RU2670858C9 - Gas turbine engine annular combustion chamber - Google Patents
Gas turbine engine annular combustion chamber Download PDFInfo
- Publication number
- RU2670858C9 RU2670858C9 RU2017139963A RU2017139963A RU2670858C9 RU 2670858 C9 RU2670858 C9 RU 2670858C9 RU 2017139963 A RU2017139963 A RU 2017139963A RU 2017139963 A RU2017139963 A RU 2017139963A RU 2670858 C9 RU2670858 C9 RU 2670858C9
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- diffuser
- partitions
- combustion chamber
- annular
- sections
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 62
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims abstract description 59
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims abstract description 13
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 7
- 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 8
- 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
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 2
- 230000002265 prevention 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
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process 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
- 238000011089 mechanical engineering Methods 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
- 208000024891 symptom Diseases 0.000 description 1
- 238000009827 uniform distribution Methods 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
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
- F23R3/42—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 fuel, 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 pollutants - nitrogen oxides, carbon monoxide, unburned hydrocarbons. The International Civil Aviation Organization has consistently reduced the standards for the emission of nitrogen oxides, and only aircraft engines with low-emission combustion chambers will be able to 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.A 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 was 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.A great potential for reducing the emission of nitrogen oxides is associated with the temperature factor of the flame and combustion products in the combustion chamber, since the rate of formation of nitrogen oxides exponentially depends on the temperature in the combustion zone. Reducing the temperature in the combustion zone of the combustion chamber will reduce nitrogen oxide emissions.
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 temperature of the flame and the rate of combustion reactions, ceteris paribus. The compressed and heated air in the compressor enters the combustion chamber of a gas turbine engine through a diffuser, which is an uninterrupted part of the inlet section of the combustion chamber, designed to reduce the air flow rate and distribute it to the flows entering the flame tube 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 and others, the journal "Pumps. Turbines. Systems", No. 2 (23) / 2017, Moscow, pp. 22-23) that the temperature of the air entering the channel from the compressor to the diffuser is not uniform in radius. With the degree of increase in the total pressure π to more than 30 in the central part (core) of the flow, it turns out to be no less than 20 ° C lower than the air temperature near the channel walls. Such a temperature profile has all air flows at the outlet of high pressure compressors (HPC) with high-pressure stages. This is due to the fact that the main work of compressing the air with the compressor working blades is carried out by their peripheral and root sections. The air temperature behind the HPC at the outer wall of the channel at the inlet to the combustion chamber diffuser is 6-10 ° C higher than at the internal wall due to the backflow of air through the radial clearance between the blade and the HPC 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 reduce the temperature of the air entering the flame 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, the air flow is decelerated due to its expansion, as well as the equalization of the temperature of the flow along the radius due to transverse mixing of the air layers. Known designs of the diffuser provide more effective braking of the air flow (to reduce the length of the diffuser), as well as the distribution of the air flow in the diffuser to the flows entering the flame tube 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 an aircraft turboprop engine (RU 2365821, 2009), containing a diffuser with a separating element separating the air flow exiting the compressor into two annular flows, and the separating element is formed by a thin sheet connected by structural levers (racks, pylons) with the inner and outer walls of the diffuser, the expansion angle 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 isolate the central part of the air flow coming from the HPC and direct 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.A known combustion chamber of a gas turbine engine (RU 2435104, 2011) with a guide device for air flow, containing a straightening device and a diffuser located behind it.
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 separating partition, which is fixed on the partitions of the diffuser between its inner wall and the outer wall, and the separating partition performs the function of dividing the gas stream leaving 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 you to select the Central stream of air coming 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 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 for supplying air to the combustion chamber, with each partition consisting 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 supplies the selected parts of the air flow at different angles to the axis of the engine and allows you to direct the flow from the central aisle at a slight slope along the axis of symmetry of the longitudinal section of the combustion chamber into the combustion zone through the front device of the flame tube and two flows from the external and internal passages (with respect to central flow) to be directed 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 disadvantages 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 with respect to the walls of the diffuser, which leads to separation of the air flow and the formation of reverse current zones in the wake of the partitions and, as a result, to equalization of temperature in the central air stream due to its mixing behind the 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 output sections are displaced inward with respect to the edges of the open front part of the fairing, which leads to the entry into the flame tube through the front device of the part of the air flows from the external and internal passages of the diffuser having a higher temperature, and their further mixing with central flow;
- кромки входных участков перегородок выполнены скругленными, что ухудшает разделение потока воздуха на входе в диффузор.- the edges of the inlet sections of the partitions are rounded, which affects the separation of the air flow at the inlet 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 aggregate, the presence of these shortcomings leads to the fact that the diffuser provides a more uniform distribution of the flow along the front of the flame tube, does not allow to isolate 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 to which the invention is directed is to reduce the formation of nitrogen oxides during fuel combustion 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 by the implementation of the present invention is to reduce the temperature of the flame and 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 flame tube, a frontal 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 supply air into the combustion chamber, while each partition consists of a main section, an inlet section and an outlet section, the edges of the inlet sections of the partitions are sharp, you some sections of the partitions protrude with respect to the walls of the diffuser and have a shape that ensures the separation of air flow and the formation of reverse current zones in the wake of them, 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.Essential symptoms may have development and continuation. The output sections of the partitions can protrude with respect to the walls of the diffuser by a length 2-3 times the height of the passages between the partitions and the walls, and the distance between the diffuser and the fairing can exceed the maximum radial distance between the partitions by no 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 posed with the achievement of the claimed 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) the execution of the edges of the inlet sections of the partitions sharp ensures the separation of the air flow into three parts without mixing them with each other at the inlet 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) the execution of the outlet sections of the partitions protruding with respect to the walls of the diffuser and having a shape that ensures the separation of the air flow and the formation in the wake of them of reverse current zones, prevents the temperature from equalizing 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 flows from the external and internal passages 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 the partitions having a conical shape and the execution of 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 stream enters the flame tube without mixing it with the flows from the external and internal passages of the diffuser.
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 stream of air with a lower temperature leads to a decrease in the temperature of the flame and combustion products.
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 sections of the partitions protruding with respect to the walls of the diffuser are 2-3 times longer than the height of the passages between the partitions and the walls, and the distances between the diffuser and the fairing exceeding the maximum radial distance between the partitions by no more than 3 times also affect the achievement the claimed technical result, allowing to further ensure the prevention of mixing of the Central air flow at the outlet of the diffuser with flows from the outside and the inner 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 illustrated by 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.In FIG. 1 is a drawing of a general view of a combustion chamber.
На фиг. 2 представлен чертеж диффузора в увеличенном масштабе.In FIG. 2 is an enlarged drawing of a diffuser.
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) contains a
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
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
В частном случае, две перегородки 8 имеют единый центр окружности в каждом поперечном сечении диффузора 5.In the particular case, two
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 a particular case contains
Кольцевые перегородки 8 могут быть прикреплены к стенкам диффузора 5 с помощью специально предназначенных стоек (на чертеже не показаны).The
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 inlet sections of the
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 a particular case, the output sections of the
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 shape of the outlet sections of the
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
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 input section of the
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.
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.The
Камера сгорания работает следующим образом.The combustion chamber operates 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 coming from the compressor, at the inlet to the
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 flowing through the
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
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
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 limit of the percentage ratio of the central flow air in 65% is due to the design requirements of the front-end device, since with less air entering the open front part of the fairing 7 from the
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 the central stream air at 75% is due to the fact that with an increase in the area of the central stream, the temperature will increase due to air from the peripheral sections of the
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
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 the
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 RU2670858C1 (en) | 2018-10-25 |
| RU2670858C9 true 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 (2)
| 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 |
| RU2823833C1 (en) * | 2024-02-02 | 2024-07-30 | Илья Николаевич Волков | Inlet device of annular combustion chamber |
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 (3)
| 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 |
| RU2826194C1 (en) * | 2023-11-28 | 2024-09-05 | АО "Казанское моторостроительное производственное объединение" | Gas turbine combustion chamber |
| RU2823833C1 (en) * | 2024-02-02 | 2024-07-30 | Илья Николаевич Волков | Inlet device of annular combustion chamber |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2670858C1 (en) | 2018-10-25 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9206766B2 (en) | Jet engine device with a bypass duct | |
| RU2430307C2 (en) | Air-fuel mix injector, combustion chamber and gas turbine engine with said injector | |
| US3374624A (en) | Gas turbine engine combustion equipment | |
| EP0870989A2 (en) | Fuel-injection arrangement for a gas turbine combustor | |
| FR2965605A1 (en) | TURBOMACHINE INCLUDING A MIXTURE TUBE ELEMENT COMPRISING A WHEATBOARD GENERATOR | |
| US11255543B2 (en) | Dilution structure for gas turbine engine combustor | |
| EP3059495A2 (en) | Atomizers | |
| CN107923621B (en) | Gas turbine transition duct with delayed lean injection with reduced combustion residence time | |
| IL37737A (en) | Annular slot combustor | |
| US8413446B2 (en) | Fuel injector arrangement having porous premixing chamber | |
| CA2903368A1 (en) | Counter swirl doublet combustor | |
| US8984890B2 (en) | Turbofan engine mixer assembly | |
| US20240053012A1 (en) | Dilution horn pair for a gas turbine engine combustor | |
| US9175856B2 (en) | Combustion chamber for a turbomachine including improved air inlets | |
| US3266250A (en) | Combustion equipment for a gas turbine engine | |
| RU2670858C9 (en) | Gas turbine engine annular combustion chamber | |
| CN112082174B (en) | Fuel nozzle, combustion chamber, gas turbine and method for preventing coking of fuel in fuel nozzle | |
| FR2907883A1 (en) | Gas turbine engine assembling method for aircraft, involves forming axially aligned slots that extend radially via outer and inner casings, coupling flameholder within augmenter, and coupling augmentor within gas turbine engine | |
| Chin | Suggestions on high temperature rise combustor | |
| US20180163968A1 (en) | Fuel Nozzle Assembly with Inlet Flow Conditioner | |
| US11703225B2 (en) | Swirler opposed dilution with shaped and cooled fence | |
| US20150338101A1 (en) | Turbomachine combustor including a combustor sleeve baffle | |
| CN113586281B (en) | Ship gas turbine with non-uniform lobe injection mixer | |
| RU2231668C1 (en) | Liquid propellant rocket engine combustion chamber injector assembly | |
| RU2490496C2 (en) | Outlet device of double-flow gas-turbine engine |
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 |