позволяет усилить поток охлаждения перед его попаданием на впускное отверстие турбины. В данном варианте внутренняя область охлаждения не входит в первую ступень турбины. Наоборот, смесительные отверстия, расположенные рядом и вокруг желобков, обеспечивают протекание через эту область воздуха от компрессора для его подачи в наружную область охлаждения. Данные смесительные отверстия позволяют улучшить отвод тепла от кожуха камеры сгорания и увеличить эффективность охлаждения.
При рассмотрении торцевой поверхности выхода камеры сгорания, расположенной перпендикулярно продольному направлению, можно выделить чередующиеся области - обширную область 23 для пропускания потока горячих газов и область 22 с меньшей окружной шириной, через которую из камеры сгорания выходит охлаждающий поток и попадает в струю горячих газов непосредственно на входе лопастей турбины.
В другом варианте осуществления изобретения воздух, охлаждающий желобковую секцию, направляется к топливно-воздушным соплам, где он попадает в камеру сгорания и способствует стабилизации пламени.
Вышеупомянутые желобки используются в кольцевой камере сгорания, имеющей нижеследующие особенности. На фиг.9 показана общая схема кольцевой камеры сгорания с ориентированные по касательной топливно-воздушными соплами. Камера сгорания состоит из наружного кожуха (или жаровой трубы) 14, внутреннего кожуха (или жаровой трубы) 15, радиусы которых могут быть постоянными или переменными в продольном направлении, и передней стенки 32, соединяющей внутреннюю и наружную жаровые трубы 15 и 14. Как показано в варианте конфигурации изобретения на фиг.9, топливно-воздушные сопла 24, 25, через которые подается предварительно полученная топливно-воздушная смесь, ориентированы преимущественно в окружном направлении, причем угол 31 образован касательной 29 к наружной жаровой трубе и центральной линией 30 сопла 24, 25, при этом векторы направления данных сопел могут иметь радиальные или продольные составляющие. Данные сопла 24, 25 могут лежать в одной плоскости, заданной линией продольного направления и точкой, расположенной на центральной линии двигателя, и могут находиться в окружном направлении на одинаковых расстояниях друг от друга или на расстояниях, обусловленных определенной схемой. Через сопла в пространство камеры сгорания, образованное внутренним и наружным кожухами 14, 15 и передней стенкой 32, вводится предварительно полученная топливно-воздушная смесь 26. В данной зоне происходит горение реагирующих веществ, впрыснутых через топливно-воздушные сопла 24, 25, в результате чего образуется поле 27 потока, протекающего через камеру сгорания, вращающееся вокруг центральной линии двигателя.
На фиг.10 показан вариант конфигурации изобретения, в котором топливно-воздушные сопла 24, 25 находятся на входе (слева) второго ряда топливно-воздушных сопел, причем лежат в одной плоскости и расположены в окружном направлении на некотором расстоянии друг от друга. Количество топливных сопел 24, 25 может быть неограниченным. Как показано на фиг.11, 12A и 12B, воздух, поступающий от компрессора, также может попадать в пространство камеры сгорания через перфорированную переднюю стенку 32. Впрыск смеси рядом с передней стенкой, которая может иметь большую величину соотношения топливо-воздух по сравнению со вторым рядом сопел относительно смеси, впрыскиваемой на выходе топливных сопел 24, 25, обеспечивает требуемое смешивание и эффект ступенчатой подачи топливно-воздушной смеси, что позволяет получить оптимальные условия для горения и снижения уровней выбросов окислов азота и углерода из камеры сгорания. Горячие продукты горения далее выводятся из камеры сгорания через кольцевое отверстие 23 (как показано на фиг.8A и 8B), после чего попадают в первую ступень турбины газотурбинного двигателя.
Настоящее изобретение описано со ссылками на предпочтительный вариант его осуществления. Однако специалистам понятно, что описанный вариант осуществления изобретения может быть изменен и модифицирован без отклонения от сути и объема настоящего изобретения. В вариант осуществления изобретения, использованный для иллюстрации, могут вноситься различные изменения и модификации, понятные специалистам. Если такого рода модификации и вариации не противоречат сути настоящего изобретения, следовательно, они являются частью объема данного изобретения.
При подробном описании изобретения использованы ясные и емкие термины, что позволяет специалистам его понять и реализовать. Ниже приведена формула настоящего изобретения.

Claims (12)

1. Кольцевая камера сгорания для газотурбинного двигателя, применяемого в наземных энергетических установках, наземных транспортных средствах, морских транспортных средствах или на воздушных судах, содержащая:
камеру сгорания с наружным кожухом (14), внутренним кожухом (15), передней стенкой (32) и разнесенными по окружности желобками (21), образованными одним или обоими внутренним кожухом (15) и/или наружным кожухом (14) и закрученными вокруг центральной линии двигателя в продольном направлении, причем передняя стенка (32) соединяет наружный кожух (14) с внутренним кожухом (15), формируя кольцевое пространство; и
разнесенные по кругу сопла (24, 25) в наружном кожухе (14), причем желобки (21) расположены ниже по потоку от сопел (24, 25), причем указанные сопла (24, 25) выполнены с возможностью впрыскивать топливо и воздух в кольцевое пространство и направлять поток в полость камеры сгорания в направлении с выраженной окружной составляющей скорости, причем желобки выполнены с возможностью завихрять и ускорять горячие газы с достижением оптимальной скорости при попадании на вход турбины.
2. Кольцевая камера сгорания по п. 1, отличающаяся тем, что желобки проходят в кольцевое пространство.
3. Способ смешивания реагирующих веществ для горения для газотурбинного двигателя, содержащий следующие шаги:
обеспечение камеры сгорания, которая содержит:
наружный кожух (14), внутренний кожух (15), переднюю стенку (32) и разнесенные по окружности желобки (21), образованные одним или обоими внутренним кожухом (15) и/или наружным кожухом (14) и закрученные вокруг центральной линии двигателя в продольном направлении, причем передняя стенка (32) соединяет наружный кожух (14) с внутренним кожухом (15), формируя кольцевое пространство; и
разнесенные по кругу сопла (24, 25) в наружном кожухе (14), причем желобки (21) расположены ниже по потоку от сопел (24, 25), причем указанные сопла (24, 25) выполнены с возможностью впрыскивать топливо и воздух в кольцевое пространство и направлять поток в полость камеры сгорания в направлении с выраженной окружной составляющей скорости, причем желобки выполнены с возможностью завихрять и ускорять горячие газы с достижением оптимальной скорости при попадании на вход турбины;
впрыскивание топлива и воздуха в кольцевое пространство и направление потока в полость камеры сгорания в направлении с выраженной окружной составляющей скорости с помощью указанных сопел (24, 25);
впрыскивание воздуха, поступающего от компрессора, через перфорированную переднюю стенку (32) в поле потока в кольцевом пространстве; и
завихрение и ускорение горячих газов с достижением оптимальной скорости при попадании на вход турбины с помощью желобков, тем самым создавая эффект ступенчатой подачи топливно-воздушной смеси для улучшения горения и снижения уровней выбросов окислов азота и углерода из камеры сгорания.
4. Способ по п. 3, отличающийся тем, что камера сгорания содержит первый ряд сопел (24) и второй ряд сопел (25), причем первый ряд сопел (24) расположен между вторым рядом сопел (25) и передней стенкой (32), при этом способ содержит этап подачи первой предварительно полученной топливно-воздушной смеси в кольцевое пространство через первые сопла (24) и этап подачи второй предварительно полученной топливно-воздушной смеси в кольцевое пространство через вторые сопла (25), причем первая предварительно полученная топливно-воздушная смесь имеет первое соотношение топливо-воздух, а вторая предварительно полученная топливно-воздушная смесь имеет второе соотношение топливо-воздух, причем второе соотношение топливо-воздух больше первого соотношения топливо-воздух.
RU2012153796A 2010-05-25 2011-05-24 Тангенциальная камера сгорания с безлопаточной турбиной для газотурбинного двигателя RU2619963C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/786,882 2010-05-25
US12/786,882 US8904799B2 (en) 2009-05-25 2010-05-25 Tangential combustor with vaneless turbine for use on gas turbine engines
PCT/US2011/037786 WO2011149973A1 (en) 2010-05-25 2011-05-24 Tangential combustor with vaneless turbine for use on gas turbine engines

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012153796A RU2012153796A (ru) 2014-06-27
RU2619963C2 true RU2619963C2 (ru) 2017-05-22

Family

ID=44504537

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012153796A RU2619963C2 (ru) 2010-05-25 2011-05-24 Тангенциальная камера сгорания с безлопаточной турбиной для газотурбинного двигателя

Country Status (7)

Country Link
US (1) US8904799B2 (ru)
EP (1) EP2577169B1 (ru)
JP (1) JP5842311B2 (ru)
CN (1) CN102985758B (ru)
HK (1) HK1183511A1 (ru)
RU (1) RU2619963C2 (ru)
WO (1) WO2011149973A1 (ru)

Families Citing this family (42)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP5180807B2 (ja) 2008-12-24 2013-04-10 三菱重工業株式会社 １段静翼の冷却構造、及びガスタービン
US9052114B1 (en) * 2009-04-30 2015-06-09 Majed Toqan Tangential annular combustor with premixed fuel and air for use on gas turbine engines
JP5479058B2 (ja) * 2009-12-07 2014-04-23 三菱重工業株式会社 燃焼器とタービン部との連通構造、および、ガスタービン
RU2626887C2 (ru) * 2011-08-22 2017-08-02 Маджед ТОКАН Тангенциальная кольцевая камера сгорания с предварительно смешанным топливом и воздухом для использования в газотурбинных двигателях
EP2748531B1 (en) * 2011-08-22 2017-12-06 CPS-Holding Limited Method of injecting combustion reactants into a combustor
JP6086391B2 (ja) * 2011-08-22 2017-03-01 トクァン，マジェドＴＯＱＡＮ， Ｍａｊｅｄ ガス・タービン・エンジンで使用するための段階的で接線方向の燃料空気ノズルを備えた環状筒型燃焼器
JP6086371B2 (ja) * 2011-08-22 2017-03-01 トクァン，マジェドＴＯＱＡＮ， Ｍａｊｅｄ ガス・タービン・エンジン用環状筒型燃焼器における燃焼反応物混合方法
US9291063B2 (en) 2012-02-29 2016-03-22 Siemens Energy, Inc. Mid-section of a can-annular gas turbine engine with an improved rotation of air flow from the compressor to the turbine
US9228747B2 (en) * 2013-03-12 2016-01-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor for gas turbine engine
WO2015030927A1 (en) * 2013-08-30 2015-03-05 United Technologies Corporation Contoured dilution passages for a gas turbine engine combustor
US10520194B2 (en) 2016-03-25 2019-12-31 General Electric Company Radially stacked fuel injection module for a segmented annular combustion system
US10655541B2 (en) 2016-03-25 2020-05-19 General Electric Company Segmented annular combustion system
US10584880B2 (en) 2016-03-25 2020-03-10 General Electric Company Mounting of integrated combustor nozzles in a segmented annular combustion system
US10563869B2 (en) 2016-03-25 2020-02-18 General Electric Company Operation and turndown of a segmented annular combustion system
US10584876B2 (en) 2016-03-25 2020-03-10 General Electric Company Micro-channel cooling of integrated combustor nozzle of a segmented annular combustion system
US10830442B2 (en) 2016-03-25 2020-11-10 General Electric Company Segmented annular combustion system with dual fuel capability
US11428413B2 (en) 2016-03-25 2022-08-30 General Electric Company Fuel injection module for segmented annular combustion system
US10605459B2 (en) 2016-03-25 2020-03-31 General Electric Company Integrated combustor nozzle for a segmented annular combustion system
US10641491B2 (en) 2016-03-25 2020-05-05 General Electric Company Cooling of integrated combustor nozzle of segmented annular combustion system
CN105953266B (zh) * 2016-05-04 2018-08-10 中国科学院工程热物理研究所 一种斜流燃烧室结构
US10690350B2 (en) 2016-11-28 2020-06-23 General Electric Company Combustor with axially staged fuel injection
US11156362B2 (en) 2016-11-28 2021-10-26 General Electric Company Combustor with axially staged fuel injection
WO2018147837A1 (en) * 2017-02-08 2018-08-16 Siemens Aktiengesellschaft Method for minimizing forces acting on turbine blades in specific frequency ranges
EP3434980B1 (en) * 2017-07-25 2021-03-17 Ge Avio S.r.l. Reverse flow combustor
CN108361109B (zh) * 2018-01-29 2020-08-11 余四艳 通用型宽能源旋喷发动机
US11378277B2 (en) 2018-04-06 2022-07-05 General Electric Company Gas turbine engine and combustor having air inlets and pilot burner
US11434831B2 (en) 2018-05-23 2022-09-06 General Electric Company Gas turbine combustor having a plurality of angled vanes circumferentially spaced within the combustor
CN108954387B (zh) * 2018-08-08 2020-04-14 北京航空航天大学 一种微型燃气涡轮发动机及其燃烧室总成
CN109654539B (zh) * 2018-12-07 2020-09-18 中国航发沈阳发动机研究所 一种干低排放燃气涡轮发动机燃烧室
KR102593508B1 (ko) * 2019-02-22 2023-10-24 한화에어로스페이스 주식회사 가스 터빈 엔진의 연료 노즐 구조체
EP3835657A1 (en) * 2019-12-10 2021-06-16 Siemens Aktiengesellschaft Combustion chamber with wall cooling
US11614233B2 (en) 2020-08-31 2023-03-28 General Electric Company Impingement panel support structure and method of manufacture
US11371702B2 (en) 2020-08-31 2022-06-28 General Electric Company Impingement panel for a turbomachine
US11460191B2 (en) 2020-08-31 2022-10-04 General Electric Company Cooling insert for a turbomachine
US11255545B1 (en) 2020-10-26 2022-02-22 General Electric Company Integrated combustion nozzle having a unified head end
US11549437B2 (en) * 2021-02-18 2023-01-10 Honeywell International Inc. Combustor for gas turbine engine and method of manufacture
EP4056903A1 (en) 2021-03-07 2022-09-14 CPS-Holding Limited Hydrogen-fueled combustor for gas turbines
CN114109711B (zh) * 2021-03-30 2023-08-18 李伟德 旋转发电装置及其制造和使用方法
CN113154451B (zh) * 2021-04-27 2022-09-06 西北工业大学 一种旋转爆震燃烧室的导向喷管
US11885495B2 (en) * 2021-06-07 2024-01-30 General Electric Company Combustor for a gas turbine engine including a liner having a looped feature
CN113609604B (zh) * 2021-07-02 2024-03-15 中国科学院工程热物理研究所 一种燃气涡轮发动机超音速无叶轴流波纹涡轮及设计参数选取方法
US11767766B1 (en) 2022-07-29 2023-09-26 General Electric Company Turbomachine airfoil having impingement cooling passages

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3934408A (en) * 1974-04-01 1976-01-27 General Motors Corporation Ceramic combustion liner
US4098075A (en) * 1976-06-01 1978-07-04 United Technologies Corporation Radial inflow combustor
SU1471748A1 (ru) * 1986-10-27 1995-08-09 О.Г. Жирицкий Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя
SU1176678A1 (ru) * 1984-03-01 1995-08-27 О.Г. Жирицкий Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя
US20040216463A1 (en) * 2003-04-30 2004-11-04 Harris Mark M. Combustor system for an expendable gas turbine engine
US20050241319A1 (en) * 2004-04-30 2005-11-03 Graves Charles B Air assist fuel injector for a combustor

Family Cites Families (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2625792A (en) * 1947-09-10 1953-01-20 Rolls Royce Flame tube having telescoping walls with fluted ends to admit air
GB723015A (en) * 1952-01-17 1955-02-02 Power Jets Res & Dev Ltd Improvements in or relating to gas turbine plant
US2883828A (en) * 1954-11-10 1959-04-28 Alun R Howell Power plant incorporating a dynamic compressor
GB799605A (en) * 1955-01-10 1958-08-13 Rolls Royce Improvements in or relating to combustion equipment for example for gas turbine engines
GB852829A (en) * 1957-04-03 1960-11-02 Rolls Royce Improvements in or relating to gas-turbine jet propulsion engines
US3811277A (en) * 1970-10-26 1974-05-21 United Aircraft Corp Annular combustion chamber for dissimilar fluids in swirling flow relationship
US3880575A (en) * 1974-04-15 1975-04-29 Gen Motors Corp Ceramic combustion liner
US4050241A (en) * 1975-12-22 1977-09-27 General Electric Company Stabilizing dimple for combustion liner cooling slot
US4652476A (en) * 1985-02-05 1987-03-24 United Technologies Corporation Reinforced ablative thermal barriers
US4938020A (en) * 1987-06-22 1990-07-03 Sundstrand Corporation Low cost annular combustor
US4928481A (en) * 1988-07-13 1990-05-29 Prutech Ii Staged low NOx premix gas turbine combustor
US4949545A (en) * 1988-12-12 1990-08-21 Sundstrand Corporation Turbine wheel and nozzle cooling
US4991398A (en) * 1989-01-12 1991-02-12 United Technologies Corporation Combustor fuel nozzle arrangement
US5261224A (en) * 1989-12-21 1993-11-16 Sundstrand Corporation High altitude starting two-stage fuel injection apparatus
US5259182A (en) * 1989-12-22 1993-11-09 Hitachi, Ltd. Combustion apparatus and combustion method therein
CA2056592A1 (en) * 1990-12-21 1992-06-22 Phillip D. Napoli Multi-hole film cooled combustor liner with slotted film starter
US5337568A (en) * 1993-04-05 1994-08-16 General Electric Company Micro-grooved heat transfer wall
JPH0893556A (ja) * 1994-09-29 1996-04-09 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd エアターボラムジェットエンジン用ガス発生器
GB2361302A (en) * 2000-04-13 2001-10-17 Rolls Royce Plc Discharge nozzle for a gas turbine engine combustion chamber
JP3600911B2 (ja) * 2001-01-25 2004-12-15 川崎重工業株式会社 環状燃焼器のライナ支持構造
US6655147B2 (en) * 2002-04-10 2003-12-02 General Electric Company Annular one-piece corrugated liner for combustor of a gas turbine engine
US7954325B2 (en) 2005-12-06 2011-06-07 United Technologies Corporation Gas turbine combustor
US7836699B2 (en) * 2005-12-20 2010-11-23 United Technologies Corporation Combustor nozzle
US7716931B2 (en) * 2006-03-01 2010-05-18 General Electric Company Method and apparatus for assembling gas turbine engine
US8701416B2 (en) 2006-06-26 2014-04-22 Joseph Michael Teets Radially staged RQL combustor with tangential fuel-air premixers
US8065881B2 (en) 2008-08-12 2011-11-29 Siemens Energy, Inc. Transition with a linear flow path with exhaust mouths for use in a gas turbine engine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3934408A (en) * 1974-04-01 1976-01-27 General Motors Corporation Ceramic combustion liner
US4098075A (en) * 1976-06-01 1978-07-04 United Technologies Corporation Radial inflow combustor
SU1176678A1 (ru) * 1984-03-01 1995-08-27 О.Г. Жирицкий Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя
SU1471748A1 (ru) * 1986-10-27 1995-08-09 О.Г. Жирицкий Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя
US20040216463A1 (en) * 2003-04-30 2004-11-04 Harris Mark M. Combustor system for an expendable gas turbine engine
US20050241319A1 (en) * 2004-04-30 2005-11-03 Graves Charles B Air assist fuel injector for a combustor

Also Published As

Publication number Publication date
RU2012153796A (ru) 2014-06-27
EP2577169A1 (en) 2013-04-10
WO2011149973A1 (en) 2011-12-01
JP2013527421A (ja) 2013-06-27
EP2577169A4 (en) 2017-04-12
JP5842311B2 (ja) 2016-01-13
US8904799B2 (en) 2014-12-09
CN102985758B (zh) 2015-04-01
EP2577169B1 (en) 2018-09-19
HK1183511A1 (en) 2013-12-27
WO2011149973A8 (en) 2013-02-28
US20110209482A1 (en) 2011-09-01
CN102985758A (zh) 2013-03-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2619963C2 (ru) Тангенциальная камера сгорания с безлопаточной турбиной для газотурбинного двигателя
US8640464B2 (en) Combustion system
JP6329360B2 (ja) ガス・タービン・エンジン・システム及び関連する方法
JP4997018B2 (ja) 一次燃料噴射器及び複数の二次燃料噴射ポートを有するガスタービンエンジン燃焼器のミキサ組立体のためのパイロットミキサ
RU2626887C2 (ru) Тангенциальная кольцевая камера сгорания с предварительно смешанным топливом и воздухом для использования в газотурбинных двигателях
US9765969B2 (en) Counter swirl doublet combustor
EP3303929B1 (en) Combustor arrangement
KR101774094B1 (ko) 가스 터빈 엔진에서 사용되는 예비혼합형 접선방향 연료-공기 노즐을 가진 캔-애뉼러형 연소실
US11591922B2 (en) Ring segment and gas turbine including the same
US9091446B1 (en) Tangential and flameless annular combustor for use on gas turbine engines
CN110345512A (zh) 燃气涡轮发动机
JP5934795B2 (ja) ガス・タービン・エンジンで使用するための接線方向で火炎のない環状燃焼器
EP3032174B1 (en) Counter-swirl doublet combustor with plunged holes
US20180299129A1 (en) Combustor for a gas turbine
US20240003544A1 (en) Jet nozzle, combustor, and gas turbine including same
CN117781316A (zh) 用于氢扩散回流燃烧室的火焰筒及氢扩散回流燃烧室