RU2626887C2 - Tangential annular combustor with premixed fuel and air for use on gas turbine engines - Google Patents
Tangential annular combustor with premixed fuel and air for use on gas turbine engines Download PDFInfo
- Publication number
- RU2626887C2 RU2626887C2 RU2014110629A RU2014110629A RU2626887C2 RU 2626887 C2 RU2626887 C2 RU 2626887C2 RU 2014110629 A RU2014110629 A RU 2014110629A RU 2014110629 A RU2014110629 A RU 2014110629A RU 2626887 C2 RU2626887 C2 RU 2626887C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- air
- combustion chamber
- combustion
- nozzles
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
-
- 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
-
- 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
- F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
- F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
-
- 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
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances
-
- 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
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/34—Feeding into different combustion zones
- F23R3/343—Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous combustion
-
- 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
- F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
-
- 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
- F23R3/58—Cyclone or vortex type combustion chambers
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
- F05D2240/128—Nozzles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/30—Arrangement of components
- F05D2250/31—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation
- F05D2250/314—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation the axes being inclined in relation to each other
-
- 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
- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/00002—Gas turbine combustors adapted for fuels having low heating value [LHV]
-
- 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
- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/03041—Effusion cooled combustion chamber walls or domes
-
- 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
- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/03044—Impingement cooled combustion chamber walls or subassemblies
-
- 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
- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/03045—Convection cooled combustion chamber walls provided with turbolators or means for creating turbulences to increase cooling
-
- 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
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
-
- 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
- F23R3/46—Combustion chambers comprising an annular arrangement of several essentially tubular flame tubes within a common annular casing or within individual casings
-
- 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
-
- 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
- Y02T50/678—Aviation using fuels of non-fossil origin
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Область техники, к которой относится изобретениеFIELD OF THE INVENTION
Настоящее изобретение относится к устройствам в газотурбинных двигателях, которые предназначены для содержания и сжигания топливовоздушной смеси. Такие устройства содержат следующие элементы, но не ограничены ими: топливовоздушные форсунки, облицовки и корпуса камеры сгорания, а также участки перехода потока, используемые в воздушных суднах военного и коммерческого назначения, системах генерирования энергии и других областях, связанных с газовыми турбинами.The present invention relates to devices in gas turbine engines, which are intended for the content and combustion of the air-fuel mixture. Such devices include, but are not limited to: air-fuel nozzles, lining and bodies of the combustion chamber, as well as sections of the flow passage used in aircraft of military and commercial purposes, energy generation systems and other areas associated with gas turbines.
Уровень техникиState of the art
Газотурбинные двигатели содержат механизмы, позволяющие извлечь работу газообразных продуктов сгорания, истекающих при очень высоких температурах, давлениях и скоростях. Извлеченная работа может быть использована для приведения в действие генератора с целью выработки энергии, для приведения в действие компрессорных устройств или для обеспечения необходимой тяги воздушного судна. Обычный газотурбинный двигатель состоит из многоступенчатого компрессора, в котором атмосферный воздух сжимают до высоких давлений. Сжатый воздух затем смешивают в определенном соотношении топливо/воздух в камере сгорания, в которой происходит увеличение температуры смеси. Газообразные продукты сгорания с высокой температурой и давлением затем расширяются через турбину для извлечения работы таким образом, чтобы обеспечить необходимую тягу или привести в действие генератор в зависимости от области применения. Турбина содержит по меньшей мере одну ступень, причем каждая ступень состоит из ряда лопастей и ряда лопаток. Лопасти распределены по окружности вращающейся ступицы, причем высота каждой лопасти соответствует пути потока горячего газа. Каждая ступень невращающихся лопаток расположена по окружности, которая также проходит перпендикулярно пути течения горячего газа. Изобретение относится к камере сгорания газотурбинных двигателей и компонентам подачи топлива и воздуха в указанное устройство.Gas turbine engines contain mechanisms to extract the work of gaseous products of combustion expiring at very high temperatures, pressures and speeds. The recovered work can be used to drive the generator to generate energy, to drive compressor devices, or to provide the necessary traction for the aircraft. A conventional gas turbine engine consists of a multi-stage compressor in which atmospheric air is compressed to high pressures. Compressed air is then mixed in a certain ratio of fuel / air in the combustion chamber, in which the temperature of the mixture increases. The gaseous products of combustion with high temperature and pressure are then expanded through the turbine to extract work in such a way as to provide the necessary traction or actuate the generator, depending on the application. The turbine contains at least one stage, and each stage consists of a series of blades and a number of blades. The blades are distributed around the circumference of the rotating hub, and the height of each blade corresponds to the path of the flow of hot gas. Each stage of non-rotating blades is located on a circle, which also runs perpendicular to the path of the flow of hot gas. The invention relates to a combustion chamber of gas turbine engines and components for supplying fuel and air to said device.
Существуют различные типы камер сгорания газотурбинного двигателя: в форме силоса, трубчатая, кольцевая и комбинация последних двух типов, образующая трубчато-кольцевую камеру сгорания. Сквозь указанный компонент сжатая топливовоздушная смесь проходит через топливовоздушные завихрители и вступает в реакцию горения, создавая поток горячего газа, вызывая падение плотности указанной смеси и ее ускорение ниже по потоку. Камера сгорания трубчатого типа обычно содержит отдельные, распределенные по окружности жаровые трубы, вмещающие пламя каждой форсунки по отдельности. Поток из каждой жаровой трубы затем направляют через патрубок и объединяют в кольцевом участке перехода, перед подачей потока к первой ступени сопловых направляющих лопаток. В полости сгорания кольцевого типа топливовоздушные форсунки обычно распределены по окружности и позволяют ввести смесь в единственную кольцевую камеру, в которой происходит сгорание. Поток просто выходит через расположенный ниже по потоку конец кольцевого пространства к первой ступени турбины, при этом нет необходимости в наличии участка перехода. Ключевое отличие камеры сгорания последнего типа, трубчато-кольцевой камеры сгорания, состоит в наличии отдельных жаровых труб, окруженных кольцевым корпусом, содержащим подаваемый в каждую жаровую трубу воздух. Каждый из указанных типов камер имеет свои достоинства и недостатки, в зависимости от условий их применения.There are various types of combustion chambers of a gas turbine engine: in the form of a silo, tubular, annular and a combination of the latter two types forming a tubular-annular combustion chamber. Through the specified component, the compressed air-fuel mixture passes through the air-fuel swirls and enters the combustion reaction, creating a flow of hot gas, causing a decrease in the density of the specified mixture and its acceleration downstream. The tube-type combustion chamber usually contains separate, distributed around the circumference of the flame tube, accommodating the flame of each nozzle separately. The flow from each flame tube is then directed through the nozzle and combined in the annular section of the transition, before applying the flow to the first stage of the nozzle guide vanes. In a ring-type combustion cavity, air-fuel nozzles are usually distributed around the circumference and allow the mixture to be introduced into a single annular chamber in which combustion takes place. The stream simply exits through the downstream end of the annular space to the first stage of the turbine, without the need for a transition section. The key difference between the combustion chamber of the latter type, the tubular-annular combustion chamber, is the presence of separate flame tubes surrounded by an annular casing containing air supplied to each flame tube. Each of these types of cameras has its own advantages and disadvantages, depending on the conditions of their use.
В камерах сгорания газовых турбин обычным для топливовоздушных форсунок является ввод завихрения в смесь, осуществляемый по нескольким причинам. Во-первых, это улучшает смешивание и, следовательно, сгорание, во-вторых, дополнительное завихрение стабилизирует пламя, что предотвращает затухание пламени и позволяет использовать более бедные топливовоздушные смеси для уменьшения количества выбросов. Существуют различные конфигурации топливовоздушных форсунок, например, с одним или множеством кольцевых входов с закручивающими лопатками на каждом.In gas turbine combustion chambers, it is common for air-fuel nozzles to introduce turbulence into the mixture for several reasons. Firstly, it improves mixing and, consequently, combustion, and secondly, an additional swirl stabilizes the flame, which prevents flame attenuation and allows the use of poorer air-fuel mixtures to reduce emissions. There are various configurations of fuel-air nozzles, for example, with one or many annular inlets with twisting blades on each.
Что касается других компонентов газовой турбины, то для предотвращения расплавления материалов камеры сгорания необходимо осуществлять охлаждение. Традиционным способом охлаждения камеры сгорания является эффузионное охлаждение, реализуемое путем заключения облицовки камеры сгорания во вспомогательную смещенную облицовку, причем между указанными двумя облицовками, выходящий из компрессора воздух проходит насквозь и входит в проток для горячего воздуха через отверстия разбавления и охлаждающие каналы.As for the other components of the gas turbine, cooling is necessary to prevent the melting of the materials of the combustion chamber. The traditional method of cooling the combustion chamber is effusion cooling, implemented by enclosing the lining of the combustion chamber in an auxiliary offset lining, and between the two lining, the air leaving the compressor passes through and enters the duct for hot air through the dilution holes and cooling channels.
Посредством такой технологии отбирают тепло у компонента, а также создают тонкий пограничный слой охлаждающего воздуха между облицовкой и газообразными продуктами сгорания, предотвращая передачу тепла облицовке. Отверстия разбавления выполняют две функции в зависимости от их осевого расположения на облицовке: отверстие разбавления, расположенное ближе к топливовоздушным форсункам, способствует смешиванию газов для улучшения сгорания, а также обеспечивает подачу свежего воздуха для сгорания, во-вторых, отверстие, размещенное ближе к турбине, охлаждает поток горячего газа, и может быть приспособлено для регулирования температурного профиля на выходе из камеры сгорания.Using this technology, heat is removed from the component and a thin boundary layer of cooling air is created between the lining and the gaseous products of combustion, preventing heat transfer to the lining. The dilution holes perform two functions depending on their axial location on the cladding: the dilution hole, located closer to the air-fuel nozzles, helps to mix gases to improve combustion, and also provides fresh air for combustion, and secondly, the hole located closer to the turbine, cools the flow of hot gas, and can be adapted to control the temperature profile at the outlet of the combustion chamber.
Понятно, что для улучшения сгорания и снижения количества выбросов можно реализовать в конструкциях камер сгорания газотурбинных двигателей множество способов и технологий. Несмотря на то, что наблюдается тенденция к уменьшению образования количества загрязняющих веществ газовыми турбинами по сравнению с другими способами генерирования энергии, все еще существуют возможности для улучшения этих характеристик. В некоторых странах происходит ужесточение государственного регулирования выбросов, и для соответствия новым требованиям технологию необходимо усовершенствовать.It is clear that in order to improve combustion and reduce emissions, many methods and technologies can be implemented in the designs of the combustion chambers of gas turbine engines. Despite the fact that there is a tendency to reduce the formation of pollutants by gas turbines in comparison with other methods of generating energy, there are still opportunities to improve these characteristics. In some countries, government regulation of emissions is tightening, and technology must be improved to meet new requirements.
Раскрытие изобретенияDisclosure of invention
Настоящее изобретение обеспечивает новую и усовершенствованную конструкцию камеры сгорания, способной работать в обычном режиме с минимальным количеством выбросов загрязняющих веществ, являющихся результатом сгорания топливовоздушной смеси. Изобретение содержит обычную кольцевую камеру сгорания с форсунками для предварительно смешанной топливовоздушной смеси и/или отверстиями разбавления, которые вводят в камеру сгорания выходящий из компрессора воздух и сжатое топливо в различных местоположениях в продольном и окружном направлениях. Отличительным признаком изобретения является такое размещение топливных и воздушных входов, которое создает условия для улучшенного смешивания веществ, вступающих в реакцию горения, и продуктов горения. Ступенчатость форсунок для предварительно смешанных топлива и воздуха для обеспечения наличия большего количества топлива выше по потоку от другого набора форсунок, расположенных ниже по потоку, улучшает смешивание вступающих в реакцию горения веществ и создает определенную концентрацию кислорода в области сгорания, что позволяет значительно сократить образование NOx. Кроме того, введение выходящего из компрессора воздуха ниже по потоку от области сгорания позволяет сжигать/использовать любое количество СО, образовавшегося во время сгорания, перед подачей газа в первую ступень турбины. По существу камера сгорания согласно изобретению позволяет снизить уровень выбросов газовой турбиной, сокращая тем самым необходимость в устройствах контроля выбросов, а также позволяет минимизировать воздействие на окружающую среду таких устройств. В дополнение к указанному усовершенствованию, тангенциальное воспламенение топлива и топливовоздушные форсунки направляют свое пламя на соседнюю горелку, в значительной степени улучшая процесс зажигания в камере сгорания, причем результирующий поток, выходящий из камеры сгорания имеет существенный окружной компонент скорости, который уменьшает требуемый размер первой ступени сопловых направляющих лопаток.The present invention provides a new and improved design of a combustion chamber capable of operating normally with a minimum amount of pollutant emissions resulting from the combustion of an air-fuel mixture. The invention comprises a conventional annular combustion chamber with nozzles for a pre-mixed air-fuel mixture and / or dilution holes that introduce air and compressed fuel leaving the compressor into the combustion chamber at various locations in the longitudinal and circumferential directions. A distinctive feature of the invention is the placement of fuel and air inlets, which creates conditions for improved mixing of substances that enter into the combustion reaction, and combustion products. The step pattern of the nozzles for pre-mixed fuel and air to provide more fuel upstream from another set of nozzles located downstream improves the mixing of the combustion substances and creates a certain concentration of oxygen in the combustion area, which can significantly reduce the formation of NO x . In addition, the introduction of air leaving the compressor downstream of the combustion area allows you to burn / use any amount of CO generated during combustion, before the gas is supplied to the first stage of the turbine. Essentially, the combustion chamber according to the invention reduces the emissions of a gas turbine, thereby reducing the need for emission control devices, and also minimizes the environmental impact of such devices. In addition to the indicated improvement, the tangential ignition of the fuel and the air-fuel nozzles direct their flame to the adjacent burner, significantly improving the ignition process in the combustion chamber, the resulting stream leaving the combustion chamber having a significant peripheral velocity component, which reduces the required size of the first nozzle stage guide vanes.
Краткое описание чертежей На чертежах:Brief description of drawings In the drawings:
фиг. 1 представляет собой двухмерный эскиз, на котором показаны форсунки, прикрепленные к наружной облицовке камеры сгорания и имеющие окружное и радиальное направление в камере сгорания (возможное продольное направление форсунки не показано);FIG. 1 is a two-dimensional sketch showing nozzles attached to the outer lining of the combustion chamber and having a circumferential and radial direction in the combustion chamber (a possible longitudinal direction of the nozzle is not shown);
фиг. 2 представляет собой вид сбоку в изометрии примера кольцевой камеры сгорания с предложенным ступенчатым впрыском топлива и воздуха;FIG. 2 is an isometric side view of an example of an annular combustion chamber with a proposed stepwise injection of fuel and air;
фиг. 3 представляет собой вид сбоку в изометрии в разрезе, плоскость которого задана осевой линией и радиусом двигателя;FIG. 3 is a sectional side elevation in isometry, the plane of which is defined by the center line and radius of the engine;
фиг .4A представляет собой вид сбоку в изометрии в направлении хвостовой части, на котором показана передняя стенка и перфорированная передняя стенка, которые может содержать настоящее изобретение;Fig. 4A is an isometric side view in the direction of the tail portion, which shows a front wall and a perforated front wall, which may contain the present invention;
фиг. 4B представляет собой увеличенный вид фиг. 4A;FIG. 4B is an enlarged view of FIG. 4A;
фиг. 5A представляет собой вид спереди в изометрии примера осуществления камеры сгорания в направлении от хвостовой части вперед, на котором показаны выходные и входные форсунки;FIG. 5A is a front isometric view of an embodiment of a combustion chamber in a direction from a tail portion forward, showing outlet and inlet nozzles;
фиг. 5B представляет собой увеличенный вид фиг. 5A; иFIG. 5B is an enlarged view of FIG. 5A; and
фиг. 6 представляет собой двухмерную схему, на которой показано поперечное сечение форсунки типовой конструкции топливовоздушной форсунки.FIG. 6 is a two-dimensional diagram showing a cross-section of a nozzle of a typical air-fuel nozzle design.
Предпочтительные варианты осуществления изобретенияPreferred Embodiments
Фиг. 1 иллюстрирует принципиальное устройство кольцевой камеры сгорания с тангенциально направленными топливовоздушными форсунками. Камера сгорания состоит из наружной оболочки (или облицовки) 1, внутренней оболочки (или облицовки) 2, каждая из которых может иметь постоянный или переменный радиус в продольном направлении, и наружной стенки 6, соединяющей внутреннюю и наружную облицовки 1, 2. Как видно на указанной фигуре, пример конструкции изобретения содержит форсунки 3 предварительно смешанного топлива и воздуха, направленные преимущественно в окружном направлении, причем между линией 8, касательной к наружной облицовке, и осевыми линиями 9 форсунок 3 образован угол 10, но в дополнение к указанному направлению может также содержать радиальный или продольный компонент. Указанные различные форсунки 3 могут находиться в общей плоскости, заданной продольным направлением и точкой на осевой линии двигателя, и могут быть равномерно распределены по окружности или иметь другую схему распределения в этом направлении. Указанные форсунки вводят предварительно смешанную топливовоздушную смесь 4 в объем камеры сгорания, образованный указанными внутренней и наружной оболочкой 1, 2 и передней стенкой 6. Вступающие в реакцию вещества, впрыскиваемые топливными и воздушными форсунками 3, сгорают внутри указанной области и создают поле 5 течения через камеру сгорания, которое вращается вокруг осевой линии двигателя. Указанные форсунки, сквозь которые проходит топливо, воздух или предварительно смешанные топливо и воздух, имеют типовую конструкцию, показанную на фиг. 6. Круговая область 12, соосная с форсункой, заключает в себе область, которая может удерживать осевой завихритель и/или пусковые топливные/воздушные форсунки. Концентрический кольцевой канал 11 для потока может придать воздуху или предварительно смешанной топливовоздушной смеси завихрение в диапазоне от малого до нулевого. Минимальное завихрение, в случае если таковое вообще предусмотрено, сообщают потоку через указанный кольцевой канал для достижения существенной тангенциальной скорости потока, входящего в камеру сгорания. Такая конфигурация позволяет потоку сохранять максимальное значение окружной компоненты скорости на выходе камеры сгорания, что снижает требуемую длину лопаток первой ступени турбины.FIG. 1 illustrates the principal arrangement of an annular combustion chamber with tangentially directed air-fuel nozzles. The combustion chamber consists of an outer shell (or lining) 1, an inner shell (or lining) 2, each of which may have a constant or variable radius in the longitudinal direction, and an
На фиг. 2 показан пример конструкции изобретения, в котором топливные форсунки 3 размещены выше по потоку (слева) от второго набора топливовоздушных форсунок, которые находятся в общей плоскости и распределены по окружности. Может быть предусмотрено наличие одной и более топливных форсунок 3, вплоть до их неограниченного количества. Выходящий из компрессора воздух может быть также введен в объем камеры сгорания через перфорированную переднюю стенку 6, как показано на фиг. 3, 4A и 4B. Впрыскивание меси через первый ряд форсунок, расположенных вблизи передней стенки, которые могут иметь более высокое соотношение топливо/воздух, чем второй набор форсунок, вместе с впрыскиванием смеси ниже по потоку от топливных форсунок 3 обеспечивает требуемое смешивание и ступенчатый топливовоздушный эффект, что, в свою очередь, создает оптимальные условия сгорания и позволяет сократить выбросы NOx и CO из камеры сгорания в условиях частичной загрузки и/или полной загрузки. Горячие продукты сгорания затем покидают камеру сгорания через кольцевое отверстие 7, как показано на фиг. 5A и 5 В, где они входят на первую ступень газовой турбины.In FIG. 2 shows an example construction of the invention in which
Настоящее изобретение раскрыто выше со ссылкой на предпочтительный вариант осуществления. Однако специалисту области техники понятно, что могут быть выполнены различные изменения и модификации раскрытого варианта изобретения без отклонения от сущности и объема правовой охраны настоящего изобретения. Различные изменения и модификации варианта осуществления, выбранного в данном документе с целью иллюстрации сущности изобретения, очевидны специалисту области техники. Если такие модификации и вариации не выходят за рамки сущности изобретения, они должны быть включены в объем правовой охраны изобретения.The present invention is disclosed above with reference to a preferred embodiment. However, one skilled in the art will appreciate that various changes and modifications of the disclosed embodiment of the invention can be made without departing from the spirit and scope of the legal protection of the present invention. Various changes and modifications to the embodiment selected herein to illustrate the invention are apparent to those skilled in the art. If such modifications and variations do not go beyond the essence of the invention, they should be included in the scope of legal protection of the invention.
Изобретение полностью раскрыто в ясных и понятных терминах таким образом, чтобы специалист области техники мог понять и реализовать на практике указанное изобретение. Формула настоящего изобретение приведена ниже.The invention is fully disclosed in clear and understandable terms so that a person skilled in the art can understand and put into practice this invention. The claims of the present invention are given below.
Claims (8)
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
PCT/US2011/048595 WO2013028164A2 (en) | 2011-08-22 | 2011-08-22 | Tangential annular combustor with premixed fuel and air for use on gas turbine engines |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2014110629A RU2014110629A (en) | 2015-09-27 |
RU2626887C2 true RU2626887C2 (en) | 2017-08-02 |
Family
ID=47747017
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014110629A RU2626887C2 (en) | 2011-08-22 | 2011-08-22 | Tangential annular combustor with premixed fuel and air for use on gas turbine engines |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
EP (1) | EP2748533A4 (en) |
JP (1) | JP6110854B2 (en) |
KR (1) | KR101774630B1 (en) |
CN (1) | CN103930723A (en) |
RU (1) | RU2626887C2 (en) |
WO (1) | WO2013028164A2 (en) |
Families Citing this family (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP5934795B2 (en) * | 2011-08-22 | 2016-06-15 | トクァン,マジェドTOQAN, Majed | Annular and flameless annular combustor for use in gas turbine engines |
CN104180398A (en) * | 2014-08-24 | 2014-12-03 | 武汉英康汇通电气有限公司 | Annular combustor |
CN104949154B (en) * | 2015-03-11 | 2017-10-31 | 龚雨晋 | Realize the device of constant volume burning and the dynamical system including the device |
US11378277B2 (en) | 2018-04-06 | 2022-07-05 | General Electric Company | Gas turbine engine and combustor having air inlets and pilot burner |
CN108826357A (en) * | 2018-07-27 | 2018-11-16 | 清华大学 | The toroidal combustion chamber of engine |
CN110081429B (en) * | 2019-05-31 | 2024-04-12 | 南方电网电力科技股份有限公司 | Sludge and garbage mixing incineration method and device |
US11035298B1 (en) * | 2020-03-16 | 2021-06-15 | Heleng Inc. | Turbine engine system |
US11448175B1 (en) * | 2021-06-03 | 2022-09-20 | General Electric Company | Fuel nozzle |
KR102583222B1 (en) | 2022-01-06 | 2023-09-25 | 두산에너빌리티 주식회사 | Nozzle for combustor, combustor, and gas turbine including the same |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU279258A1 (en) * | Казахский научно исследовательский институт энергетики | COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE INSTALLATION OPERATING ON MINING AIR | ||
US4891936A (en) * | 1987-12-28 | 1990-01-09 | Sundstrand Corporation | Turbine combustor with tangential fuel injection and bender jets |
SU1575010A1 (en) * | 1988-05-17 | 1990-06-30 | Производственное объединение "Невский завод" им.В.И.Ленина | Composition chamber of gas-turbine unit |
US20040144098A1 (en) * | 2000-02-24 | 2004-07-29 | Willis Jeffrey W. | Multi-stage multi-plane combustion method for a gas turbine engine |
US20090133854A1 (en) * | 2007-11-27 | 2009-05-28 | Bruce Carlyle Johnson | Flameless thermal oxidation apparatus and methods |
US20110020118A1 (en) * | 2009-07-21 | 2011-01-27 | Honeywell International Inc. | Turbine nozzle assembly including radially-compliant spring member for gas turbine engine |
Family Cites Families (16)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3433015A (en) * | 1965-06-23 | 1969-03-18 | Nasa | Gas turbine combustion apparatus |
US4216652A (en) * | 1978-06-08 | 1980-08-12 | General Motors Corporation | Integrated, replaceable combustor swirler and fuel injector |
US5113647A (en) * | 1989-12-22 | 1992-05-19 | Sundstrand Corporation | Gas turbine annular combustor |
US5177955A (en) * | 1991-02-07 | 1993-01-12 | Sundstrand Corp. | Dual zone single manifold fuel injection system |
US5669218A (en) * | 1995-05-31 | 1997-09-23 | Dresser-Rand Company | Premix fuel nozzle |
US6397603B1 (en) * | 2000-05-05 | 2002-06-04 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Conbustor having a ceramic matrix composite liner |
US6655146B2 (en) * | 2001-07-31 | 2003-12-02 | General Electric Company | Hybrid film cooled combustor liner |
US6751961B2 (en) * | 2002-05-14 | 2004-06-22 | United Technologies Corporation | Bulkhead panel for use in a combustion chamber of a gas turbine engine |
US7052231B2 (en) * | 2003-04-28 | 2006-05-30 | General Electric Company | Methods and apparatus for injecting fluids in gas turbine engines |
US20070107437A1 (en) * | 2005-11-15 | 2007-05-17 | Evulet Andrei T | Low emission combustion and method of operation |
US7665307B2 (en) * | 2005-12-22 | 2010-02-23 | United Technologies Corporation | Dual wall combustor liner |
US8015814B2 (en) * | 2006-10-24 | 2011-09-13 | Caterpillar Inc. | Turbine engine having folded annular jet combustor |
FR2917487B1 (en) * | 2007-06-14 | 2009-10-02 | Snecma Sa | TURBOMACHINE COMBUSTION CHAMBER WITH HELICOIDAL CIRCULATION OF THE AIR |
US20100192582A1 (en) * | 2009-02-04 | 2010-08-05 | Robert Bland | Combustor nozzle |
US8234872B2 (en) * | 2009-05-01 | 2012-08-07 | General Electric Company | Turbine air flow conditioner |
US8904799B2 (en) * | 2009-05-25 | 2014-12-09 | Majed Toqan | Tangential combustor with vaneless turbine for use on gas turbine engines |
-
2011
- 2011-08-22 JP JP2014527125A patent/JP6110854B2/en active Active
- 2011-08-22 CN CN201180073012.1A patent/CN103930723A/en active Pending
- 2011-08-22 WO PCT/US2011/048595 patent/WO2013028164A2/en active Application Filing
- 2011-08-22 RU RU2014110629A patent/RU2626887C2/en active
- 2011-08-22 KR KR1020147007517A patent/KR101774630B1/en active IP Right Grant
- 2011-08-22 EP EP11871342.9A patent/EP2748533A4/en not_active Withdrawn
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU279258A1 (en) * | Казахский научно исследовательский институт энергетики | COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE INSTALLATION OPERATING ON MINING AIR | ||
US4891936A (en) * | 1987-12-28 | 1990-01-09 | Sundstrand Corporation | Turbine combustor with tangential fuel injection and bender jets |
SU1575010A1 (en) * | 1988-05-17 | 1990-06-30 | Производственное объединение "Невский завод" им.В.И.Ленина | Composition chamber of gas-turbine unit |
US20040144098A1 (en) * | 2000-02-24 | 2004-07-29 | Willis Jeffrey W. | Multi-stage multi-plane combustion method for a gas turbine engine |
US20090133854A1 (en) * | 2007-11-27 | 2009-05-28 | Bruce Carlyle Johnson | Flameless thermal oxidation apparatus and methods |
US20110020118A1 (en) * | 2009-07-21 | 2011-01-27 | Honeywell International Inc. | Turbine nozzle assembly including radially-compliant spring member for gas turbine engine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
WO2013028164A2 (en) | 2013-02-28 |
EP2748533A2 (en) | 2014-07-02 |
EP2748533A4 (en) | 2015-03-04 |
KR101774630B1 (en) | 2017-09-19 |
JP6110854B2 (en) | 2017-04-05 |
JP2014524562A (en) | 2014-09-22 |
RU2014110629A (en) | 2015-09-27 |
KR20140090141A (en) | 2014-07-16 |
CN103930723A (en) | 2014-07-16 |
WO2013028164A8 (en) | 2014-04-10 |
WO2013028164A3 (en) | 2014-03-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2626887C2 (en) | Tangential annular combustor with premixed fuel and air for use on gas turbine engines | |
US8904799B2 (en) | Tangential combustor with vaneless turbine for use on gas turbine engines | |
US7878000B2 (en) | Pilot fuel injector for mixer assembly of a high pressure gas turbine engine | |
US7762073B2 (en) | Pilot mixer for mixer assembly of a gas turbine engine combustor having a primary fuel injector and a plurality of secondary fuel injection ports | |
US8783008B2 (en) | Gas turbine reheat combustor including a fuel injector for delivering fuel into a gas mixture together with cooling air previously used for convectively cooling the reheat combustor | |
RU2611217C2 (en) | Tubular-ring combustion chamber with staged and tangential fuel-air nozzles for use in gas turbine engines | |
US10072846B2 (en) | Trapped vortex cavity staging in a combustor | |
JP4997018B2 (en) | Pilot mixer for a gas turbine engine combustor mixer assembly having a primary fuel injector and a plurality of secondary fuel injection ports | |
US9052114B1 (en) | Tangential annular combustor with premixed fuel and air for use on gas turbine engines | |
US20070028595A1 (en) | High pressure gas turbine engine having reduced emissions | |
JP6086371B2 (en) | Combustion reactant mixing method in annular cylindrical combustor for gas turbine engine | |
US9181812B1 (en) | Can-annular combustor with premixed tangential fuel-air nozzles for use on gas turbine engines | |
US9091446B1 (en) | Tangential and flameless annular combustor for use on gas turbine engines | |
RU2618785C2 (en) | Tangential and flameless annular combustion chamber for gas turbine engines | |
US8739511B1 (en) | Can-annular combustor with staged and tangential fuel-air nozzles for use on gas turbine engines |