RU2670858C1 - Gas turbine engine annular combustion chamber - Google Patents
Gas turbine engine annular combustion chamber Download PDFInfo
- Publication number
- RU2670858C1 RU2670858C1 RU2017139963A RU2017139963A RU2670858C1 RU 2670858 C1 RU2670858 C1 RU 2670858C1 RU 2017139963 A RU2017139963 A RU 2017139963A RU 2017139963 A RU2017139963 A RU 2017139963A RU 2670858 C1 RU2670858 C1 RU 2670858C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- diffuser
- partitions
- combustion chamber
- annular
- fairing
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 64
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims abstract description 61
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims abstract description 13
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 9
- MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N nitrogen oxide Inorganic materials O=[N] MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract description 35
- 239000007789 gas Substances 0.000 abstract description 14
- 239000000446 fuel Substances 0.000 abstract description 7
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000007788 liquid Substances 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 8
- 230000002265 prevention Effects 0.000 description 4
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 2
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 2
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 2
- UGFAIRIUMAVXCW-UHFFFAOYSA-N Carbon monoxide Chemical compound [O+]#[C-] UGFAIRIUMAVXCW-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910002091 carbon monoxide Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 1
- 239000003344 environmental pollutant Substances 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 229930195733 hydrocarbon Natural products 0.000 description 1
- 150000002430 hydrocarbons Chemical class 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000008520 organization Effects 0.000 description 1
- 231100000719 pollutant Toxicity 0.000 description 1
- 238000009827 uniform distribution Methods 0.000 description 1
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
- F23R3/42—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
- F23R3/46—Combustion chambers comprising an annular arrangement of several essentially tubular flame tubes within a common annular casing or within individual casings
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей, использующим жидкое топливо, предпочтительно авиационных двигателей. Изобретение может быть использовано при конструировании камеры сгорания перспективного авиационного двигателя.The invention relates to combustion chambers of gas turbine engines using liquid fuels, preferably aircraft engines. The invention can be used in the design of the combustion chamber of a promising aircraft engine.
Одной из важнейших задач при разработке камер сгорания является снижение уровня эмиссии веществ, загрязняющих атмосферу - оксидов азота, оксида углерода, несгоревших углеводородов. Международная организация гражданской авиации последовательно снижает нормы эмиссии оксидов азота, и соответствовать им смогут только авиационные двигатели с малоэмиссионными камерами сгорания.One of the most important tasks in the development of combustion chambers is to reduce the level of emissions of atmospheric pollutants - nitrogen oxides, carbon monoxide, unburned hydrocarbons. The International Civil Aviation Organization is consistently reducing emission standards for nitrogen oxides, and only aircraft engines with low-emission combustion chambers can meet them.
Изучение физико-химических процессов, приводящих к образованию оксидов азота, позволило разработать некоторые способы снижения их выбросов в атмосферу, что нашло отражение в технологии сжигания топлива и в конструкции малоэмиссионных камер сгорания газотурбинных двигателей различного назначения.The study of the physicochemical processes leading to the formation of nitrogen oxides made it possible to develop some ways to reduce their emissions into the atmosphere, which is reflected in the technology of fuel combustion and in the design of low-emission combustion chambers of gas turbine engines for various purposes.
Большой потенциал для снижения эмиссии оксидов азота связан с фактором температуры пламени и продуктов сгорания в камере сгорания, поскольку скорость образования оксидов азота экспоненциально зависит от температуры в зоне горения. Уменьшение температуры в зоне горения камеры сгорания позволит уменьшить выбросы оксидов азота.The great potential for reducing the emission of nitrogen oxides is related to the temperature factor of the flame and combustion products in the combustion chamber, since the rate of formation of nitrogen oxides depends exponentially on the temperature in the combustion zone. Reducing the temperature in the combustion zone of the combustion chamber will reduce emissions of nitrogen oxides.
Температура воздуха на входе в зону горения определяет температуру пламени и скорость реакций горения при прочих равных условиях. В камеру сгорания газотурбинного двигателя сжатый и нагретый в компрессоре воздух поступает через диффузор, являющийся безотрывной частью входного участка камеры сгорания, предназначенного для уменьшения скорости потока воздуха и распределения его на потоки, поступающие в жаровую трубу через ее фронт и в кольцевые каналы.The air temperature at the entrance to the combustion zone determines the flame temperature and the rate of combustion reactions, ceteris paribus. The compressed and heated in the compressor air enters the combustion chamber of a gas turbine engine through a diffuser, which is an integral part of the inlet section of the combustion chamber, designed to reduce the air flow rate and distribute it to the streams entering the heat pipe through its front and into the annular channels.
Известно (см., например, статью «7-ступенчатый экспериментальный компрессор высокого давления. Результаты испытаний», А.И. Ланшин, А.Н. Старцев и др., журнал «Насосы. Турбины. Системы», №2(23)/2017, Москва, стр. 22-23), что температура воздуха, поступающего по каналу из компрессора в диффузор, неоднородна по радиусу. При степени повышения полного давления πк более 30 в центральной части (ядре) потока она оказывается не менее чем на 20°С ниже температуры воздуха около стенок канала. Такой профиль температуры имеют все потоки воздуха на выходе из компрессоров высокого давления (КВД) с высоконапорными ступенями. Это связано с тем, что основная работа по сжатию воздуха рабочими лопатками компрессора осуществляется их периферийными и корневыми участками. Температура воздуха за КВД у наружной стенки канала на входе в диффузор камеры сгорания оказывается выше на 6-10°С, чем у внутренней стенки из-за обратного перетекания воздуха через радиальный зазор между лопаткой и корпусом КВД и его многократного сжатия и нагревания в каждой ступени компрессора.It is known (see, for example, the article "7-stage experimental high-pressure compressor. Test results", A.I. Lanshin, A.N. Startsev et al., Magazine "Pumps. Turbines. Systems", No. 2 (23) / 2017, Moscow, pp. 22-23), that the temperature of the air flowing through the channel from the compressor to the diffuser is not uniform over the radius. With the degree of increase in the total pressure π to over 30 in the central part (core) of the flow, it is not less than 20 ° C below the air temperature near the channel walls. Such a temperature profile has all the air flow at the outlet of high-pressure compressors (HPC) with high-pressure stages. This is due to the fact that the main work on air compression using compressor compressor blades is carried out by their peripheral and root sections. The air temperature behind the ARC at the outer wall of the channel at the entrance to the diffuser of the combustion chamber is higher by 6-10 ° C than that of the internal wall due to the reverse flow of air through the radial clearance between the blade and the ARC body and its multiple compression and heating in each stage compressor.
Этот известный факт, однако, не был ранее использован для снижения температуры воздуха на входе в жаровую трубу камеры сгорания.This known fact, however, was not previously used to lower the temperature of the air entering the combustion tube of the combustion chamber.
В диффузоре камеры сгорания происходит торможение воздушного потока за счет его расширения, а также выравнивание температуры потока по радиусу вследствие поперечного перемешивания слоев воздуха. Известные конструкции диффузора обеспечивают более эффективное торможение воздушного потока (для сокращения длины диффузора), а также распределение потока воздуха в диффузоре на потоки, поступающие в жаровую трубу через фронт и ее стенки.In the diffuser of the combustion chamber braking of the air flow due to its expansion, as well as equalization of the flow temperature along the radius due to transverse mixing of air layers. Known designs of the diffuser provide a more efficient braking of the air flow (to reduce the length of the diffuser), as well as the distribution of air flow in the diffuser on the streams entering the flue pipe through the front and its walls.
Известна кольцевая камера сгорания для авиационного турбовинтового двигателя (RU 2365821, 2009), содержащая диффузор с разделительным элементом, разделяющим поток воздуха, выходящий из компрессора, на два кольцевых потока, причем разделительный элемент образован тонким листом, соединенным конструкционными рычагами (стойками, пилонами) с внутренней и наружной стенками диффузора, угол расширения каждого потока составляет около 12-13°.Known annular combustion chamber for aviation turboprop engine (RU 2365821, 2009), containing a diffuser with a separating element dividing the air flow leaving the compressor into two annular flow, and the separating element is formed by a thin sheet connected by structural levers (racks, pylons) the inner and outer walls of the diffuser, the angle of expansion of each stream is about 12-13 °.
Недостатком предложенной конструкции камеры сгорания является то, что она не позволяет выделить центральную часть потока воздуха, поступающего из КВД, и направить его в зону горения через фронт жаровой трубы.The disadvantage of the proposed design of the combustion chamber is that it does not allow to allocate the central part of the air flow coming from the ARC, and send it to the combustion zone through the front of the flame tube.
Известна камера сгорания газотурбинного двигателя (RU 2435104, 2011) с направляющим устройством для потока воздуха, содержащая спрямляющий аппарат и расположенный за ним диффузор.Known combustion chamber of a gas turbine engine (RU 2435104, 2011) with a guide device for air flow, containing rectifying device and located behind the diffuser.
Диффузор содержит две коаксиальные стенки, связанные друг с другом при помощи перегородок, и дополнительную разделительную перегородку, которая закреплена на перегородках диффузора между его внутренней стенкой и наружной стенкой, причем разделительная перегородка выполняет функцию разделения потока газа, выходящего из диффузора, на две кольцевые коаксиальные струи.The diffuser contains two coaxial walls connected to each other by means of partitions and an additional separation partition, which is fixed on the partitions of the diffuser between its inner wall and the outer wall, the separation partition performing the function of dividing the gas flow coming out of the diffuser into two annular coaxial jets .
Известная конструкция камеры сгорания также не позволяет выделить центральный поток воздуха, поступающего из диффузора в камеру сгорания.The known design of the combustion chamber also does not allow to allocate the central flow of air entering from the diffuser into the combustion chamber.
Наиболее близким аналогом заявленного изобретения является кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя (US 6651439, 2003), включающая жаровую трубу, фронтовое устройство, обтекатель с открытой передней центральной частью и диффузор, содержащий наружную стенку, внутреннюю стенку и две кольцевые перегородки между ними, образующие три кольцевых прохода внутри диффузора для подачи воздуха в камеру сгорания, при этом каждая перегородка состоит из основного участка, входного участка и выходного участка.The closest analogue of the claimed invention is an annular combustion chamber of a gas turbine engine (US 6651439, 2003), including a flame tube, a front-end device, a fairing with an open front central part and a diffuser containing an outer wall, an inner wall and two annular partitions between them, forming three annular passage inside the diffuser to supply air to the combustion chamber, with each partition consists of a main section, an inlet section and an outlet section.
Диффузор обеспечивает подачу выделенных частей воздушного потока под разными углами к оси двигателя и позволяет направить поток из центрального прохода под небольшим наклоном вдоль оси симметрии продольного сечения камеры сгорания в зону горения через фронтовое устройство жаровой трубы и два потока из наружного и внутреннего проходов (по отношению к центральному потоку) направить в сторону стенок жаровой трубы.The diffuser feeds the selected parts of the air flow at different angles to the engine axis and allows you to direct the flow from the central passage under a slight inclination along the symmetry axis of the longitudinal section of the combustion chamber to the combustion zone through the front device of the flame tube and two streams from the outer and inner passages (relative to central stream) to direct towards the walls of the flame tube.
Однако известная камера сгорания имеет существенные недостатки, обусловленные функцией перегородок, а именно:However, the known combustion chamber has significant drawbacks due to the function of the partitions, namely:
- выходной участок каждой из кольцевых перегородок имеет плохо обтекаемую форму и утоплен по отношению к стенкам диффузора, что приводит к отрывам потока воздуха и образованию в следе за перегородками зон обратных токов и, как следствие, к выравниванию температуры в центральном потоке воздуха из-за его смешивания за диффузором с наружным и внутренним потоками;- the output section of each of the annular partitions has a poorly streamlined shape and is recessed towards the walls of the diffuser, which leads to air flow separation and the formation of reverse currents in the wake behind the partitions and, as a result, to equalize the temperature in the central air flow due to its mixing behind diffuser with external and internal flows;
- перегородки размещены так, что их выходные участки смещены внутрь по отношению к кромкам открытой передней части обтекателя, что приводит к поступлению в жаровую трубу через фронтовое устройство части потоков воздуха из наружного и внутреннего проходов диффузора, имеющих более высокую температуру, и их дальнейшему перемешиванию с центральным потоком;- the partitions are placed so that their exit sections are displaced inward with respect to the edges of the open front part of the fairing, which leads to the flow of part of the air flow from the outer and inner passages of the diffuser, which have a higher temperature, into the combustion tube and their further mixing with central stream;
- кромки входных участков перегородок выполнены скругленными, что ухудшает разделение потока воздуха на входе в диффузор.- the edges of the entrance sections of the partitions are rounded, which impairs the separation of air flow at the entrance to the diffuser.
В совокупности, наличие данных недостатков ведет к тому, что диффузор обеспечивает более равномерное распределение потока по фронту жаровой трубы, не позволяет выделить центральный поток воздуха с более низкой температурой, что в свою очередь не позволяет уменьшить образование оксидов азота.In the aggregate, the presence of these disadvantages leads to the fact that the diffuser provides a more uniform distribution of flow along the front of the flame tube, does not allow to allocate the central air flow with a lower temperature, which in turn does not allow to reduce the formation of nitrogen oxides.
Техническая проблема, на решение которой направлено изобретение, заключается в уменьшении образования оксидов азота при сжигании топлива в камере сгорания газотурбинного двигателя.The technical problem that the invention is directed to is to reduce the formation of nitrogen oxides when burning fuel in the combustion chamber of a gas turbine engine.
Технический результат, достигаемый при реализации настоящего изобретения - снижение температуры пламени и продуктов сгорания в жаровой трубе.The technical result achieved when implementing the present invention is to reduce the temperature of the flame and the combustion products in the flame tube.
Технический результат достигается за счет того, что кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя содержит жаровую трубу, фронтовое устройство, обтекатель с открытой передней центральной частью и диффузор, содержащий наружную стенку, внутреннюю стенку и две кольцевые перегородки между ними, образующие три кольцевых прохода внутри диффузора для подачи воздуха в камеру сгорания, при этом каждая перегородка состоит из основного участка, входного участка и выходного участка, кромки входных участков перегородок выполнены острыми, выходные участки перегородок выступают по отношению к стенкам диффузора и имеют форму, обеспечивающую предотвращение отрыва потока воздуха и образование в следе за ними зон обратных токов, поверхности основных участков перегородок имеют коническую форму, а кромки открытой передней части обтекателя лежат на продолжении образующих поверхностей основных участков перегородок.The technical result is achieved due to the fact that the annular combustion chamber of a gas turbine engine contains a heat pipe, a front-end device, a fairing with an open front central part and a diffuser containing an outer wall, an inner wall and two annular partitions between them, forming three annular passages inside the diffuser for feeding air into the combustion chamber, with each partition consists of the main section, the entrance section and the output section, the edges of the entrance sections of the partitions are made sharp, you single portions of the partitions protrude with respect to the walls of the diffuser and have a shape that ensures the prevention of air flow separation and the formation of reverse flow zones in the wake, the surfaces of the main sections of the partitions are conical, and the edges of the open front part of the fairing lie on the continuation of the forming surfaces of the main sections of the partitions .
Существенные признаки могут иметь развитие и продолжение. Выходные участки перегородок могут выступать по отношению к стенкам диффузора на длину, в 2-3 раза превышающую высоту проходов между перегородками и стенками, а расстояние между диффузором и обтекателем может превышать максимальное радиальное расстояние между перегородками не более чем в 3 раза.Significant signs may have a development and continuation. The exit portions of the partitions may protrude with respect to the walls of the diffuser by a length 2-3 times greater than the height of the passages between the partitions and the walls, and the distance between the diffuser and fairing may not exceed the maximum radial distance between the partitions by more than 3 times.
Указанные существенные признаки обеспечивают решение поставленной технической проблемы с достижением заявленного технического результата, так как:These essential features provide a solution to the technical problem with the achievement of the stated technical result, since:
а) выполнение кромок входных участков перегородок острыми обеспечивает разделение потока воздуха на три части без их перемешивания друг с другом на входе в диффузор;a) making the edges of the inlet portions of the partitions sharp ensures separation of the air flow into three parts without mixing them with each other at the entrance to the diffuser;
б) выполнение выходных участков перегородок выступающими по отношению к стенкам диффузора и имеющими форму, обеспечивающую предотвращение отрыва потока воздуха и образование в следе за ними зон обратных токов, предотвращает выравнивание температуры в центральном потоке воздуха, поступающем в жаровую трубу через фронтовое устройство и имеющем более низкую температуру, и его смешивание за диффузором с потоками из наружного и внутреннего проходов диффузора;b) making the output portions of the partitions protruding towards the walls of the diffuser and having a shape that ensures the prevention of air flow separation and the formation of reverse currents in the wake, prevents temperature equalization in the central air flow entering the heat pipe through the front device and having a lower temperature, and its mixing behind the diffuser with the flows from the outer and inner apertures of the diffuser;
в) выполнение поверхностей основных участков перегородок имеющими коническую форму и выполнение кромок открытой передней части обтекателя лежащими на продолжении образующих поверхностей основных участков перегородок обеспечивает поступление в жаровую трубу только центрального потока воздуха без его перемешивания с потоками из наружного и внутреннего проходов диффузора.C) the implementation of the surfaces of the main sections of partitions having a conical shape and the edges of the open front part of the fairing lying on the continuation of the forming surfaces of the main sections of the partitions ensures that only the central air flow enters the flame tube without mixing it with the outer and internal aisle diffusers.
В свою очередь, поступление в жаровую трубу центрального потока воздуха с более низкой температурой ведет к снижению в ней температуры пламени и продуктов сгорания.In turn, the entry into the flame tube of a central air stream with a lower temperature leads to a decrease in the temperature of the flame and combustion products in it.
Указанные дополнительные признаки выполнения выходных участков перегородок выступающими по отношению к стенкам диффузора на длину в 2-3 раза превышающую высоту проходов между перегородками и стенками, а расстояния между диффузором и обтекателем превышающим максимальное радиальное расстояние между перегородками не более чем в 3 раза также влияют на достижение заявленного технического результата, позволяя дополнительно обеспечить предотвращение перемешивания центрального потока воздуха на выходе из диффузора с потоками из наружного и внутреннего проходов диффузора посредством уменьшения расстояния между диффузором и открытой передней частью обтекателя.These additional signs of the execution of the output portions of the partitions projecting with respect to the walls of the diffuser for a length of 2-3 times the height of the passages between the partitions and the walls, and the distance between the diffuser and the fairing exceeding the maximum radial distance between the partitions no more than 3 times also affect the achievement the claimed technical result, allowing you to further ensure that the mixing of the central air flow at the outlet of the diffuser with the flows from the outer and internal passages of the diffuser by reducing the distance between the diffuser and the open front part of the fairing.
Настоящее изобретение поясняется следующим подробным описанием конструкции кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя и ее работы со ссылкой на иллюстрации, представленные на чертежах.The present invention is explained in the following detailed description of the design of the annular combustion chamber of a gas turbine engine and its operation with reference to the illustrations presented in the drawings.
На фиг. 1 представлен чертеж общего вида камеры сгорания.FIG. 1 is a drawing of a general view of a combustion chamber.
На фиг. 2 представлен чертеж диффузора в увеличенном масштабе.FIG. 2 shows a drawing of the diffuser on an enlarged scale.
Кольцевая камера сгорания (фиг. 1) содержит корпус 1, включающий наружный кольцевой корпус 2 и внутренний кольцевой корпус 3, установленные с образованием входного канала 4, диффузор 5 и жаровую трубу 6 с обтекателем 7, прикрывающим фронтовое устройство в передней по потоку части жаровой трубы 6. Обтекатель 7 содержит открытую переднюю центральную часть.The annular combustion chamber (Fig. 1) includes a housing 1 comprising an outer annular housing 2 and an inner annular housing 3 installed to form an inlet 4, a diffuser 5 and a flame tube 6 with a fairing 7 covering the front device in the downstream part of the flame tube 6. The fairing 7 contains an open front center portion.
Диффузор 5 (фиг. 2) содержит наружную стенку, внутреннюю стенку и две кольцевые перегородки 8 между ними, образующие три кольцевых прохода 9, 10, 11 внутри диффузора 5 для подачи воздуха в камеру сгорания, при этом каждая перегородка 8 состоит из входного участка, основного участка и выходного участка. В частном случае, наружная стенка диффузора 5 выполнена заодно с наружным корпусом 2 камеры сгорания, а внутренняя стенка диффузора 5 выполнена заодно с внутренним корпусом 3 камеры сгорания.The diffuser 5 (Fig. 2) contains an outer wall, an inner wall and two annular partitions 8 between them, forming three annular passageways 9, 10, 11 inside the diffuser 5 for supplying air to the combustion chamber, each partition 8 consists of an inlet section, the main plot and the exit plot. In the particular case, the outer wall of the diffuser 5 is made integral with the outer casing 2 of the combustion chamber, and the inner wall of the diffuser 5 is made integral with the inner casing 3 of the combustion chamber.
Центральный кольцевой проход 9 образован между двумя перегородками 8, наружный кольцевой проход 10 образован наружной стенкой диффузора 5 и наружной кольцевой перегородкой 8, внутренний кольцевой проход 11 образован внутренней стенкой диффузора 5 и внутренней кольцевой перегородкой 8. Наружный и внутренний кольцевые проходы 10, 11 занимают смежные области течения между диффузором 5 и жаровой трубой 6 с обтекателем 7.The central annular passage 9 is formed between two partitions 8, the outer annular passage 10 is formed by the outer wall of the diffuser 5 and the outer annular partition 8, the inner annular passage 11 is formed by the inner wall of the diffuser 5 and the inner annular partition 8. The outer and inner annular passages 10, 11 occupy adjacent the area of flow between the diffuser 5 and the flame tube 6 with a fairing 7.
В частном случае, две перегородки 8 имеют единый центр окружности в каждом поперечном сечении диффузора 5.In the particular case, the two partitions 8 have a single center of a circle in each cross section of the diffuser 5.
Фронтовое устройство в частном случае содержит фронтовые модули 12, закрепленные на фронтовой кольцевой плите 13, а обтекатель 7 содержит наружную стенку 14 и внутреннюю стенку 15, соединенные между собой кольцевой плитой 13.The front device in the particular case contains the front modules 12, mounted on the front ring plate 13, and the fairing 7 includes an outer wall 14 and the inner wall 15, interconnected by an annular plate 13.
Кольцевые перегородки 8 могут быть прикреплены к стенкам диффузора 5 с помощью специально предназначенных стоек (на чертеже не показаны).Ring partitions 8 can be attached to the walls of the diffuser 5 using specially designed racks (not shown).
Кромки входных участков перегородок 8 согласно настоящему изобретению выполнены острыми. Выходные участки перегородок 8 выступают по отношению к стенкам диффузора 5 и имеют форму, обеспечивающую предотвращение отрыва потока воздуха и образование в следе за ними зон обратных токов. Поверхности основных участков перегородок 8 имеют коническую форму, а кромки открытой передней части обтекателя 7 лежат на продолжении образующих поверхностей основных участков перегородок 8. Таким образом, открытая передняя часть обтекателя 7 геометрически согласовывается с центральным кольцевым проходом 9 диффузора 5.The edges of the entrance sections of the partitions 8 according to the present invention are made sharp. The output portions of the partitions 8 protrude with respect to the walls of the diffuser 5 and have a shape that ensures the prevention of separation of the air flow and the formation in the wake of them zones of reverse currents. The surfaces of the main portions of the partitions 8 are conical, and the edges of the open front part of the fairing 7 lie on the continuation of the forming surfaces of the main sections of the partitions 8. Thus, the open front part of the fairing 7 is geometrically aligned with the central annular passage 9 of the diffuser 5.
В частном случае, выходные участки перегородок 8 выступают по отношению к стенкам диффузора 5 на длину, в 2-3 раза превышающую высоту наружного и внутреннего проходов 10, 11, а расстояние между диффузором 5 и обтекателем 7 превышает максимальное радиальное расстояние между перегородками 8 не более чем в 3 раза. Выбор данных величин обусловлен тем, что для достижения наилучшего результата расстояние между диффузором 5 и открытой передней частью обтекателя 7 должно быть минимальным, но достаточным для установки фронтовых модулей 12.In the particular case, the exit portions of the partitions 8 protrude with respect to the walls of the diffuser 5 by a length 2-3 times greater than the height of the outer and inner passageways 10, 11, and the distance between the diffuser 5 and the fairing 7 exceeds the maximum radial distance between the partitions 8 no more than 3 times. The choice of these values is due to the fact that in order to achieve the best result, the distance between the diffuser 5 and the open front part of the fairing 7 should be minimal, but sufficient to install the front-end modules 12.
Формой выходных участков перегородок 8, обеспечивающей предотвращение срывов потока воздуха, в частном случае является удобообтекаемая форма (см., например, И.Е. Идельчик, «Справочник по гидравлическим сопротивлениям», 3-е издание, Москва, «Машиностроение», 1992, с. 475).The form of output sections of partitions 8, which ensures the prevention of disruptions of air flow, in the particular case is a streamlined form (see, for example, I. E. Idelchik, “Manual of hydraulic resistance”, 3rd edition, Moscow, Mashinostroenie, 1992, p. 475).
В другом частном случае, каждая из перегородок 8 может иметь приблизительно равную толщину (с учетом свободных допусков) в любом своем поперечном сечении за исключением мест ее крепления, причем толщина перегородок 8 выбирается минимальной с учетом требований по прочности. Например, каждая из перегородок 8 может быть выполнена таким образом, что ее длина более чем в 10 раз превышает ее максимальную толщину, составляющую примерно 1,5 мм.In another particular case, each of the partitions 8 may have approximately the same thickness (taking into account the free tolerances) in any of its cross-section with the exception of its attachment points, and the thickness of the partitions 8 is chosen to be minimal with regard to the strength requirements. For example, each of the partitions 8 can be designed in such a way that its length is more than 10 times its maximum thickness, which is approximately 1.5 mm.
Положение входного участка перегородок 8, в частности, выбирается таким образом, чтобы соотношение площадей центрального, наружного и внутреннего проходов 9, 10, 11 диффузора 5 позволяло направить по центральному проходу 9 примерно 65-75% от общего потока воздуха, поступающего в диффузор 5 из КВД. При этом угол расширения проходов 9, 10, 11 может составлять примерно 12°-14° при аналогичном угле раскрытия диффузора 5.The position of the entrance section of the partitions 8, in particular, is chosen so that the ratio of the areas of the central, outer and inner passageways 9, 10, 11 of the diffuser 5 allows to direct approximately 65-75% of the total air flow into the diffuser 5 from the central passage 9. KVD The angle of expansion of the passages 9, 10, 11 may be approximately 12 ° -14 ° with a similar angle of opening of the diffuser 5.
Фронтовые модули 12, установленные на кольцевой плите 13, являются известными из уровня техники (см., например, RU 2245493, 2005) и содержат воздушные каналы, а кольцевая плита 13 содержит систему охлаждения фронта с отверстиями (на чертеже не показаны). При этом эффективные площади воздушных каналов фронтовых модулей 12 и отверстий системы охлаждения кольцевой плиты 13 должны быть согласованы при заданном коэффициенте потерь полного давления в камере сгорания с расходом выделенного кольцевыми перегородками 8 диффузора 5 центрального потока воздуха.The front modules 12 mounted on the ring plate 13 are known from the prior art (see, for example, RU 2245493, 2005) and contain air ducts, and the ring plate 13 contains a front cooling system with holes (not shown in the drawing). In this case, the effective areas of the air channels of the front modules 12 and the openings of the cooling system of the annular plate 13 must be matched for a given ratio of total pressure loss in the combustion chamber with the flow rate of the central air flow from the annular partitions 8 of the diffuser 5.
Жаровая труба 6 включает наружную и внутреннюю кольцевые обечайки, каждая из которых содержит систему охлаждения с множеством отверстий. Наружная обечайка жаровой трубы 6 и наружный кольцевой корпус 2 камеры сгорания образуют наружный канал 16, а внутренняя кольцевая обечайка жаровой трубы 6 и внутренний кольцевой корпус 3 камеры сгорания образуют внутренний канал 17.Flame tube 6 includes outer and inner ring shells, each of which contains a cooling system with many holes. The outer shell of the flame tube 6 and the outer annular body 2 of the combustion chamber form the outer channel 16, and the inner annular shell of the flame tube 6 and the inner annular body 3 of the combustion chamber form the inner channel 17.
Камера сгорания работает следующим образом.The combustion chamber works as follows.
Входной поток воздуха, поступающий из компрессора, на входе в диффузор 5 делится на три потока с помощью кольцевых перегородок 8. Центральная часть входного потока (в количестве примерно 65-75%) направляется по центральному проходу 9 (центральный поток), а остальной воздух по наружному проходу 10 и внутреннему проходу 11 диффузора 5.The inlet air flow from the compressor at the entrance to the diffuser 5 is divided into three streams using ring partitions 8. The central part of the inlet flow (in an amount of about 65-75%) is directed along the central passage 9 (central flow), and the rest of the air the outer passage 10 and the inner passage 11 of the diffuser 5.
Поток воздуха, текущий по центральному проходу 9, проходит с небольшим общим расширением участок полости камеры сгорания между концом диффузора 5 и открытой передней центральной частью обтекателя 7 к кольцевой плите 13 жаровой трубы 6 и через фронтовые модули 12 и систему охлаждения кольцевой плиты попадает в полость жаровой трубы 6. Здесь воздух смешивается с топливом и участвует в реакции горения.The air flow through the central passage 9 passes with a slight overall expansion a portion of the cavity of the combustion chamber between the end of the diffuser 5 and the open front center part of the fairing 7 to the annular plate 13 of the flame tube 6 and through the front modules 12 and the cooling system of the annular plate enters the flame cavity pipe 6. Here the air is mixed with fuel and is involved in the combustion reaction.
Поток воздуха по наружному проходу 10 диффузора 5 направляется в наружный канал 16 между наружной обечайкой жаровой трубы 6 и наружным кольцевым корпусом 2 камеры сгорания. Отсюда через отверстия системы охлаждения наружной обечайки жаровой трубы 6 он попадает в полость жаровой трубы 6. Часть воздуха из наружного канала 16 попадает в конце канала в систему охлаждения турбины (на чертеже не показана).The air flow through the outer passage 10 of the diffuser 5 is directed to the outer channel 16 between the outer shell of the flame tube 6 and the outer annular casing 2 of the combustion chamber. From here, through the openings of the cooling system of the outer shell of the flame tube 6, it enters the cavity of the flame tube 6. Part of the air from the outer channel 16 enters the channel end into the turbine cooling system (not shown).
Поток воздуха по внутреннему проходу 11 диффузора 5 направляется во внутренний канал 17 между внутренней обечайкой жаровой трубы 6 и внутренним кольцевым корпусом 3 камеры сгорания. Отсюда через отверстия системы охлаждения внутренней обечайки жаровой трубы 6 он попадает в полость жаровой трубы 6, и в систему охлаждения турбины (на чертеже не показана).The air flow through the inner passage 11 of the diffuser 5 is directed to the inner passage 17 between the inner shell of the flame tube 6 and the inner annular casing 3 of the combustion chamber. From here, through the holes of the cooling system of the inner shell of the flame tube 6, it enters the cavity of the flame tube 6, and into the cooling system of the turbine (not shown).
Выбор нижней границы процентного соотношения воздуха центрального потока в 65% обусловлен требованиями конструкции фронтового устройства, поскольку при меньшем количестве воздуха, поступающего в открытую переднюю часть обтекателя 7 из центрального прохода 9 диффузора 5, недостающий для сжигания топлива воздух будет поступать из наружного и внутреннего проходов 10, 11 диффузора 5, что нежелательно, поскольку воздух в указанных проходах 10, 11 имеет более высокую температуру, что в свою очередь ведет к увеличению образования оксидов азота в жаровой трубе 6.The choice of the lower percentage of the air ratio of the central flow of 65% is due to the design requirements of the front-mounted device, since with less air entering the open front part of the fairing 7 from the central passage 9 of the diffuser 5, the air that is not burning will come from the outer and inner passages 10 , 11 of the diffuser 5, which is undesirable because the air in these passages 10, 11 has a higher temperature, which in turn leads to an increase in the formation of nitrogen oxides in the heat New tube 6.
Выбор верхней границы процентного соотношения воздуха центрального потока в 75% обусловлен тем, что при увеличении площади центрального потока в нем будет увеличиваться температура за счет воздуха из периферийных участков входного канала 4, что также нежелательно.The choice of the upper limit of the percentage ratio of central air in 75% is due to the fact that with an increase in the area of the central stream in it, the temperature will increase due to air from the peripheral sections of the inlet 4, which is also undesirable.
Среднемассовая температура продуктов сгорания на начальном участке 18 жаровой трубы 6 оказывается ниже температуры, которая получилась бы при поперечном выравнивании температуры в диффузоре 5 без кольцевых перегородок 8. Уменьшение температуры пламени и продуктов сгорания приводит к уменьшению образования оксидов азота.The mass-average temperature of the combustion products in the initial section 18 of the flame tube 6 is lower than the temperature that would be obtained by lateral temperature equalization in the diffuser 5 without annular partitions 8. Reducing the temperature of the flame and combustion products leads to a decrease in the formation of nitrogen oxides.
На выходе 19 из жаровой трубы 6 среднемассовая температура газа оказывается примерно равной среднемассовой температуре газа в камере сгорания без выделения наименее нагретой части воздуха для сжигания топлива, но общий эффект в снижении эмиссии оксидов азота оказывается существенным из-за снижения температуры пламени и продуктов горения на начальном участке 18 жаровой трубы 6.At outlet 19 of the flame tube 6, the mass-average gas temperature is approximately equal to the mass-average gas temperature in the combustion chamber without separating the least heated part of the air for fuel combustion, but the overall effect in reducing the emission of nitrogen oxides is significant due to the decrease in flame temperature and combustion products at the initial section 18 flame tube 6.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017139963A RU2670858C9 (en) | 2017-11-17 | 2017-11-17 | Gas turbine engine annular combustion chamber |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017139963A RU2670858C9 (en) | 2017-11-17 | 2017-11-17 | Gas turbine engine annular combustion chamber |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2670858C1 true RU2670858C1 (en) | 2018-10-25 |
| RU2670858C9 RU2670858C9 (en) | 2018-11-13 |
Family
ID=63923603
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017139963A RU2670858C9 (en) | 2017-11-17 | 2017-11-17 | Gas turbine engine annular combustion chamber |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2670858C9 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2773783C1 (en) * | 2021-09-14 | 2022-06-09 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" | Annular combustion chamber of a gas turbine engine |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2746347C1 (en) * | 2020-10-06 | 2021-04-12 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования | Gas turbine engine combustion chamber burner |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20020092303A1 (en) * | 2001-01-12 | 2002-07-18 | Marwan Al-Roub | Methods and apparatus for supplying air to turbine engine combustors |
| US20040001143A1 (en) * | 2002-06-27 | 2004-01-01 | Beal Matthew James | Speaker detection and tracking using audiovisual data |
| FR2880391A1 (en) * | 2005-01-06 | 2006-07-07 | Snecma Moteurs Sa | DIFFUSER FOR AN ANNULAR COMBUSTION CHAMBER, IN PARTICULAR FOR AN AIRCRAFT TURBOMOTOR |
| FR2909163A1 (en) * | 2006-11-28 | 2008-05-30 | Snecma Sa | Annular combustion chamber for e.g. jet engine, has annular wall carrying monoblock annular fairing that is extended towards upstream at exterior of chamber, where fairing has radial grooves in which injectors are arranged with gap |
| RU2007119785A (en) * | 2006-05-29 | 2008-12-10 | Снекма (Fr) | GUIDE DEVICE FOR AIR FLOW AT THE ENTRANCE IN THE COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE |
| US20090044512A1 (en) * | 2005-11-29 | 2009-02-19 | O'neill Lisa | Dirt separator for compressor diffuser in gas turbine engine |
-
2017
- 2017-11-17 RU RU2017139963A patent/RU2670858C9/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20020092303A1 (en) * | 2001-01-12 | 2002-07-18 | Marwan Al-Roub | Methods and apparatus for supplying air to turbine engine combustors |
| US20040001143A1 (en) * | 2002-06-27 | 2004-01-01 | Beal Matthew James | Speaker detection and tracking using audiovisual data |
| FR2880391A1 (en) * | 2005-01-06 | 2006-07-07 | Snecma Moteurs Sa | DIFFUSER FOR AN ANNULAR COMBUSTION CHAMBER, IN PARTICULAR FOR AN AIRCRAFT TURBOMOTOR |
| US20090044512A1 (en) * | 2005-11-29 | 2009-02-19 | O'neill Lisa | Dirt separator for compressor diffuser in gas turbine engine |
| RU2007119785A (en) * | 2006-05-29 | 2008-12-10 | Снекма (Fr) | GUIDE DEVICE FOR AIR FLOW AT THE ENTRANCE IN THE COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE |
| FR2909163A1 (en) * | 2006-11-28 | 2008-05-30 | Snecma Sa | Annular combustion chamber for e.g. jet engine, has annular wall carrying monoblock annular fairing that is extended towards upstream at exterior of chamber, where fairing has radial grooves in which injectors are arranged with gap |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2773783C1 (en) * | 2021-09-14 | 2022-06-09 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" | Annular combustion chamber of a gas turbine engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2670858C9 (en) | 2018-11-13 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN111520744B (en) | Burner swirler | |
| CN105371300B (en) | Downstream nozzle and late lean injector for a combustor of a 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 | |
| US3374624A (en) | Gas turbine engine combustion equipment | |
| KR20080065551A (en) | Airfoil, sleeve, and method for assembling a combustor assembly | |
| CN108731029B (en) | Jet fuel nozzle | |
| CN108870442A (en) | Dual fuel injector and the application method in gas turbine combustor | |
| FR2965605A1 (en) | TURBOMACHINE INCLUDING A MIXTURE TUBE ELEMENT COMPRISING A WHEATBOARD GENERATOR | |
| US20100326079A1 (en) | Method and system to reduce vane swirl angle in a gas turbine engine | |
| 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 | |
| CN108266754A (en) | Fuel injector and the application method in gas-turbine combustion chamber | |
| US10876731B2 (en) | Swirler for mixing fuel with air in a combustion engine | |
| US9982885B2 (en) | Burner with combustion air driven jet pump | |
| EP2806217B1 (en) | Gas turbine engines with fuel injector assemblies | |
| JP2017172953A (en) | Axially staged fuel injector assembly | |
| IL37737A (en) | Annular slot combustor | |
| US8413446B2 (en) | Fuel injector arrangement having porous premixing chamber | |
| RU2018126668A (en) | FUEL INJECTOR WITH DOUBLE INJECTION OF MAIN FUEL | |
| US3266250A (en) | Combustion equipment for a gas turbine engine | |
| CN113503564B (en) | Combustor for use in a turbine engine | |
| RU2670858C1 (en) | Gas turbine engine annular combustion chamber | |
| US20220082259A1 (en) | Injection system for turbomachine, comprising a swirler and mixing bowl vortex holes | |
| US20180163968A1 (en) | Fuel Nozzle Assembly with Inlet Flow Conditioner | |
| CN107702147B (en) | Fuel nozzle for gas turbine | |
| US11788727B2 (en) | Injector nose for turbomachine comprising a primary fuel circuit arranged around a secondary fuel circuit |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| TH4A | Reissue of patent specification | ||
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20210804 |