RU2713240C1 - Топливовоздушная двухзонная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя - Google Patents
Топливовоздушная двухзонная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2713240C1 RU2713240C1 RU2018134906A RU2018134906A RU2713240C1 RU 2713240 C1 RU2713240 C1 RU 2713240C1 RU 2018134906 A RU2018134906 A RU 2018134906A RU 2018134906 A RU2018134906 A RU 2018134906A RU 2713240 C1 RU2713240 C1 RU 2713240C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- air
- pilot
- channels
- main
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/04—Air inlet arrangements
- F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
- F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
- F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
Abstract
Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к конструкциям основных камер сгорания. Топливовоздушная двухзонная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя, преимущественно работающая на жидком топливе, образующая пилотный и основной контуры и включающая форсунку в виде корпуса с каналами подачи топлива, ряд коаксиально установленных завихрителей в виде кольцевых каналов с лопатками для закрутки воздушного потока, разделитель потока топливовоздушной смеси, размещенный радиально между каналами завихрителей пилотного и основного контуров. Для распыла топлива основного контура применен центробежный тангенциальный распылитель. В пилотном контуре выполнены два канала подвода топлива. В пилотном контуре оптимальное значение коэффициента избытка воздуха на максимальном режиме работы двигателя αпуск.=0,618, a оптимальное значение коэффициента избытка воздуха в основном контуре на максимальном режиме αосн.=1/αпуск.=1,618. Выполнение разделителя потока включающим кольцевой дефлектор и полость, в которых сжатый воздух из компрессора поступает в полость и далее через перфорацию в стенке разделителя потока натекает на кольцевой дефлектор, повышает дисперсность распыла топлива, обеспечивает перемешивание на малой длине, исключает возможность образования горячих и холодных зон и уменьшает пики температур в пламени, что способствует снижению эмиссии NOx, СО, СхНу в продуктах сгорания и улучшению топливной экономичности двигателя. Применение дополнительного канала подвода топлива в пилотном контуре позволяет расширить диапазон устойчивой работы горелки на переходных режимах. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к конструкциям основных камер сгорания.
Известна топливовоздушная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя (RU 2224954, МПК F23R 3/20, F02C 7/22, публ. 27.02.2004), содержащая топливную форсунку в виде корпуса с отверстиями подачи и распыла топлива, осевой и тангенциальный завихрители воздуха в виде каналов с открытыми торцами и лопатками внутри.
Недостатком известной конструкции является то, что процесс перемешивания топлива с воздухом не завершается полностью в пределах горелки. При этом реакция горения протекает частично при стехиометрическом соотношении топливо - воздух α=1, что приводит к образованию в потоке горячих и холодных зон и высоким значениям эмиссии NOx, СО, СxНу. в продуктах сгорания.
Наиболее близкой к заявляемому изобретению по технической сущности и выбранной за прототип, является топливовоздушная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя (US 6381964, МПК F23R 3/14; F23R 3/28; F23R 3/34, публ. 07.05.2002), образующая пилотный и основной контуры и включающая форсунку в виде корпуса с каналами подачи топлива, ряд коаксиально установленных завихрителей воздуха в виде кольцевых каналов с лопатками для закрутки, разделитель потока топливовоздушной смеси, размещенный радиально между каналами завихрителей пилотного и основного контуров, основной контур содержит множество отверстий впрыска топлива.
Преимуществом данной горелки является наличие богатой и бедной смесительных зон, в которых проходит предварительное перемешивание топлива с воздухом. Недостатком конструкции является неполное использование возможностей для обеспечения однородности топливовоздушной смеси основного контура, связанное с несовершенством процесса смесеобразования при локальном впрыске топлива через отверстия в воздушный поток, что, как правило, вызывает образование холодных и горячих зон в пламени и не позволяет достичь максимально низкого уровня эмиссии NOx, СО, СxНy. в продуктах сгорания. Другим недостатком является сложность конструкции и технологии изготовления.
Технической проблемой, на решение которой направлено заявленное изобретение является высокое значение эмиссии NOx, СО, СхНу в продуктах сгорания.
Техническим результатом заявленного изобретения является снижение эмиссии NOx, СО, СxНy в продуктах сгорания и улучшение топливной экономичности двигателя за счет повышения дисперсности распыла топлива основного контура топливовоздушной горелки, ускорения процесса перемешивания и, как следствие, исключения возможности образования горячих и холодных зон в пламени, кроме того, упрощение конструкции горелки и технологии изготовления.
Технический результат достигается за счет того, что в топливовоздушной двухзонной горелке камеры сгорания газотурбинного двигателя, преимущественно работающей на жидком топливе, образующей пилотный и основной контуры и включающей форсунку в виде корпуса с каналами подачи топлива, ряд коаксиально установленных завихрителей воздуха в виде кольцевых каналов с лопатками для закрутки, разделитель потока топливовоздушной смеси, размещенный радиально между каналами завихрителей пилотного и основного контуров, при этом в основном контуре, установлен центробежный тангенциальный распылитель, согласно изобретению, разделитель потока включает кольцевой дефлектор и полость, причем сжатый воздух из компрессора поступает в полость и далее через перфорацию в стенке разделителя потока натекает на кольцевой дефлектор.
Кроме того, согласно изобретения, в пилотном контуре выполнены 2 канала подвода топлива.
Кроме того, согласно изобретения, в пилотном контуре оптимальное значение коэффициента избытка воздуха на максимальном режиме работы двигателя αпуск.=0,618, а оптимальное значение коэффициента избытка воздуха в основном контуре на максимальном режиме αосн=1,618.
В предлагаемом изобретении, в отличии от прототипа, выполнение разделителя потока включающего кольцевой дефлектор и полость, в которых сжатый воздух из компрессора поступает в полость и далее через перфорацию в стенке разделителя потока натекает на кольцевой дефлектор повышает дисперсность распыла топлива, обеспечивает перемешивание на малой длине, исключает возможность образования горячих и холодных зон и уменьшает пики температур в пламени, что способствует снижению эмиссию NOx, СО, СхНу в продуктах сгорания и улучшению топливной экономичности двигателя.
Выполнение дополнительного канала подвода топлива в пилотном контуре позволяет расширить диапазон устойчивой работы горелки на переходных режимах.
На фиг. 1 изображена топливовоздушная двухзонная горелка в разрезе с двумя каналами подвода топлива
На фиг. 2 изображена топливовоздушная двухзонная горелка в разрезе с тремя каналами подвода топлива
Топливовоздушная двухзонная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя, образующая пилотный 1 и основной 2 контуры и включающая форсунку 3 в виде корпуса 4 с каналами 5, 6 (и 29) подвода топлива, ряда коаксиально установленных завихрителей воздуха 7, 8, 9 в виде кольцевых каналов с лопатками для закрутки, разделитель потока 10 топливовоздушной смеси, размещенный радиально между каналами завихрителей пилотного 1 и основного 2 контуров. Пилотный контур 1 состоит из распылителя пилотного топлива 12, завихрителя воздуха 7, распыляющего сопла пилотного контура 13 являющегося продолжением внешней трактовой стенки завихрителя воздуха 7. Разделитель потока 10 включает кольцевой дефлектор 14 и полость 15, образованную внешней трактовой стенкой завихрителя воздуха 7 и внутренней трактовой стенкой завихрителя воздуха 8. Основной контур 2 состоит из завихрителей воздуха 8, 9 и расположенного между ними центробежного тангенциального распылителя топлива 11 с камерой закручивания 16, распыляющего сопла 17. Тангенциальный завихритель 9 снабжен соплом основного контура 18, определяющим внешнюю границу горелки.
Работает топливовоздушная горелка следующим образом.
При запуске двигателя топливо поступает только в пилотный контур 1 по каналу 5 в тангенциальное отверстие 27 распылителя пилотного топлива 12. В распылителе 12 топливо закручивается в камере 28 и, выходя из сопла 19 под действием центробежных сил механически распыляется в пространство пилотного контура 1. В варианте по п. 2 топливо дополнительно поступает по каналу 29 в тангенциальное отверстие 30 распылителя пилотного топлива 12 где также закручивается в камере 28 и, выходя из сопла 19 под действием центробежных сил, механически распыляется в пространство пилотного контура 1. Одновременно сжатый воздух А из компрессора поступает через завихритель воздуха 7, закручивается и воздействием энергии потока воздуха 20 распыленное топливо 21 дополнительно распыляется в аэрозоль. Под воздействием закрученного потока завихрителем воздуха 7 в пространстве пилотного контура 1 формируется зона рециркуляции. Здесь топливовоздушная смесь воспламеняется внешним источником энергии. Коэффициент избытка воздуха - αпуск. в пилотном контуре выбирается из условия устойчивого розжига топлива как при запуске холодного двигателя в земных, так и в высотных условиях. Как правило, это богатая топливовоздушная смесь.
После розжига топлива в пилотном контуре 1 с повышением мощности двигателя топливо начинает поступать через канал 6 основного контура 2 в кольцевой канал 22 к центробежному тангенциальному распылителю топлива 11. Проходя через тангенциальные пазы центробежного тангенциального распылителя топлива 11, топливо закручивается в камере 16 и выходя из распыляющего сопла 17 кольцевой пленкой распылителя. Одновременно сжатый воздух А из компрессора поступает через завихритель воздуха 8 и тангенциальный завихритель 9. Закрученный поток завихрителя воздуха 8, проходя через распыляющее сопло 17, дополнительно распыляет топливо основного контура 23 в аэрозоль и уносит его в сторону закрученного потока 26 тангенциального завихрителя 9. Здесь аэрозоль топлива обдувается воздухом со стороны завихрителя воздуха 8 и тангенциального завихрителя 9, что обеспечивает ее быстрое перемешивание на малой длине. Коэффициент избытка воздуха в основном контуре - αосн. выбирается из условия горения смеси при температурах, обеспечивающих низкое содержание NOx, СО, СxНy в продуктах сгорания. Как правило, это бедная топливовоздушная смесь. Закрученный поток топливовоздушной смеси тангенциального завихрителя 9 формирует зону рециркуляции основного контура 2. Воспламенение топливовоздушной смеси основной зоны происходит на пересечении с пилотной зоной рециркуляции. Разделитель потока 10 имеет кольцевой дефлектор 14 определенной ширины, расположенный между соплами пилотного 19 и основного 18 контуров, благодаря удалению зоны рециркуляции основного контура 2 от зоны рециркуляции пилотного топлива, потоки смеси не смыкаются на некотором протяжении и для завершения перемешивания смеси основного контура 2 имеется некоторое время до момента воспламенения. Сжатый воздух А из компрессора также поступает в полость 15 и далее через перфорацию 24 в стенке разделителя потока 10 натекает на кольцевой дефлектор 14, охлаждает его и направляется в сторону сопла основного контура 18. Поток из-под дефлектора 25 направлен попутно потоку топлива основного контура 23 чем дополнительно разделяет зоны рециркуляции.
Таким образом выполнение разделителя потока включающего кольцевой дефлектор и полость, в которых сжатый воздух из компрессора поступает в полость и далее через перфорацию в стенке разделителя потока натекает на кольцевой дефлектор повышает дисперсность распыла топлива, обеспечивает перемешивание на малой длине, исключает возможность образования горячих и холодных зон и уменьшает пики температур в пламени, что способствует снижению эмиссию NOx, СО, СxНy. в продуктах сгорания и улучшению топливной экономичности двигателя.
Применение дополнительного канала подвода топлива в пилотном контуре позволяет расширить диапазон устойчивой работы горелки на переходных режимах.
Claims (3)
1. Топливовоздушная двухзонная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя, преимущественно работающая на жидком топливе, образующая пилотный и основной контуры и включающая форсунку в виде корпуса с каналами подачи топлива, ряд коаксиально установленных завихрителей в виде кольцевых каналов с лопатками для закрутки воздушного потока, разделитель потока топливовоздушной смеси, размещенный радиально между каналами завихрителей пилотного и основного контуров, при этом в основном контуре установлен центробежный тангенциальный распылитель, отличающаяся тем, что разделитель потока включает кольцевой дефлектор и полость, причем сжатый воздух из компрессора поступает в полость и далее через перфорацию в стенке разделителя потока натекает на кольцевой дефлектор.
2. Топливовоздушная двухзонная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что в пилотном контуре выполнены два канала подвода топлива.
3. Топливовоздушная двухзонная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что в пилотном контуре оптимальное значение коэффициента избытка воздуха на максимальном режиме работы двигателя αпуcк.=0,618, а оптимальное значение коэффициента избытка воздуха в основном контуре на максимальном режиме αосн.=1/αпуск.=1,618.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018134906A RU2713240C1 (ru) | 2018-10-03 | 2018-10-03 | Топливовоздушная двухзонная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018134906A RU2713240C1 (ru) | 2018-10-03 | 2018-10-03 | Топливовоздушная двухзонная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2713240C1 true RU2713240C1 (ru) | 2020-02-04 |
Family
ID=69625583
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018134906A RU2713240C1 (ru) | 2018-10-03 | 2018-10-03 | Топливовоздушная двухзонная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2713240C1 (ru) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6381964B1 (en) * | 2000-09-29 | 2002-05-07 | General Electric Company | Multiple annular combustion chamber swirler having atomizing pilot |
RU2406934C1 (ru) * | 2009-06-22 | 2010-12-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Топливовоздушная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя |
RU2439435C1 (ru) * | 2010-06-30 | 2012-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Топливовоздушный модуль фронтового устройства камеры сгорания гтд |
RU2523517C2 (ru) * | 2009-03-17 | 2014-07-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Устройство горелки для текучего топлива и способ изготовления устройства горелки |
-
2018
- 2018-10-03 RU RU2018134906A patent/RU2713240C1/ru active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6381964B1 (en) * | 2000-09-29 | 2002-05-07 | General Electric Company | Multiple annular combustion chamber swirler having atomizing pilot |
RU2523517C2 (ru) * | 2009-03-17 | 2014-07-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Устройство горелки для текучего топлива и способ изготовления устройства горелки |
RU2406934C1 (ru) * | 2009-06-22 | 2010-12-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Топливовоздушная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя |
RU2439435C1 (ru) * | 2010-06-30 | 2012-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Топливовоздушный модуль фронтового устройства камеры сгорания гтд |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN105698175B (zh) | 具有一体式液体蒸发器的预混喷嘴 | |
US4271674A (en) | Premix combustor assembly | |
US6418726B1 (en) | Method and apparatus for controlling combustor emissions | |
JP4162429B2 (ja) | ガスタービンエンジンの運転方法、燃焼器及びミキサ組立体 | |
US6453660B1 (en) | Combustor mixer having plasma generating nozzle | |
US5410884A (en) | Combustor for gas turbines with diverging pilot nozzle cone | |
JP4700834B2 (ja) | 旋回安定化ミキサで燃焼器排出物を減らす方法と装置 | |
CN102200291B (zh) | 一种采用气动主级分级的低污染燃烧室 | |
EP0500256A1 (en) | Air fuel mixer for gas turbine combustor | |
CN108561897B (zh) | 一种强化油气混合的部分预混预蒸发超低排放燃烧室 | |
JP2002195563A (ja) | 燃焼器エミッションを減少させるための方法及び装置 | |
JP2002168449A (ja) | 多数のスワーラを有するミキサ | |
JP2010249504A (ja) | デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置 | |
RU2439435C1 (ru) | Топливовоздушный модуль фронтового устройства камеры сгорания гтд | |
CN108592084B (zh) | 一种主燃级采用轴向旋流预膜板匹配叶片喷射结构的低排放燃烧室头部 | |
CN103629696B (zh) | 一种燃烧室燃油喷射与混合装置及其燃烧室 | |
US9625153B2 (en) | Low calorific fuel combustor for gas turbine | |
CN110925794A (zh) | 一种离散多点旋流压力雾化喷嘴、燃烧室头部以及燃烧室 | |
JPH09178187A (ja) | 径方向インフローデュアル燃料インジェクタを備えた燃焼器及び燃料/空気混合チューブ | |
RU2456510C1 (ru) | Камера сгорания непрерывного действия | |
JP2005344981A (ja) | ガスタービン燃焼器及びガスタービン燃焼器の燃料供給方法 | |
RU2713240C1 (ru) | Топливовоздушная двухзонная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя | |
RU2770093C1 (ru) | Топливовоздушный модуль фронтового устройства малоэмиссионной камеры сгорания газотурбинного двигателя | |
RU170359U1 (ru) | Форсуночный модуль малоэмиссионной камеры сгорания газотурбинного двигателя | |
RU196965U1 (ru) | Топливная форсунка камеры сгорания газотурбинного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706 Effective date: 20210520 |
|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924 Effective date: 20211018 |
|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706 Effective date: 20220426 |