RU2757248C1 - Front device of the annular combustion chamber of a gas turbine installation and the method for its operation - Google Patents

Front device of the annular combustion chamber of a gas turbine installation and the method for its operation Download PDF

Info

Publication number
RU2757248C1
RU2757248C1 RU2020140103A RU2020140103A RU2757248C1 RU 2757248 C1 RU2757248 C1 RU 2757248C1 RU 2020140103 A RU2020140103 A RU 2020140103A RU 2020140103 A RU2020140103 A RU 2020140103A RU 2757248 C1 RU2757248 C1 RU 2757248C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fuel
air
channel
wall
combustion chamber
Prior art date
Application number
RU2020140103A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Гаврилович Гончаров
Виктор Викторович Куприк
Евгений Ювенальевич Марчуков
Павел Георгиевич Романенков
Сергей Андреевич Фёдоров
Шамиль Гусманович Шарипов
Original Assignee
Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") filed Critical Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority to RU2020140103A priority Critical patent/RU2757248C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2757248C1 publication Critical patent/RU2757248C1/en

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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)

Abstract

FIELD: mechanical engineering.
SUBSTANCE: group of inventions relates to the design of the front device of the combustion chambers of gas turbine installations and the method for its operation. The front device of the annular combustion chamber includes the external, internal walls, front, separation and fire walls, burner devices mounted on the front, separation and fire walls, external and internal annular channels. The firing wall is made in the form of a truncated cone, and bushings in the amount of at least 1 row on each wall are fixed in the external and internal walls. The burner devices are located on the external and internal tiers. Each burner device includes an air channel with a swirler and a nozzle at the outlet. Inside the air channel, a fuel nozzle is coaxially placed, and outside there is a fuel-air channel with a swirler at the inlet, on the sleeve of which radial fuel supply holes are made. An external channel is located outside the fuel-air channel, equipped with axial fuel supply holes and holes for air supply at the entrance to the external channel, while the output of the external channel is connected to the output of the fuel-air channel by holes. There are three fuel collectors, two of which are located at the entrance to the internal ring channel, fixed to the front wall and connected by tubes to the fuel injectors. Shells are attached to the separation and external walls of the front device, the cavity between which forms a third fuel collector, which communicates with the cavity between the front and separation walls through radial holes in the separation wall. The cavity between the front and separation walls is connected to the radial fuel supply holes on the sleeve of the axial air blade swirler of the fuel-air channel and the axial fuel supply holes of the outer channel.
EFFECT: inventions make it possible to reduce the content of harmful emissions of nitrogen oxides and carbon monoxide.
5 cl, 4 dwg

Description

Группа изобретений относится к области газовых турбин, а именно к конструкции фронтового устройства камер сгорания газотурбинных установок (ГТУ) и способу его работы.The group of inventions relates to the field of gas turbines, in particular to the design of the front-line device of the combustion chambers of gas turbine plants (GTU) and the method of its operation.

Фронтовое устройство камер сгорания служит для подготовки и подачи топливовоздушной смеси в зону горения камер сгорания и в значительной степени определяет экологические характеристики камер сгорания ГТУ.The frontal arrangement of the combustion chambers serves for the preparation and supply of the fuel-air mixture to the combustion zone of the combustion chambers and largely determines the environmental characteristics of the combustion chambers of the GTU.

Из известных фронтовых устройств наиболее близким к предложенному является известное из US 4100733, 18.07.1978 фронтовое устройство, содержащее наружную, внутреннюю стенки, а также переднюю, разделительную и огневую стенки, установленные параллельно друг другу и образующие между собой топливную и воздушные полости, и горелочные устройства, закрепленные на передней, разделительной и огневой стенках, при этом наружная стенка фронтового устройства с наружной стенкой корпуса камеры сгорания образует наружный кольцевой канал, а внутренняя стенка фронтового устройства с внутренней стенкой корпуса камеры сгорания образует внутренний кольцевой канал. Такое фронтовое устройство обеспечивает подготовку «бедной» топливовоздушной смеси, сжигание которой дает низкий уровень выбросов оксидов азота NOx окиси углерода СО.Of the known front-line devices, the closest to the proposed one is the front-line device known from US 4100733, 07/18/1978, containing the outer, inner walls, as well as the front, dividing and fire walls, installed parallel to each other and forming between themselves fuel and air cavities, and burner devices attached to the front, dividing and fire walls, while the outer wall of the front device with the outer wall of the combustion chamber body forms an outer annular channel, and the inner wall of the front device with the inner wall of the combustion chamber body forms an inner annular channel. Such a front-line device provides the preparation of a "lean" air-fuel mixture, the combustion of which gives a low level of emissions of nitrogen oxides NOx carbon monoxide CO.

Наиболее близким аналогом предложенного способа работы фронтового устройства камеры сгорания является известный из US 4100733, 18.07.1978 способ, включающий подготовку и подачу топливовоздушной смеси в камеру сгорания. Согласно известному способу «бедное» газообразное топливо направляют в наружную секцию фронтового устройства камеры сгорания, а оттуда в горелочные устройства 1 и 2 ярусов, в которых топливо смешивают с проходящим через них воздухом. Полученную топливовоздушную смесь направляют из горелочных устройств в зону горения камеры сгорания, где осуществляют ее сжигание. Соотношение топливо/воздух в топливовоздушной смеси, выходящей из горелочных устройств, все время сохраняется достаточным для поддержания устойчивого горения. По мере увеличения мощности установки газообразное топливо подают во внутреннюю секцию фронтового устройства камеры сгорания, а оттуда в 3 и 4 яруса горелочных устройств и далее в зону горения камеры сгорания. Однако на всех уровнях мощности топливо подают из наружной секции камеры в количестве, обеспечивающем локальное соотношение топливо/воздух в смеси, выпускаемой из горелочных устройств 1 и 2 ярусов, достаточное для поддержания устойчивого горения.The closest analogue of the proposed method of operation of the front-line combustion chamber device is the method known from US 4100733, 07/18/1978, including the preparation and supply of the air-fuel mixture into the combustion chamber. According to the known method, the "lean" gaseous fuel is directed to the outer section of the frontal combustion chamber device, and from there to the burners 1 and 2 of the tiers, in which the fuel is mixed with the air passing through them. The resulting fuel-air mixture is directed from the burners to the combustion zone of the combustion chamber, where it is burned. The fuel / air ratio in the fuel-air mixture leaving the burners is kept sufficient at all times to maintain stable combustion. As the power of the installation increases, gaseous fuel is supplied to the inner section of the frontal device of the combustion chamber, and from there to the 3rd and 4th tiers of burners and further to the combustion zone of the combustion chamber. However, at all power levels, fuel is supplied from the outer section of the chamber in an amount that provides a local ratio of fuel / air in the mixture discharged from burners of 1 and 2 tiers, sufficient to maintain stable combustion.

Недостатками известного фронтового устройства и способа его работы является использование одноканальных горелочных устройств без закрутки воздушного потока, расположенных на четырех ярусах. Четыре яруса горелочных устройств разделены на две секции по два яруса горелок в каждой секции. Такое большое число ярусов увеличивает диаметральный размер миделевого сечения фронтового устройства и, следовательно, увеличивает объем камеры сгорания. Увеличение габаритов камеры сгорания приводит к росту ее массы и материалоемкости. Увеличение размеров и массы камеры сгорания часто требует существенного изменения конструктивной схемы газотурбинной установки.The disadvantages of the known front-line device and its method of operation is the use of single-channel burners without swirling the air flow, located on four tiers. The four tiers of burners are divided into two sections with two tiers of burners in each section. Such a large number of tiers increases the diametrical size of the midsection of the front device and, consequently, increases the volume of the combustion chamber. An increase in the size of the combustion chamber leads to an increase in its mass and material consumption. Increasing the size and weight of the combustion chamber often requires a significant change in the design of the gas turbine plant.

Способ работы фронтового устройства с наружной и внутренней секциями позволяет организовать ступенчатое горение на режимах малой и номинальной мощности установки. При этом на режиме малой мощности воздух, поступающий во внутреннюю секцию, участвует в процессе горения частично, что снижает эффективность горения камеры сгорания. Кроме того, одноканальные горелочные устройства без закрутки воздушного потока не обеспечивают надежного запуска и широкого диапазона устойчивого горения камеры сгорания ГТУ. Это связано с тем, что при постоянной геометрии отверстий для подвода топлива в горелочные устройства не достигаются оптимальные характеристики распыла топлива на режимах запуска, минимальной и номинальной мощности. Кроме того, одноканальные горелочные устройства без закрутки потока не обеспечивают эффективного смешения топлива с воздухом, а, следовательно, не позволяет значительно снизить концентрацию оксидов азота NOx и окиси углерода СО.The method of operation of the front-line device with the outer and inner sections makes it possible to organize staged combustion at low and nominal power modes of the installation. At the same time, at low power mode, the air entering the inner section participates in the combustion process partially, which reduces the combustion efficiency of the combustion chamber. In addition, single-channel burners without swirling the air flow do not provide reliable start-up and a wide range of stable combustion of the GTU combustion chamber. This is due to the fact that with a constant geometry of the holes for supplying fuel to the burners, the optimal characteristics of fuel atomization are not achieved at the start-up, minimum and nominal power modes. In addition, single-channel burners without swirling the flow do not provide effective mixing of fuel with air, and, therefore, do not significantly reduce the concentration of nitrogen oxides NOx and carbon monoxide CO.

Техническим результатом, достигаемым при реализации предложенной группы изобретений, является снижение содержания вредных выбросов оксидов азота NOx и окиси углерода СО в продуктах сгорания ГТУ, путем улучшения смешения топлива с воздухом и организации горения «бедной» по составу топливовоздушной смеси, улучшение запуска и расширение диапазона устойчивого горения камер сгорания ГТУ, а также уменьшение размера миделевого сечения фронтового устройства и объема камеры сгорания и использование воздуха, охлаждающего огневую стенку, для подачи в горелочные устройства и создания «бедной» топливовоздушной смеси.The technical result achieved by the implementation of the proposed group of inventions is to reduce the content of harmful emissions of nitrogen oxides NOx and carbon monoxide CO in the combustion products of the gas turbine unit, by improving the mixing of fuel with air and organizing the combustion of a "lean" combustion chambers of GTU combustion, as well as reducing the size of the midsection of the front device and the volume of the combustion chamber and the use of air cooling the fire wall for feeding into the burners and creating a "lean" fuel-air mixture.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном фронтовом устройстве кольцевой камеры сгорания газотурбинной установки, включающем наружную, внутреннюю стенки, а также переднюю, разделительную и огневую стенки, установленные параллельно друг другу и образующие между собой топливную и воздушную полости и горелочные устройства, закрепленные на передней, разделительной и огневой стенках, при этом наружная стенка фронтового устройства с наружной стенкой корпуса камеры сгорания образует наружный кольцевой канал, а внутренняя стенка фронтового устройства с внутренней стенкой корпуса камеры сгорания образует внутренний кольцевой канал, согласно предложению огневая стенка выполнена в форме усеченного конуса, а в наружной и внутренней стенках закреплены втулки в количестве не менее 1 ряда на каждой стенке и направленные по нормали к конической поверхности огневой стенки, горелочные устройства расположены на наружном и внутреннем ярусах, при этом каждое горелочное устройство включает воздушный канал, снабженный осевым воздушным лопаточным завихрителем и соплом на выходе, при этом внутри воздушного канала коаксиально размещена топливная форсунка, а снаружи воздушного канала расположен топливовоздушный канал, снабженный на входе осевым воздушным лопаточным завихрителем, на втулке которого выполнены радиальные топливоподводящие отверстия, при этом снаружи топливовоздушного канала расположен наружный канал, снабженный осевыми топливопитающими отверстиями и отверстиями для подвода воздуха на входе в наружный канал, при этом выход наружного канала соединен с выходом топливовоздушного канала отверстиями, фронтовое устройство снабжено тремя топливными коллекторами, при этом два топливных коллектора расположены на входе во внутренний кольцевой канал камеры сгорания и закреплены к передней стенке фронтового устройства и соединены трубками с топливными форсунками, при этом к разделительной и наружной стенкам фронтового устройства прикреплены обечайки, а полость между обечайками образует третий топливный коллектор, который сообщен с полостью между передней и разделительными стенками через радиальные отверстия в разделительной стенке, при этом полость между передней и разделительной стенками в свою очередь сообщена с радиальными топливоподводящими отверстиями на втулке осевого воздушного лопаточного завихрителя топливовоздушного канала и осевыми топливопитающими отверстиями наружного канала. На огневой стенке выполнены перфорационные отверстия. Втулки имеют входной торец, расположенный под углом к оси втулки. Горелочные устройства наружного и внутреннего ярусов в поперечном направлении смещены относительно друг друга на 1/2 шага.The specified technical result is achieved by the fact that in the known front-end device of the annular combustion chamber of a gas turbine installation, including the outer, inner walls, as well as the front, dividing and fire walls, installed parallel to each other and forming between themselves fuel and air cavities and burner devices fixed on front, dividing and fire walls, while the outer wall of the front device with the outer wall of the combustion chamber body forms an outer annular channel, and the inner wall of the front device with the inner wall of the combustion chamber body forms an inner annular channel, according to the proposal, the fire wall is made in the form of a truncated cone, and bushings are fixed in the outer and inner walls in the amount of at least 1 row on each wall and directed along the normal to the conical surface of the fire wall, the burners are located on the outer and inner tiers, with each burner on The air channel is equipped with an axial air vane swirler and a nozzle at the outlet, while a fuel injector is coaxially located inside the air channel, and a fuel-air channel is located outside the air channel, equipped at the inlet with an axial air vane swirler, on the sleeve of which radial fuel inlet holes are made, while outside the fuel-air channel there is an outer channel equipped with axial fuel-feeding holes and holes for supplying air at the inlet to the outer channel, while the outlet of the outer channel is connected to the outlet of the fuel-air channel with openings, the front device is equipped with three fuel manifolds, while two fuel manifolds are located at the inlet to the the inner annular channel of the combustion chamber and is fixed to the front wall of the front device and connected by tubes with fuel injectors, while shells are attached to the dividing and outer walls of the front device, and the cavity between the It forms a third fuel manifold in grids, which communicates with the cavity between the front and dividing walls through radial holes in the dividing wall, while the cavity between the front and dividing walls, in turn, communicates with the radial fuel inlet holes on the bushing of the axial air blade swirler of the fuel-air channel and axial fuel supply holes outer channel. Perforations are made on the fire wall. The bushings have an inlet end angled to the bushing axis. Burner devices of the outer and inner tiers in the transverse direction are offset relative to each other by 1/2 of a pitch.

Указанный технический результат достигается также тем, что в известном способе работы фронтового устройства, включающем подготовку и подачу топливовоздушной смеси в камеру сгорания, согласно предложению из первого и второго топливных коллекторов топливо подают к топливным форсункам горелочных устройств наружного и внутреннего ярусов соответственно и смешивают с воздухом, поступающим через осевой воздушный лопаточный завихритель воздушного канала и полученную топливовоздушную смесь подают в дежурную зону горения камеры сгорания, а из третьего топливного коллектора топливо подают через радиальные отверстия в разделительной стенке в полость между передней и разделительной стенками, из которой топливо через радиальные топливоподводящие отверстия на втулке осевого воздушного лопаточного завихрителя топливовоздушного канала подают в межлопаточные каналы осевого воздушного лопаточного завихрителя топливовоздушного канала, где смешивают с воздухом, поступающим в топливовоздушный канал горелочных устройств из диффузора камеры сгорания, а через осевые топливопитающие отверстия наружного канала топливо из полости между передней и разделительной стенкой подают в наружный канал горелочного устройства, где смешивают с воздухом, поступающим из наружного и внутреннего кольцевого каналов камеры сгорания через втулки, охлаждают коническую поверхность огневой стенки фронтового устройства, и далее из полости, образованной разделительной и огневой стенками, подают через отверстия для подвода воздуха на входе в наружный канал горелочных устройств, откуда топливовоздушную смесь через отверстия на выходе из наружного канала подают в топливовоздушный канал горелочных устройств, из которого топливовоздушную смесь подают в зону основного горения камеры сгорания.The specified technical result is also achieved by the fact that in the known method of operation of the front-line device, including the preparation and supply of the fuel-air mixture into the combustion chamber, according to the proposal, from the first and second fuel manifolds, fuel is supplied to the fuel nozzles of the burner devices of the outer and inner tiers, respectively, and is mixed with air, entering through the axial air vane swirler of the air channel and the resulting fuel-air mixture is fed into the standby combustion zone of the combustion chamber, and from the third fuel manifold, the fuel is fed through radial holes in the dividing wall into the cavity between the front and dividing walls, from which fuel through the radial fuel inlet holes on the bushing axial air vane swirler of the fuel-air channel is fed into the interscapular channels of the axial air vane swirler of the fuel-air channel, where it is mixed with air entering the fuel-air channel of the burner devices from the combustion chamber diffuser, and through the axial fuel supply holes of the outer channel, fuel from the cavity between the front and the dividing wall is fed into the outer channel of the burner device, where it is mixed with air coming from the outer and inner annular channels of the combustion chamber through bushings, the conical surface of the fire is cooled the walls of the front device, and then from the cavity formed by the dividing and fire walls, are fed through the holes for supplying air at the entrance to the outer channel of the burners, from where the fuel-air mixture is fed through the holes at the outlet from the outer channel to the fuel-air channel of the burners, from which the fuel-air mixture served in the main combustion zone of the combustion chamber.

Огневая стенка в форме усеченного конуса имеет более высокую прочность по сравнению с плоской стенкой. Кроме того, коническая форма стенки позволяет реализовать наиболее удачное компоновочное решение и сформировать воздушную полость между огневой и разделительной стенками, а также закрепить на наружной и внутренней стенках фронтового устройства втулки, направленные по нормали к конической поверхности огневой стенки, что позволяет эффективно охлаждать коническую поверхность огневой стенки путем «ударного» натекания струй воздуха из наружного и внутреннего кольцевых каналов, а далее использовать охлаждающий воздух в подготовке топливовоздушной смеси в наружном канале горелочных устройств.A frustoconical firewall has a higher strength than a flat wall. In addition, the conical shape of the wall makes it possible to implement the most successful layout solution and to form an air cavity between the fire and dividing walls, as well as to fix bushings on the outer and inner walls of the front device, directed along the normal to the conical surface of the fire wall, which makes it possible to effectively cool the conical surface of the fire wall. walls by "shock" inflow of air jets from the outer and inner annular channels, and then use the cooling air in the preparation of the fuel-air mixture in the outer channel of the burners.

Втулки с плоским торцем, расположенные под углом к оси втулки, позволяют использовать полный скоростной напор воздуха и таким образом повысить эффективность охлаждения стенки.Flat-ended bushings angled to the hub axis allow full air velocity to be used and thus increase wall cooling efficiency.

Перфорационные отверстия на огневой стенке создают воздушную пелену, которая защищает стенку от горячих газов и предупреждает от перегрев и прогара стенки. Кроме того, перфорация снижает пульсацию давления воздуха при горении на «бедных» смесях и расширяет диапазон устойчивого горения камеры сгорания.Perforations on the fire wall create an air veil that protects the wall from hot gases and prevents the wall from overheating and burnout. In addition, the perforation reduces the pulsation of air pressure during combustion in "lean" mixtures and expands the range of stable combustion of the combustion chamber.

Расположение горелочных устройств на двух ярусах позволяет эффективно использовать поперечное сечение фронтового устройства для подготовки и подачи «бедной» топливовоздушной смеси в зоны горения камеры сгорания. Максимальный эффект использования поперечного пространства фронтового устройства достигается при смещенных относительно друг друга на 1/2 шага горелок («шахматное» расположение горелок).The arrangement of the burners on two tiers makes it possible to effectively use the cross-section of the frontal device for the preparation and supply of the "lean" air-fuel mixture to the combustion zones of the combustion chamber. The maximum effect of use of the space transverse front device is achieved when displaced relative to each other by half pitch burners ( "checkerboard" arrangement of burners).

Эффективная подготовка «бедной» топливовоздушной смеси и ее сжигание приводит к значительному снижению вредных выбросов оксидов азота NOx и окиси углерода СО. Уменьшение миделевого сечения фронтового устройства приводит к уменьшению объема камеры сгорания и дополнительному снижению вредных выбросов оксидов азота из-за уменьшения времени пребывания в зоне высоких температур. Кроме того, уменьшение диаметральных размеров и объема камеры дает снижение массы и материалоемкости камеры сгорания.Effective preparation of the "lean" air-fuel mixture and its combustion leads to a significant reduction in harmful emissions of nitrogen oxides NOx and carbon monoxide CO. A decrease in the midsection of the frontal device leads to a decrease in the volume of the combustion chamber and an additional decrease in harmful emissions of nitrogen oxides due to a decrease in the time spent in the high temperature zone. In addition, a decrease in the diametrical dimensions and volume of the chamber gives a decrease in the mass and material consumption of the combustion chamber.

Воздушный канал с осевым воздушным лопаточным завихрителем с коаксиально размещенной топливной форсункой подает закрученный топливовоздушный поток в дежурную зону горения и обеспечивает надежный запуск и поддерживает устойчивое горение «бедной» топливовоздушной смеси основной зоны горения.An air duct with an axial air vane swirler with a coaxially located fuel nozzle delivers a swirling air-fuel flow to the standby combustion zone and ensures reliable start-up and maintains a stable combustion of the "lean" air-fuel mixture of the main combustion zone.

Подвод струй топливовоздушной смеси из наружного в топливовоздушный канал дополнительно увеличивает устойчивость горения за счет стабилизации горения на струях.The supply of jets of the fuel-air mixture from the external to the fuel-air channel additionally increases the stability of combustion due to the stabilization of combustion in the jets.

Трехколлекторная система подачи топлива в горелочные устройства позволяет обеспечить оптимальные составы топливовоздушных смесей во всем диапазоне работы установки от режима запуска до режима номинальной мощности установки. Запуск осуществляется на 1 коллекторе, режим минимальной мощности на 1 и 2 коллекторах, а основные рабочие режимы на 1, 2, 3 коллекторах. Оптимальный состав топливовоздушной смеси и предварительная подготовка гомогенной (однородной) топливовоздушной смеси позволяет достичь низкие значения вредных выбросов оксидов азота NOx и окиси углерода СО.The three-collector system for supplying fuel to the burners makes it possible to provide optimal compositions of fuel-air mixtures in the entire range of the unit operation from the start-up mode to the nominal power mode of the unit. Start-up is carried out on 1 collector, the minimum power mode is on 1 and 2 collectors, and the main operating modes are on 1, 2, 3 collectors. The optimal composition of the fuel-air mixture and preliminary preparation of a homogeneous (homogeneous) fuel-air mixture allows achieving low values of harmful emissions of nitrogen oxides NOx and carbon monoxide CO.

На фиг. 1 изображен продольный разрез фронтового устройства кольцевой камеры сгорания.FIG. 1 shows a longitudinal section of the frontal device of the annular combustion chamber.

На фиг. 2 изображено расположение перфорации на огневой стенке фронтового устройства.FIG. 2 shows the location of the perforation on the firing wall of the front-line device.

На фиг. 3 изображено укрупненное изображение втулки, имеющей входной торец, расположенный под углом к оси втулки.FIG. 3 shows an enlarged view of a sleeve having an inlet end located at an angle to the axis of the sleeve.

На фиг. 4 изображено шахматное расположение горелочных устройств.FIG. 4 shows a staggered arrangement of burners.

Фронтовое устройство 1 кольцевой камеры сгорания газотурбинной установки содержит наружную 2, внутреннюю 3 стенки, а также переднюю 4, разделительную 5 и огневую 6 стенки, установленные параллельно друг другу и образующие между собой топливную 7 и воздушную 8 полости и горелочные устройства 9, закрепленные на передней 4, разделительной 5 и огневой 6 стенках, при этом наружная стенка 2 фронтового устройства 1 с наружной стенкой 10 корпуса 11 камеры сгорания образует наружный кольцевой канал 12, а внутренняя стенка 3 фронтового устройства 1 с внутренней стенкой 13 корпуса 11 камеры сгорания образует внутренний кольцевой канал 14, огневая стенка 6 выполнена в форме усеченного конуса, а на наружной 2 и внутренней 3 стенках закреплены втулки 15, направленные по нормали к конической поверхности огневой 6 стенки, горелочные устройства 9 расположены на наружном 16 и внутреннем 17 ярусах, при этом горелочные устройства 9 включают воздушный канал 18, снабженный на входе осевым воздушным лопаточным завихрителем 19 и соплом 20 на выходе, при этом внутри воздушного канала 18 коаксиально размещена топливная форсунка 21, а снаружи воздушного канала 18 расположен топливовоздушный канал 22, снабженный на входе осевым воздушным лопаточным завихрителем 23, на втулке 24 которого выполнены радиальные топливоподводящие отверстия 25, при этом снаружи топливовоздушного канала 22 расположен наружный канал 26, снабженный осевыми топливопитающими отверстиями 27 и отверстиями 28 для подвода воздуха на входе в наружный канал 26, при этом выход наружного канала 26 соединен с выходом топливовоздушного канала 22 отверстиями 29.The frontal device 1 of the annular combustion chamber of the gas turbine plant contains the outer 2, the inner 3 walls, as well as the front 4, dividing 5 and fire 6 walls, installed parallel to each other and forming between themselves fuel 7 and air 8 cavities and burner devices 9, fixed on the front 4, dividing 5 and fire 6 walls, while the outer wall 2 of the front device 1 with the outer wall 10 of the housing 11 of the combustion chamber forms an outer annular channel 12, and the inner wall 3 of the front device 1 with the inner wall 13 of the housing 11 of the combustion chamber forms an inner annular channel 14, the fire wall 6 is made in the form of a truncated cone, and bushings 15 are fixed on the outer 2 and inner 3 walls, directed normal to the conical surface of the fire wall 6, burners 9 are located on the outer 16 and inner 17 tiers, while the burners 9 include an air channel 18 provided at the inlet with an axial air blade with a swirler 19 and a nozzle 20 at the outlet, while inside the air channel 18 a fuel injector 21 is coaxially located, and outside the air channel 18 there is a fuel-air channel 22 provided at the inlet with an axial air vane swirler 23, on the sleeve 24 of which radial fuel supply holes 25 are made, while outside the fuel-air channel 22 there is an outer channel 26 provided with axial fuel-feeding holes 27 and holes 28 for supplying air at the inlet to the outer channel 26, while the outlet of the outer channel 26 is connected to the outlet of the fuel-air channel 22 by openings 29.

Фронтовое устройство 1 снабжено тремя топливными коллекторами 30, 31 и 32, при этом два топливных коллектора 30, 31 расположены на входе в воздушный кольцевой канал 14 камеры сгорания и закреплены к передней стенке 4 фронтового устройства 1 и соединены трубками 33 с топливными форсунками 21, при этом к разделительной 5 и наружной 2 стенкам фронтового устройства 1 прикреплены обечайками 34, 35, а полость 36 между обечайками образует третий топливный коллектор 32, который сообщен с полостью 7 между передней 4 и разделительной 5 стенками через радиальные отверстия 37 в разделительной стенке 5, при этом полость 7 между передней 4 и разделительной 5 стенками в свою очередь сообщена с радиальными топливопитающими отверстиями 25 на втулке 24 осевого воздушного лопаточного завихрителя 23 топливовоздушного канала 22 и осевыми топливопитающими отверстиями 27 наружного канала 26.The frontal device 1 is equipped with three fuel manifolds 30, 31 and 32, while two fuel manifolds 30, 31 are located at the entrance to the air annular channel 14 of the combustion chamber and are fixed to the front wall 4 of the frontal device 1 and are connected by pipes 33 with the fuel injectors 21, when at the same time, shells 34, 35 are attached to the dividing 5 and outer 2 walls of the front device 1, and the cavity 36 between the shells forms the third fuel manifold 32, which communicates with the cavity 7 between the front 4 and dividing 5 walls through radial holes 37 in the dividing wall 5, when In this case, the cavity 7 between the front 4 and the dividing 5 walls, in turn, communicates with the radial fuel supply holes 25 on the bushing 24 of the axial air vane swirler 23 of the fuel-air channel 22 and the axial fuel supply openings 27 of the outer channel 26.

Фронтовое устройство 1 камеры сгорания газотурбинной установки работает следующим образом.Front-end device 1 of the combustion chamber of a gas turbine plant operates as follows.

Воздух из-за компрессора поступает в диффузор 38 камеры сгорания, где воздушный поток перед фронтовым устройством 1 разделяют на три составляющие. Первую часть подают в наружный кольцевой канал 12, образованный наружной 2 стенкой фронтового устройства 1 и наружной стенкой 10 корпуса 11 камеры сгорания, вторую часть - в горелочные устройства 9, закрепленные на передней 4, разделительной 5 и огневой 6 стенках, расположенные на наружном 16 и внутреннем 17 ярусах, а третью часть - во внутренний 14 кольцевой канал, образованный внутренней 3 стенкой фронтового устройства 1 и внутренней стенкой 13 корпуса 11 камеры сгорания. Из первого 30 и второго 31 топливных коллекторов, расположенных на входе во внутренний кольцевой канал 14 топливо подают к топливным форсункам 21 горелочных устройств 9 наружного 16 и внутреннего 17 ярусов соответственно, и смешивают в сопле 20 с воздухом, поступающим через осевой воздушный лопаточный завихритель 19 воздушного канала 18 горелочных устройств 9, и далее закрученный топливовоздушный поток из сопла 20 подают в дежурную зону горения 39 камеры сгорания, а из третьего топливного коллектора 32 топливо подводят через радиальные отверстия 37 в полость 7 между передней 4 и разделительной 5 стенками, из которой топливо через радиальные топливоподводящие отверстия 25 во втулке 24 осевого воздушного лопаточного завихрителя 23 топливовоздушного канала 22 подводят в межлопаточные каналы осевого воздушного завихрителя 23, где смешивают с воздухом, поступающим в топливовоздушный канал 22 горелочных устройств 9 и далее закрученный топливовоздушный поток подают на выход топливовоздушного канала 22 и через осевые топливопитающие отверстия 27 наружного канала 26 топливо из полости между передней 4 и разделительной 5 стенкой подводят в наружный канал 26 горелочного устройства 9, где смешивают с воздухом, поступающим из наружного 12 и внутреннего 14 кольцевых каналов камеры сгорания через втулки 15 на охлаждение конической части огневой стенки 6 фронтового устройства 1 и далее из полости 8, образованной разделительной 5 и огневой 6 стенками, воздух подают через отверстия 28 на входе в наружный кольцевой канал 26 горелочных устройств 9, откуда топливовоздушную смесь через отверстия 29 на выходе из наружного канала 26 подают в топливовоздушный канал 22, где смешивают с топливовоздушным закрученным потоком и далее топливовоздушную смесь «бедного» состава подают в основную 40 зону горения камеры сгорания.The air from behind the compressor enters the combustion chamber diffuser 38, where the air flow ahead of the frontal device 1 is divided into three components. The first part is fed into the outer annular channel 12, formed by the outer 2 wall of the front device 1 and the outer wall 10 of the housing 11 of the combustion chamber, the second part is fed into the burner devices 9 fixed on the front 4, dividing 5 and fire 6 walls, located on the outer 16 and the inner 17 tiers, and the third part into the inner 14 annular channel formed by the inner 3 wall of the front device 1 and the inner wall 13 of the housing 11 of the combustion chamber. From the first 30 and second 31 fuel manifolds located at the entrance to the inner annular channel 14, fuel is supplied to the fuel injectors 21 of the burners 9 of the outer 16 and inner 17 tiers, respectively, and is mixed in the nozzle 20 with air supplied through the axial air vane swirler 19 of the air channel 18 of the burner devices 9, and then the swirling fuel-air flow from the nozzle 20 is supplied to the standby combustion zone 39 of the combustion chamber, and from the third fuel manifold 32 fuel is supplied through the radial holes 37 into the cavity 7 between the front 4 and dividing walls 5, from which the fuel through the radial fuel supply holes 25 in the bushing 24 of the axial air vane swirler 23 of the fuel-air channel 22 are fed into the interscapular channels of the axial air swirler 23, where they are mixed with air entering the fuel-air channel 22 of the burners 9 and then the swirling fuel-air flow is fed to the outlet of the fuel-air channel 22 and through the axial fuel supply holes 27 of the outer channel 26 fuel from the cavity between the front 4 and the dividing wall 5 is supplied to the outer channel 26 of the burner device 9, where it is mixed with air coming from the outer 12 and inner 14 annular channels of the combustion chamber through the bushings 15 to cooling the conical part of the fire wall 6 of the front device 1 and then from the cavity 8 formed by the dividing 5 and the fire 6 walls, air is supplied through the holes 28 at the entrance to the outer annular channel 26 of the burner devices 9, from where the fuel-air mixture through the holes 29 at the outlet from the outer channel 26 is fed into the fuel-air channel 22, where it is mixed with a fuel-air swirling flow, and then the fuel-air mixture of "lean" composition is fed into the main combustion zone of the combustion chamber 40.

Claims (5)

1. Фронтовое устройство кольцевой камеры сгорания газотурбинной установки, включающее наружную, внутреннюю стенки, а также переднюю, разделительную и огневую стенки, установленные параллельно друг другу и образующие между собой топливную и воздушную полости и горелочные устройства, закрепленные на передней, разделительной и огневой стенках, при этом наружная стенка фронтового устройства с наружной стенкой корпуса камеры сгорания образует наружный кольцевой канал, а внутренняя стенка фронтового устройства с внутренней стенкой корпуса камеры сгорания образует внутренний кольцевой канал, отличающееся тем, что огневая стенка выполнена в форме усеченного конуса, а в наружной и внутренней стенках закреплены втулки в количестве не менее 1 ряда на каждой стенке и направлены по нормали к конической поверхности огневой стенки, горелочные устройства расположены на наружном и внутреннем ярусах, при этом каждое горелочное устройство включает воздушный канал, снабженный осевым воздушным лопаточным завихрителем и соплом на выходе, при этом внутри воздушного канала коаксиально размещена топливная форсунка, а снаружи воздушного канала расположен топливовоздушный канал, снабженный на входе осевым воздушным лопаточным завихрителем, на втулке которого выполнены радиальные топливоподводящие отверстия, при этом снаружи топливовоздушного канала расположен наружный канал, снабженный осевыми топливопитающими отверстиями и отверстиями для подвода воздуха на входе в наружный канал, при этом выход наружного канала соединен с выходом топливовоздушного канала отверстиями, фронтовое устройство снабжено тремя топливными коллекторами, при этом два топливных коллектора расположены на входе во внутренний кольцевой канал камеры сгорания, закреплены к передней стенке фронтового устройства и соединены трубками с топливными форсунками, при этом к разделительной и наружной стенкам фронтового устройства прикреплены обечайки, а полость между обечайками образует третий топливный коллектор, который сообщен с полостью между передней и разделительной стенками через радиальные отверстия в разделительной стенке, при этом полость между передней и разделительной стенками в свою очередь сообщена с радиальными топливоподводящими отверстиями на втулке осевого воздушного лопаточного завихрителя топливовоздушного канала и осевыми топливопитающими отверстиями наружного канала.1. The frontal device of the annular combustion chamber of the gas turbine plant, including the outer, inner walls, as well as the front, dividing and fire walls, installed parallel to each other and forming between themselves fuel and air cavities and burners fixed on the front, dividing and fire walls, while the outer wall of the frontal device with the outer wall of the combustion chamber body forms an outer annular channel, and the inner wall of the frontal device with the inner wall of the combustion chamber body forms an inner annular channel, characterized in that the fire wall is made in the form of a truncated cone, and in the outer and inner bushings are fixed to the walls in an amount of at least 1 row on each wall and are directed along the normal to the conical surface of the fire wall, burners are located on the outer and inner tiers, while each burner device includes an air channel equipped with an axial air blade a swirler and a nozzle at the outlet, while a fuel nozzle is coaxially located inside the air channel, and a fuel-air channel is located outside the air channel, equipped at the inlet with an axial air vane swirler, on the sleeve of which radial fuel supply holes are made, while outside the fuel-air channel there is an external channel equipped with axial fuel supply holes and holes for air supply at the entrance to the external channel, while the outlet of the external channel is connected to the outlet of the fuel-air channel by openings, the front device is equipped with three fuel manifolds, while two fuel manifolds are located at the inlet to the inner annular channel of the combustion chamber, fixed to the front wall of the front device and are connected by pipes with fuel injectors, while shells are attached to the dividing and outer walls of the front device, and the cavity between the shells forms a third fuel manifold, which is in communication with the cavity between the front and dividing walls through radial holes in the dividing wall, while the cavity between the front and dividing walls, in turn, communicates with the radial fuel supply holes on the axial air vane swirler sleeve of the fuel-air channel and the axial fuel supply holes of the outer channel. 2. Фронтовое устройство кольцевой камеры сгорания газотурбинной установки по п. 1, отличающееся тем, что на огневой стенке выполнены перфорационные отверстия.2. The front device of the annular combustion chamber of the gas turbine plant according to claim 1, characterized in that perforations are made on the fire wall. 3. Фронтовое устройство кольцевой камеры сгорания газотурбинной установки по п. 1, отличающееся тем, что втулки имеют входной торец, расположенный под углом к оси втулки.3. The front device of the annular combustion chamber of the gas turbine plant according to claim 1, characterized in that the bushings have an inlet end located at an angle to the bushing axis. 4. Фронтовое устройство кольцевой камеры сгорания газотурбинной установки по п. 1, отличающееся тем, что горелочные устройства наружного и внутреннего ярусов в поперечном направлении смещены относительно друг друга на 1/2 шага.4. The front device of the annular combustion chamber of the gas turbine plant according to claim 1, characterized in that the burner devices of the outer and inner tiers are laterally displaced relative to each other by 1/2 step. 5. Способ работы фронтового устройства, выполненного по п. 1, включающий подготовку и подачу топливовоздушной смеси в камеру сгорания, отличающийся тем, что из первого и второго топливных коллекторов топливо подают к топливным форсункам горелочных устройств наружного и внутреннего ярусов соответственно и смешивают с воздухом, поступающим через осевой воздушный лопаточный завихритель воздушного канала, и полученную топливовоздушную смесь подают в дежурную зону горения камеры сгорания, а из третьего топливного коллектора топливо подают через радиальные отверстия в разделительной стенке в полость между передней и разделительной стенками, из которой топливо через радиальные топливоподводящие отверстия во втулке осевого воздушного лопаточного завихрителя топливовоздушного канала подают в межлопаточные каналы осевого воздушного лопаточного завихрителя топливовоздушного канала, где смешивают с воздухом, поступающим в топливовоздушный канал горелочных устройств из диффузора камеры сгорания, а через осевые топливопитающие отверстия наружного канала топливо из полости между передней и разделительной стенкой подают в наружный канал горелочного устройства, где смешивают с воздухом, поступающим из наружного и внутреннего кольцевых каналов камеры сгорания через втулки, охлаждают коническую поверхность огневой стенки фронтового устройства, и далее из полости, образованной разделительной и огневой стенками, подают через отверстия для подвода воздуха на входе в наружный канал горелочных устройств, откуда топливовоздушную смесь через отверстия на выходе из наружного канала подают в топливовоздушный канал горелочных устройств, из которого топливовоздушную смесь подают в зону основного горения камеры сгорания.5. The method of operation of the front-line device made according to claim 1, including the preparation and supply of the fuel-air mixture into the combustion chamber, characterized in that from the first and second fuel manifolds fuel is supplied to the fuel nozzles of the burner devices of the outer and inner tiers, respectively, and is mixed with air, entering through the axial air vane swirler of the air channel, and the resulting fuel-air mixture is fed into the standby combustion zone of the combustion chamber, and from the third fuel manifold, the fuel is fed through radial holes in the dividing wall into the cavity between the front and dividing walls, from which the fuel through the radial fuel supply holes into the bushing of the axial air vane swirler of the fuel-air duct is fed into the interscapular channels of the axial air vane swirler of the fuel-air duct, where it is mixed with the air entering the fuel-air duct of the burners from the combustion chamber diffuser, and through the axial fuel supply holes of the outer channel, fuel from the cavity between the front and the dividing wall is fed into the outer channel of the burner device, where it is mixed with air coming from the outer and inner annular channels of the combustion chamber through bushings, the conical surface of the fire wall of the front device is cooled, and then from the cavity formed by the dividing and fire walls is fed through the holes for supplying air at the entrance to the outer channel of the burners, from where the fuel-air mixture is fed through the holes at the outlet from the outer channel to the fuel-air channel of the burners, from which the fuel-air mixture is supplied to the main combustion zone of the combustion chamber.
RU2020140103A 2020-12-07 2020-12-07 Front device of the annular combustion chamber of a gas turbine installation and the method for its operation RU2757248C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020140103A RU2757248C1 (en) 2020-12-07 2020-12-07 Front device of the annular combustion chamber of a gas turbine installation and the method for its operation

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020140103A RU2757248C1 (en) 2020-12-07 2020-12-07 Front device of the annular combustion chamber of a gas turbine installation and the method for its operation

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2757248C1 true RU2757248C1 (en) 2021-10-12

Family

ID=78286558

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020140103A RU2757248C1 (en) 2020-12-07 2020-12-07 Front device of the annular combustion chamber of a gas turbine installation and the method for its operation

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2757248C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4100733A (en) * 1976-10-04 1978-07-18 United Technologies Corporation Premix combustor
RU36724U1 (en) * 2003-08-14 2004-03-20 Государственное предприятие Запорожское машиностроительное конструкторское бюро "Прогресс" им. акад. А.Г. Ивченко FRONT DEVICE OF COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE
RU97479U1 (en) * 2010-05-24 2010-09-10 Открытое акционерное общество "ИНТЕР РАО ЕЭС" LOW EMISSION COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE
CN102242939A (en) * 2011-07-29 2011-11-16 北京航空航天大学 Prefilming three-stage pre-mixing and pre-evaporating low-pollution combustor
RU2439435C1 (en) * 2010-06-30 2012-01-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Gte combustion chamber front device fuel-air module

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4100733A (en) * 1976-10-04 1978-07-18 United Technologies Corporation Premix combustor
RU36724U1 (en) * 2003-08-14 2004-03-20 Государственное предприятие Запорожское машиностроительное конструкторское бюро "Прогресс" им. акад. А.Г. Ивченко FRONT DEVICE OF COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE
RU97479U1 (en) * 2010-05-24 2010-09-10 Открытое акционерное общество "ИНТЕР РАО ЕЭС" LOW EMISSION COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE
RU2439435C1 (en) * 2010-06-30 2012-01-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Gte combustion chamber front device fuel-air module
CN102242939A (en) * 2011-07-29 2011-11-16 北京航空航天大学 Prefilming three-stage pre-mixing and pre-evaporating low-pollution combustor

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5511375A (en) Dual fuel mixer for gas turbine combustor
US4160640A (en) Method of fuel burning in combustion chambers and annular combustion chamber for carrying same into effect
US6374615B1 (en) Low cost, low emissions natural gas combustor
US6752620B2 (en) Large scale vortex devices for improved burner operation
US5251447A (en) Air fuel mixer for gas turbine combustor
JP5400936B2 (en) Method and apparatus for burning fuel in a gas turbine engine
US9599343B2 (en) Fuel nozzle for use in a turbine engine and method of assembly
JP6196868B2 (en) Fuel nozzle and its assembly method
EP0500256A1 (en) Air fuel mixer for gas turbine combustor
US7836677B2 (en) At least one combustion apparatus and duct structure for a gas turbine engine
CN105716116B (en) Axial staged mixer for injecting dilution air
JP2010085083A (en) Tubular fuel injector for secondary fuel nozzle
EP2993404B1 (en) Dilution gas or air mixer for a combustor of a gas turbine
EP2966356B1 (en) Sequential combustor arrangement with a mixer
US6945051B2 (en) Low NOx emission diffusion flame combustor for gas turbines
CN113324262B (en) Coaxial staged gas fuel combustor head for low emission gas turbine
EP3425281B1 (en) Pilot nozzle with inline premixing
KR20140082658A (en) Can-annular combustor with staged and tangential fuel-air nozzles for use on gas turbine engines
JP2013155626A (en) Gas turbine combustor and operation method of gas turbine combustor
CN108954388A (en) A kind of multiple spot unit directly sprays fractional combustion room
EP0488556B1 (en) Premixed secondary fuel nozzle with integral swirler
JP6595010B2 (en) Fuel nozzle assembly having a premix flame stabilizer
KR20140082659A (en) Can-annular combustor with premixed tangential fuel-air nozzles for use on gas turbine engines
RU2014110629A (en) TANGENTIAL RING COMBUSTION CHAMBER WITH PRELIMINARY MIXED FUEL AND AIR FOR USE IN GAS-TURBINE ENGINES
JPH06213450A (en) Fuel injection nozzle