RU2626892C2 - Прямоточная камера сгорания газотурбинного двигателя - Google Patents
Прямоточная камера сгорания газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2626892C2 RU2626892C2 RU2015147887A RU2015147887A RU2626892C2 RU 2626892 C2 RU2626892 C2 RU 2626892C2 RU 2015147887 A RU2015147887 A RU 2015147887A RU 2015147887 A RU2015147887 A RU 2015147887A RU 2626892 C2 RU2626892 C2 RU 2626892C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- combustion chamber
- air
- combustion
- turbine engine
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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
- F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
-
- 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
- F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
- F23R3/20—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants incorporating fuel injection means
Abstract
Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус, топливовоздушный канал с топливной форсункой и свечой. Камера сгорания выполнена прямоточной. Топливовоздушный канал расположен аксиально к корпусу и соединен с ним. В корпусе на обтекателе расположен регистр с углом закрутки лопаток 60±5°. На внутренней поверхности корпуса за счет центробежных сил закрученного топливовоздушного потока образована топливная пленка. Изобретение направлено на уменьшение токсичности, повышении кпд, повышении надежности запуска при сжигании бедных топливовоздушных смесей. 4 ил.
Description
Изобретение относится к конструкции камер сгорания газотурбинных двигателей и может найти применение в области турбомашиностроения и газотурбинных установок.
В настоящее время наиболее широкое применение в газотурбинных силовых установках, состоящих из компрессора, камеры сгорания и газовой турбины, самолетов, вертолетов и конвертированной наземной стационарной и мобильной техники, получили прямоточные индивидуальные и блочные камеры сгорания.
Известна прямоточная индивидуальная камера сгорания газотурбинного двигателя (ГТД) (Пчелкин Ю.М. Камеры сгорания газотурбинных двигателей, М.: Машиностроение, 1984), содержащая корпус с расположенными в нем жаровой трубой, регистром, плохообтекаемым телом завихрителем - стабилизатором, форсункой и свечой. Топливо подается форсункой в зону обратных токов (ЗОТ) - жаровой трубы, образованную с помощью закрученного регистром-завихрителем первичного воздушного потока, где осуществляется процесс приготовления топливовоздушной смеси, испарение топлива и его сгорание при коэффициенте избытка воздуха - α, близкому к стехиометрическому (α=0,8÷0,95), предопределяющему высокую температуру продуктов сгорания Тсг=2500…2800 К. Такая организация процесса сгорания топлива в ЗОТ обеспечивает выполнения первого главного технического требования к камерам сгорания, особенно двигателей летательных аппаратов (самолетов, вертолетов), из условий их безопасной эксплуатации: безсрывное сжигание смеси (α=0,6÷0,8) и стабилизацию пламени на всех режимах работы ГТД.
Вторым техническим требованием, общим для всех типов камер сгорания газотурбинных воздушных и наземных газотурбинных двигателей, является ограничение максимальной температуры рабочего тела (РТ) на входе в проточную часть турбины (сопловую решетку) - Тлоп, которая не должна превышать допустимую из условия термостойкости материала лопаток турбины. Создание лопаток из материалов с устойчивым к окислению барьерным покрытием позволило повысить эту температуру до 1600 К - для авиационных и вертолетных газотурбинных двигателей и до 1400 К - для конвертированных газотурбинных двигателей стационарной и мобильной техники (Ковецкий В.М. Газотурбинные двигатели в энергетике. Достижения, особенности, возможности / В.М. Ковецкий, Ю.Ю. Ковецкая. - Киев: Науч. кн., 2008. - 254 с.).
Снижение температуры продуктов сгорания с Тсг=2500÷2800 К до предельно допустимой Тлоп=1400÷1600 К осуществляется в специальной зоне смешения (ЗСМ) частью закрученного в завихрителе ламинарного однофазного первичного воздуха, вторичным и третичным потоками воздуха, образующими рабочее тело.
Известная камера сгорания с конструктивным отделением процесса сгорания в ЗОТ от процесса приготовления рабочего тела в ЗСМ - названного двухзонным - послойным способом смесеобразования (ПССО) имеет ряд недостатков (Семенов Н.Н. О некоторых проблемах химической кинетики и реакционной способности. – М., 1958):
- узкий диапазон устойчивого горения топливовоздушной смеси, не позволяющий обеспечить сжигание бедной смеси с температурой продуктов сгорания 1300÷1600 К в одной зоне, равной объему камеры сгорания и предопределяющий создание двух зон в жаровой трубе, а значит и увеличение конструктивных и весовых параметров камеры сгорания;
- высокая температура Тсг при высокой прозрачности однофазного первичного воздуха обеспечивает большую долю выделяемой лучистой энергии Ел (пропорциональную Т4) без диссипации в воздухе, передаваемую «стенке» и далее в атмосферу, что снижает термический КПД, а значит и эффективный КПД ГТД, а также требует установку жаровой трубы из жаропрочной стали;
- высокая температура продуктов сгорания Тсг=2500÷2800 К, предопределяющая большое количественное образование нормируемых токсичных компонентов: окиси углерода, несгоревших углеводородов и сажи (крекингом жидкой фазы топлива);
- высокое количественное образование оксидов азота, «токсичная агрессивность» которых в 41,1 раза превышает агрессивность окиси углерода при температуре продуктов сгорания 2500÷2800 К в ЗОТ, значительно превышающей температуру активации эндотермической реакции окисления азота кислородом воздуха, по опытным данным, равную Такт≈1700 К.
Известна прямоточная камера сгорания газотурбинного двигателя (RU 2273798, F23R 3/16, опубл. 10.04.2006), содержащая корпус, жаровую трубу, двухъярусный завихритель, наружный ярус которого имеет закручивающий элемент с входом и выходом, а также канал, сообщающий выход из закручивающего элемента с внутренней полостью жаровой трубы. Для снижения неравномерности температурного поля рабочего тела на входе в жаровую трубу из закручивающего элемента установлена диафрагма с отверстиями, площадь проходного сечения которых меньше площади выхода из закручивающего элемента и меньше площади проходного сечения канала.
Однако дополнительная установка двухъярусного завихрителя для создания закрученного потока смеси, обеспечивающая нормальный запуск двигателя, усложняет конструкцию камеры сгорания, увеличивает вес, и не исключает недостатки других известных камер сгорания с ПССО.
Наиболее близкой к заявляемой по конструкции, способа организации процесса смесеобразования и сжигания топлива является вращающаяся камера сгорания (ВКС) реактивной ступени реактивно-турбинного двигателя (РТД) (RU 2406933, F23R 3/16, опубл. 20.12.2010). Данная ВКС РГД содержит корпус, топливную форсунку, свечу пускового зажигания, расположение в радиальном топливовоздушном канале, перпендикулярно оси корпуса камеры и валу реактивного колеса двигателя. Канал топливовоздушной смеси выполнен сужающимся и спиральным, создающим угол закрутки потока смеси, на входе в ВКС, возрастающим от 0° до 60°. Выход из камеры сгорания выполнен в виде расширяющегося сопла. В камере обеспечивается интенсификация тепло- и массообмена, защита стенок камеры от высокой температуры, уменьшение массогабаритных размеров, экономия жаропрочных материалов снижение содержания оксидов азота и других токсичных компонентов, в рабочем теле КС.
Однако известные положительные качества малогабаритной камеры сгорания реактивного турбинного двигателя (РТД) проявляются только при использовании,ее применении в качестве вращающейся камеры сгорания (ВКС) первой реактивной ступени другого типа двигателя (RU 105679,МПК Р0С 3/00, опубл. 20.06.2011 г.), для преобразования части тепловой энергии топлива в тепловую энергию продуктов сгорания, преобразующуюся в сопле в кинетическую энергию создающую реактивную силу - Р и крутящий момент
Mкр.=P⋅R,
где R - радиус топливовоздушного канала камеры, перпендикулярного оси камеры сгорания.
Использование этих преимуществ ВКС в «стационарной» прямоточной камере сгорания требует другого конструктивного решения организации процесса преобразования тепловой энергии топлива в энергию рабочего тела для первой газотурбинной ступени газотурбинного двигателя.
В основу изобретения положена задача создания камеры сгорания теплового двигателя - ГТД со всеми оптимальными параметрами, определяющими его конкурентоспособность:
- ресурсосберегающими (удельной массовой мощностью и удельным эффективным расходом топлива широкого фракционного состава);
- динамическими (приспособляемости и приемистости);
- и главное экологическими (прежде всего наиболее агрессивными оксидами азота) параметрами.
Указанная задача решается тем, что в прямоточной камере сгорания газотурбинного двигателя, содержащей корпус с аксиально присоединенным к нему топливовоздушным каналом, расположенными в канале форсункой и свечой зажигания, регистром, установленным на обтекателе с оптимальным углом закрутки топливовоздушного (двухфазного) потока. Таким образом, конструктивно организуется пленочно-вихревой процесс смесеобразования и сжигания топлива (ПВССО).
Техническим результатом несложных и недорогих конструктивных преобразований: замены плохообтекаемого тела-стабилизатора на хорошо обтекаемое тело-регистр, ликвидации жаровой трубы и вынос форсунки и свечи в аксиальный топливовоздушный канал, является замена послойного способа смесеобразования и сгорания топлива с ЗОТ (α=0,85÷0,95) на ЗСМ (α до 2 и более, в зависимости от Тлоп) пленочно-вихревым способом смесеобразования и сгорания топлива широкого фракционного свойства (от метана до дизельного) с α=f(Тлоп<Такт).
Такая замена решает главную цель работы:
- снижение токсичности рабочего тела по оксидам азота NOx без установки трехкомпонентного нейтрализатора, снижающего ресурсосберегающие параметры ГТД;
- расширение диапазона безсрывного и надежного сгорания бедной топливовоздушной смеси (α>>1) позволяет понизить максимальную температуру продуктов сгорания до температуры рабочего тела до Тлоп, не превышающую Такт NOx, и уменьшить потери лучистой энергии - Ел, теплопередачу теплопроводностью Eλ. в «стенку» и окружающую среду, что позволяет повысить КПД камеры сгорания и эффективный КПД - ГТД - ηе, габаритные и весовые параметры и другие технико-экономические показатели ГТД.
Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежами:
фиг. 1 - конструктивная схема прямоточной КС;
фиг. 2 - фотография КС на стенде;
фиг. 3 - экспериментальные зависимости зон устойчивой работы камеры сгорания: Д2 (при ПССО) и Д1 (при ПВССО) от α.
фиг. 4 - график распределения температуры рабочего тела РТ по диаметру h, мм; Gв и α.
Камера сгорания (фиг. 1) содержит корпус 1, аксиально к нему расположенный топливовоздушный канал 2 (с размещенными в нем форсункой 3 и свечой зажигания 4), соединенный с корпусом 1, в котором расположен регистр 5 с углом закрутки лопаток β=60±5° на хорошо обтекаемом теле - обтекателе 6. На внутренней поверхности корпуса 1, за счет центробежных сил закрученного двухфазного топливовоздушного потока 7, образована топливная пленка 8, при испарении образующая паровую топливовоздушную смесь 9, сгорающую в зоне горения 10. Продукты сгорания (рабочее тело 11) подаются на неподвижную сопловую решетку 12.
Процесс преобразования внутренней тепловой энергии топлива в тепловую энергию рабочего тела в камере сгорания происходит следующим образом.
Воздух от компрессора поступает во входное сечение топливовоздушного канала, в котором обеспечивается скорость, достаточная для организации требуемого качества распыла топлива, подаваемого форсункой 3 в зону свечи зажигания 4. После воспламенения топливовоздушной смеси, свеча зажигания 4 отключается, а пламя за время задержки воспламенения, закручиваясь в регистре 5, выносится непосредственно в камеру сгорания, что обеспечивает долговечность свечи и форсунки. Вынос пламени в камеру сгорания обеспечивается тем, что скорость закрученного потока воздуха с распыленным в нем топливом больше скорости распространения фронта пламени. Фронт пламени стабилизируется в средней части 7 камеры, которая с целью уменьшения скорости смеси, может быть увеличена в поперечном сечении. При поступлении закрученного топливовоздушного потока в камеру сгорания, где установкой обтекателя 6, вместо стабилизатора, ликвидирована зона обратных токов, за счет центробежных сил происходит сепарация основной массы топлива на стенку камеры с образованием сплошной и прочной топливной пленки 8, которая за счет теплоты испарения значительно снижает температуру стенки 1. Испарение топлива происходит с поверхности пленки с подачей паров 9 в кольцевую зону горения 10.
Кольцевой закрученный слой паров топлива 9 между пламенем 10 и пленкой 8 имеет степень черноты ε≈0,82 и часть лучистой энергии диссипирует в этот слой, увеличивая долю тепловой энергии, передаваемую турбулентной теплопередачей в рабочее тело. Пленка топлива также поглощает часть лучистой энергии и эта часть лучистой энергии передает через стенку камеры сгорания в окружающую среду.
Диссипация части лучистой энергии, за счет высокого «термосопротивления» топливной пленки и паров топлива, снижает температуру стенки, а вместе с ликвидацией зоны смешения позволяет убрать из конструкции камеры сгорания жаровую трубу и повысить термический КПД камеры сгорания.
Продукты сгорания, как более легкие, перемещаясь к оси камеры, образуют зону потока рабочего тела 11. Толщина пленки уменьшается к выходу из камеры в сопловой аппарат - 12 турбины. Уменьшение диаметра камеры сгорания при выходе рабочего тела в сопловой аппарат выполняет роль дефлектора, способствующего тепло- и массообмену в камере сгорания и завершению процесса горения в сопле (или в сопловом аппарате при снижении температуры рабочего тела при расширении).
При испытаниях на стенде опытного образца прямоточной прозрачной камеры сгорания: диаметром dкс=52 мм; длиной зоны горения Lкс=108 мм; давлением Ркс=5,5 кг/см2 и коэффициенте избытка воздуха α=1,52, получены:
- максимальная температура - 1680 K при степени неравномерности температурного поля 15÷20%;
- содержание токсичных компонентов:
gNOx=2÷2.5/г⋅кВт⋅ч,
gCO=0,035%,
gCH=0,005%,
что соответствует нормам Евро-5.
Камера сгорания отличается простотой и надежностью интенсификации тепломассообмена при конструктивно организованном пленочно-вихревом способе смесеобразования методом непосредственного воздействия на реакцию окисления углеводородного топлива и окисления азота кислородом воздуха. Такая конструкция камеры сгорания решает не только главную в настоящее время экологическую задачу - снижение содержания наиболее токсичных оксидов азота и других нормированных токсичных компонентов СО, СН и С в рабочем теле, но и проблему одновременного повышения основных технико-экономических показателей: повышение КПД, сжигания бедных топливовоздушных смесей при надежном запуске и бесперебойной работы газотурбинных двигателей летательных аппаратов (большой мощности), наземных мобильных и стационарных (мощностью от 300-400 кВт) силовых установок без установки систем нейтрализации отработавших газов.
Кроме того, успешное решение проблемы токсичности в предложенной КС с пленочно-вихревым способом преобразования тепловой энергии углеводородного топлива широкого фракционного состава (от метана до дизельного) - ШФС, в кинетическую энергию рабочего тела делает ГТД тепловым ДВС со всеми наилучшими в настоящее время критериальными параметрами (Nm, ge, K и экологии). Это повышает их конкурентоспособность в установке на тяжелой мобильной технике при повышении ее агрегатной мощности (до 1800-2000 кВт танковой) и особенно внедряемых Белазов мощностью до 5000 кВт (вместо двух дизелей с Ne=2500 кВт), работающих в тяжелых экологических условиях.
Claims (1)
- Камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая корпус, топливовоздушный канал с топливной форсункой и свечой, отличающаяся тем, что камера сгорания выполнена прямоточной, топливовоздушный канал расположен аксиально к корпусу и соединен с ним, в корпусе на обтекателе расположен регистр с углом закрутки лопаток 60±5°, при этом на внутренней поверхности корпуса за счет центробежных сил закрученного топливовоздушного потока образована топливная пленка.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015147887A RU2626892C2 (ru) | 2015-11-06 | 2015-11-06 | Прямоточная камера сгорания газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015147887A RU2626892C2 (ru) | 2015-11-06 | 2015-11-06 | Прямоточная камера сгорания газотурбинного двигателя |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2015147887A RU2015147887A (ru) | 2017-05-18 |
RU2626892C2 true RU2626892C2 (ru) | 2017-08-02 |
Family
ID=58715468
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015147887A RU2626892C2 (ru) | 2015-11-06 | 2015-11-06 | Прямоточная камера сгорания газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2626892C2 (ru) |
Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4498288A (en) * | 1978-10-13 | 1985-02-12 | General Electric Company | Fuel injection staged sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas |
US4766722A (en) * | 1985-08-02 | 1988-08-30 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation (Snecma) | Enlarged bowl member for a turbojet engine combustion chamber |
RU2008568C1 (ru) * | 1991-03-05 | 1994-02-28 | Всероссийский теплотехнический научно-исследовательский институт | Кольцевая камера сгорания |
RU2170391C1 (ru) * | 2000-03-20 | 2001-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Турбомоторный Завод" | Горелочное устройство камер сгорания |
RU2300049C1 (ru) * | 2005-12-19 | 2007-05-27 | Александр Никифорович Грязнов | Мини-парогенератор |
US20070130954A1 (en) * | 2005-12-08 | 2007-06-14 | General Electric Company | Swirler Assembly |
RU2414649C2 (ru) * | 2009-04-30 | 2011-03-20 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации | Камера сгорания газотурбинного двигателя |
-
2015
- 2015-11-06 RU RU2015147887A patent/RU2626892C2/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4498288A (en) * | 1978-10-13 | 1985-02-12 | General Electric Company | Fuel injection staged sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas |
US4766722A (en) * | 1985-08-02 | 1988-08-30 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation (Snecma) | Enlarged bowl member for a turbojet engine combustion chamber |
RU2008568C1 (ru) * | 1991-03-05 | 1994-02-28 | Всероссийский теплотехнический научно-исследовательский институт | Кольцевая камера сгорания |
RU2170391C1 (ru) * | 2000-03-20 | 2001-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Турбомоторный Завод" | Горелочное устройство камер сгорания |
US20070130954A1 (en) * | 2005-12-08 | 2007-06-14 | General Electric Company | Swirler Assembly |
RU2300049C1 (ru) * | 2005-12-19 | 2007-05-27 | Александр Никифорович Грязнов | Мини-парогенератор |
RU2414649C2 (ru) * | 2009-04-30 | 2011-03-20 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации | Камера сгорания газотурбинного двигателя |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2015147887A (ru) | 2017-05-18 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10295190B2 (en) | Centerbody injector mini mixer fuel nozzle assembly | |
Lefebvre et al. | Gas turbine combustion: alternative fuels and emissions | |
US10352569B2 (en) | Multi-point centerbody injector mini mixing fuel nozzle assembly | |
US4112676A (en) | Hybrid combustor with staged injection of pre-mixed fuel | |
AU2021257969B2 (en) | Fuel nozzle assembly | |
US4206593A (en) | Gas turbine | |
US2828609A (en) | Combustion chambers including suddenly enlarged chamber portions | |
US20040003596A1 (en) | Fuel premixing module for gas turbine engine combustor | |
CA2194911C (en) | Low-emission combustion chamber for gas turbine engines | |
RU2014110628A (ru) | Трубчато-кольцевая камера сгорания со ступенчатыми и тангенциальными топливовоздушными форсунками для использования в газотурбинных двигателях | |
US10935245B2 (en) | Annular concentric fuel nozzle assembly with annular depression and radial inlet ports | |
US20160061452A1 (en) | Corrugated cyclone mixer assembly to facilitate reduced nox emissions and improve operability in a combustor system | |
US8006500B1 (en) | Swirl combustor with counter swirl fuel slinger | |
CN110131750A (zh) | 一种使用气体燃料的燃气轮机低排放燃烧室 | |
AU2019271951B2 (en) | Combustion section and fuel injector assembly for a heat engine | |
AU2019271950B2 (en) | Fuel injector assembly for a heat engine | |
US20100232930A1 (en) | Gas turbine engine | |
CN103939943A (zh) | 一种用于化学回热循环的双旋流双燃料喷嘴 | |
CN109424446A (zh) | 用于衰减燃气涡轮发动机中的燃烧动力学的燃烧系统和方法 | |
RU2014110629A (ru) | Тангенциальная кольцевая камера сгорания с предварительно смешанным топливом и воздухом для использования в газотурбинных двигателях | |
US8413446B2 (en) | Fuel injector arrangement having porous premixing chamber | |
RU2626892C2 (ru) | Прямоточная камера сгорания газотурбинного двигателя | |
US8893504B2 (en) | Igniter | |
Nomura et al. | Hydrogen combustion test in a small gas turbine | |
RU2014110630A (ru) | Тангенциальная и беспламенная кольцевая камера сгорания для использования в газотурбинных двигателях |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20171107 |