RU2709239C1 - Камера сгорания газотурбинного двигателя - Google Patents
Камера сгорания газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2709239C1 RU2709239C1 RU2018140355A RU2018140355A RU2709239C1 RU 2709239 C1 RU2709239 C1 RU 2709239C1 RU 2018140355 A RU2018140355 A RU 2018140355A RU 2018140355 A RU2018140355 A RU 2018140355A RU 2709239 C1 RU2709239 C1 RU 2709239C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- combustion chamber
- gas
- gas collector
- ignition device
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/22—Fuel supply systems
- F02C7/224—Heating fuel before feeding to the burner
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус, запальное устройство, топливные форсунки с внутренним топливным коллектором и трубопроводом подвода топлива, одну или несколько жаровых труб, соединенных криволинейным каналом с газосборником. Газосборник расположен внутри корпуса над жаровой трубой. Поток газа до газосборника разворачивается на 180°. Трубопровод подвода топлива к внутреннему топливному коллектору расположен в следе за запальным устройством и выведен из камеры сгорания через проточную часть газосборника. Изобретение направлено на улучшение пусковых свойств камеры сгорания, повышение полноты сгорания топлива, уменьшение наружных габаритов корпуса камеры сгорания и массы. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области двигателестроения, а именно, к конструкции камер сгорания газотурбинных двигателей.
Известна камера сгорания (патент РФ №2121112, опубл. 27.10.1998, МПК F23R 3/16), содержащая корпус, жаровую трубу, топливные форсунки, запальное устройство. Недостатком данной конструкции является понижение пусковых свойств камеры сгорания и полноты сгорания топлива. Причиной понижения пусковых свойств и полноты сгорания является наличие топлива перед форсункой с пониженной температурой, близкой к температуре окружающей среды. В топливе с понижением температуры повышается вязкость, изменяется угол распыла из топливной форсунки, в топливном факеле в полости жаровой трубы капли топлива имеют увеличенный диаметр. Капли топлива с пониженной температурой с увеличенным диаметром ухудшают способность к воспламенению от запального устройства. Горение капель топлива с пониженной температурой с увеличенным диаметром приводит к понижению полноты сгорания, как на режиме запуска, так и на основных режимах работы газотурбинного двигателя.
Наиболее близкой к заявленной конструкции является камера сгорания газотурбинного двигателя (патент РФ №2375597, опубл. 10.12.2009, МПК F02C 7/22), содержащая корпус, жаровую трубу, форсунки, топливный коллектор, запальное устройство. Камера сгорания имеет внутренний топливный коллектор, который расположен между жаровой трубой и корпусом камеры сгорания. В отличие от камеры сгорания по патенту №2121112, топливо во внутреннем топливном коллектора на основных режимах работы нагревается воздухом, поступающем из компрессора. Однако этот воздух имеет не высокую температуру (а на режиме запуска подогрев практически отсутствует), не способную нагреть топливо для улучшения пусковых свойств и повышения полноты сгорания.
Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является улучшение пусковых свойств камеры сгорания, повышение полноты сгорания топлива, уменьшение наружных габаритов корпуса камеры сгорания и массы.
Технический результат достигается тем, что в конструкции камеры сгорания газотурбинного двигателя содержащей корпус, запальное устройство, топливные форсунки с внутренним топливным коллектором, трубопровод подвода топлива, одну или несколько жаровых труб соединенных криволинейным каналом с газосборником, в отличие от известной, газосборник расположен внутри корпуса над жаровой трубой, при этом поток газа до газосборника разворачивается на 180°, а трубопровод подвода топлива к внутреннему топливному коллектору расположен в следе за запальным устройством и выведен из камеры сгорания через проточную часть газосборника.
Заявляемое решение поясняется эскизом на чертеже, на котором изображен продольный разрез камеры сгорания ГТД.
Камера сгорания газотурбинного двигателя (чертеж) содержит корпус 1, запальное устройство 2, топливные форсунки 3 с внутренним топливным коллектором 4 и трубопроводом подвода топлива 5. Одна или несколько жаровых труб 6 соединены криволинейными каналом 7 с газосборником 8.
Газосборник 8 расположен внутри корпуса 1 над жаровой трубой 6. Криволинейный канал 7 выполнен с разворотом на 180°. Трубопровод подвода топлива 5 к внутреннему топливному коллектору 4 расположен в следе за запальным устройством 2 и выведен из камеры сгорания через проточную часть 9 газосборника 8.
Предложенная конструкция работает следующим образом.
На режиме запуска в жаровую трубу 6 подается воздух. В топливные форсунки 3 через трубопровод подвода топлива 5 и внутренний топливный коллектор 4 подается топливо. Топливо в жаровую трубу 6 подается форсунками 3 в виде топливного факела 10, состоящего из отдельных капель. Выполняется розжиг запального устройства 2.
В начальной стадия запуска, когда розжиг топлива, выходящего из топливных форсунок 3, не произошел, высокотемпературные продукты сгорания из включенного запального устройства 2 проходят через тракт жаровой трубы 3
6, криволинейный канал 7 с разворотом на 180°, газосборник 8 и омывают трубопровод подвода топлива 5, расположенный в следе за запальным устройством 2. От продуктов сгорания запального устройства 2 трубопровод подвода топлива 5 нагревается и, соответственно, нагревается топливо, поступающее к топливным форсункам 3 из внутреннего топливного коллектора 4. При нагреве топлива уменьшается его вязкость, соответственно уменьшается диаметр капель в топливном факеле 10, что обеспечивает улучшение пусковых свойств камеры сгорания.
На основных режимах работы газотурбинного двигателя после выполнения запуска продукты сгорания топлива проходят через тракт жаровой трубы 6, криволинейный канал 7 с разворотом на 180°, газосборник 8 и омывают трубопровод подвода топлива 5, расположенный в следе за запальным устройством 2. От продуктов сгорания трубопровод подвода топлива 5 нагревается и, соответственно, нагревается топливо, поступающее к топливным форсункам 3 из внутреннего топливного коллектора 4. При нагреве топлива уменьшается его вязкость, соответственно уменьшается диаметр капель в топливном факеле 10, что обеспечивает повышение полноты сгорания топлива.
Таким образом, данное техническое решение позволяет обеспечить улучшение пусковых свойств камеры сгорания, повышение полноты сгорания топлива, рационально использовать внутреннее пространство двигателя и уменьшить наружный диаметр корпуса камеры сгорания и массу.
Claims (1)
- Камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая корпус, запальное устройство, топливные форсунки с внутренним топливным коллектором и трубопроводом подвода топлива, одну или несколько жаровых труб, соединенных криволинейным каналом с газосборником, отличающаяся тем, что газосборник расположен внутри корпуса над жаровой трубой, при этом поток газа до газосборника разворачивается на 180°, а трубопровод подвода топлива к внутреннему топливному коллектору расположен в следе за запальным устройством и выведен из камеры сгорания через проточную часть газосборника.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018140355A RU2709239C1 (ru) | 2018-11-15 | 2018-11-15 | Камера сгорания газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018140355A RU2709239C1 (ru) | 2018-11-15 | 2018-11-15 | Камера сгорания газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2709239C1 true RU2709239C1 (ru) | 2019-12-17 |
Family
ID=69006872
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018140355A RU2709239C1 (ru) | 2018-11-15 | 2018-11-15 | Камера сгорания газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2709239C1 (ru) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5331803A (en) * | 1989-07-24 | 1994-07-26 | Sundstrand Corporation | Method of obtaining a desired temperature profile in a turbine engine and turbine engine incorporating the same |
RU2121112C1 (ru) * | 1996-03-13 | 1998-10-27 | Акционерное общество "Авиадвигатель" | Камера сгорания газотурбинного двигателя |
RU2141077C1 (ru) * | 1997-11-24 | 1999-11-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Трубчато-кольцевая камера сгорания газовой турбины |
RU2241908C2 (ru) * | 2002-07-01 | 2004-12-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Топливный коллектор камеры сгорания газотурбинного двигателя |
RU2375597C2 (ru) * | 2008-02-12 | 2009-12-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Топливный коллектор камеры сгорания газотурбинного двигателя |
-
2018
- 2018-11-15 RU RU2018140355A patent/RU2709239C1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5331803A (en) * | 1989-07-24 | 1994-07-26 | Sundstrand Corporation | Method of obtaining a desired temperature profile in a turbine engine and turbine engine incorporating the same |
RU2121112C1 (ru) * | 1996-03-13 | 1998-10-27 | Акционерное общество "Авиадвигатель" | Камера сгорания газотурбинного двигателя |
RU2141077C1 (ru) * | 1997-11-24 | 1999-11-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Трубчато-кольцевая камера сгорания газовой турбины |
RU2241908C2 (ru) * | 2002-07-01 | 2004-12-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Топливный коллектор камеры сгорания газотурбинного двигателя |
RU2375597C2 (ru) * | 2008-02-12 | 2009-12-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Топливный коллектор камеры сгорания газотурбинного двигателя |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP7118791B2 (ja) | 燃焼器用のトーチ点火器 | |
CN101446420B (zh) | 燃烧装置及其改造方法以及燃烧装置的燃料喷射方法 | |
JP5606776B2 (ja) | 燃焼システムにおいて燃料ノズルを熱的に保護するための方法及びシステム | |
CN106678876B (zh) | 一种在整流支板内设计气流通道的加力燃烧室 | |
US8006500B1 (en) | Swirl combustor with counter swirl fuel slinger | |
CN101446211B (zh) | 具有绝热空气罩的气体涡轮机燃料喷射器 | |
US20070180814A1 (en) | Direct liquid fuel injection and ignition for a pulse detonation combustor | |
JP6326429B2 (ja) | 改良型燃料供給回路を備えるターボ機械燃焼アセンブリ | |
CA2829989A1 (en) | Damper arrangement for reducing combustion-chamber pulsation | |
US11415058B2 (en) | Torch ignitors with tangential injection | |
RU2015127833A (ru) | Осевое ступенчатое сгорание бедной и богатой топливовоздушных смесей в газотурбинном двигателе с трубчато-кольцевой камерой сгорания | |
EP3246628B1 (en) | Small turbine engine with an ignition system | |
CN102619643A (zh) | 一种脉冲爆震发动机射流点火装置 | |
JP2014238253A (ja) | ガス・タービンの燃焼器に点火するためのイグナイタを有する燃料噴射器 | |
US8713908B2 (en) | Fuel injector arrangement having an igniter | |
RU2006110988A (ru) | Горелка для камеры сгорания газовой турбины (варианты) | |
CN110030581B (zh) | 用于燃气涡轮发电站燃烧器的烧嘴 | |
CN107883405B (zh) | 蒸发管燃烧室快速启动结构、方法、小型航空发动机 | |
RU2709239C1 (ru) | Камера сгорания газотурбинного двигателя | |
RU2338910C2 (ru) | Запальное устройство для розжига камер сгорания газотурбинных двигателей | |
RU2009107419A (ru) | Устройство и способ (варианты) для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя | |
CN103438451B (zh) | 一种调谐无阀燃气脉动燃烧器 | |
RU187491U1 (ru) | Испарительная камера сгорания газотурбинного двигателя | |
RU2687545C1 (ru) | Малоэмиссионная камера сгорания и способ подачи в ней топлива | |
US20140298817A1 (en) | Arrangement for preparation of liquid fuel for combustion and a method of preparing liquid fuel for combustion |