RU2773718C2 - Combustion chamber of a gas turbine engine - Google Patents
Combustion chamber of a gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2773718C2 RU2773718C2 RU2020134511A RU2020134511A RU2773718C2 RU 2773718 C2 RU2773718 C2 RU 2773718C2 RU 2020134511 A RU2020134511 A RU 2020134511A RU 2020134511 A RU2020134511 A RU 2020134511A RU 2773718 C2 RU2773718 C2 RU 2773718C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- deflector
- rotating
- combustion chamber
- blades
- fuel
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 36
- 230000002093 peripheral Effects 0.000 claims abstract description 10
- 239000000446 fuel Substances 0.000 abstract description 32
- 239000000203 mixture Substances 0.000 abstract description 8
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 6
- 238000005755 formation reaction Methods 0.000 description 6
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 3
- 210000004544 DC2 Anatomy 0.000 description 2
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 description 2
- 230000002530 ischemic preconditioning Effects 0.000 description 2
- 230000037250 Clearance Effects 0.000 description 1
- 230000035512 clearance Effects 0.000 description 1
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД) и может быть использовано в кольцевых камерах сгорания авиационных ГТД.The invention relates to gas turbine engines (GTE) and can be used in the annular combustion chambers of aircraft gas turbine engines.
Известна кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая корпус, жаровую трубу, имеющую наружный и внутренний кожухи с воздушными отверстиями и перегородку, разделяющую объем камеры на центральную и периферийную части, вращающуюся форсунку, расположенную в центральной части. Перегородка такой камеры сгорания выполнена двойной цилиндрической формы, а вращающаяся форсунка расположена диаметрально напротив цилиндрической перегородки (патент РФ № 2117874, МПК F23R 3/38, опубл. 20.08.1998 г.).An annular combustion chamber of a gas turbine engine is known, comprising a housing, a flame tube having outer and inner casings with air holes and a partition separating the volume of the chamber into a central and peripheral parts, a rotating nozzle located in the central part. The partition of such a combustion chamber is made of double cylindrical shape, and the rotating nozzle is located diametrically opposite the cylindrical partition (RF patent No. 2117874, IPC F23R 3/38, publ. 20.08.1998).
Недостатком данной камеры сгорания являются ее низкие эксплуатационные характеристики из-за недостаточно интенсивного перемешивания топлива с воздухом, что обусловлено отсутствием элементов конструкции, обеспечивающих вихреобразование потоков воздуха.The disadvantage of this combustion chamber is its low performance due to insufficiently intensive mixing of fuel with air, which is due to the lack of structural elements that provide vortex formation of air flows.
Наиболее близкой к заявляемой конструкции является камера сгорания газотурбинной установки, которая содержит компрессор, турбину компрессора, камеру сгорания с вращающейся форсункой, закрепленной на роторе турбокомпрессора, при этом форсунка содержит неподвижный конический диск с размещенными на нем кольцевым коллектором и радиальными трубками подачи топлива в зону горения, при этом радиальные трубки выполнены равнорасположенными по окружности, форсунка имеет соосный неподвижному диску вращающийся конический диск, при этом на конусной поверхности вращающегося диска, обращенной к неподвижному диску, расположены многозаходные винтовые каналы, образуемые винтовыми гребнями (патент РФ № 2328658, МПК F23R 3/38, опубл. 10.07.2008 г.).Closest to the claimed design is the combustion chamber of a gas turbine plant, which contains a compressor, a compressor turbine, a combustion chamber with a rotating nozzle mounted on the turbocharger rotor, while the nozzle contains a fixed conical disk with an annular manifold placed on it and radial fuel supply pipes to the combustion zone , while the radial tubes are made equally spaced around the circumference, the nozzle has a rotating conical disk coaxial to the fixed disk, while on the conical surface of the rotating disk facing the fixed disk, there are multi-threaded helical channels formed by helical ridges (RF patent No. 2328658, IPC
Недостатком данного технического решения является низкие эксплуатационные характеристики камеры из-за недостаточно интенсивного перемешивания топлива с воздухом, что обусловлено отсутствием элементов конструкции, обеспечивающих вихреобразование потоков воздуха.The disadvantage of this technical solution is the low performance of the chamber due to insufficiently intensive mixing of fuel with air, which is due to the lack of structural elements that provide vortex formation of air flows.
Задачей изобретения является усовершенствование конструкции камеры сгорания газотурбинной установки, позволяющее повысить ее эксплуатационные характеристики.The objective of the invention is to improve the design of the combustion chamber of a gas turbine plant, allowing to improve its performance.
Техническим результатом изобретения является повышение эксплуатационных характеристик камеры сгорания за счет внедрения и взаимного расположения конструктивных элементов, обеспечивающих предварительное испарение топлива, предварительное смешивание топлива с воздухом, вихреобразование для лучшего перемешиванию всех компонентов топливовоздушной смеси. Тем самым достигается однородность получаемой топливовоздушной смеси, повышение полноты сгорания топлива, уменьшение вредных выбросов в атмосферу, экономия топлива.The technical result of the invention is to improve the performance of the combustion chamber due to the introduction and mutual arrangement of structural elements that provide preliminary evaporation of the fuel, preliminary mixing of the fuel with air, vortex formation for better mixing of all components of the air-fuel mixture. This achieves homogeneity of the resulting air-fuel mixture, an increase in the completeness of fuel combustion, a reduction in harmful emissions into the atmosphere, and fuel economy.
Технический результат достигается тем, что камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащего компрессор, турбину компрессора, содержит вращающуюся форсунку, закрепленную на роторе турбокомпрессора, при этом дополнительно в ней установлен, состоящий из двух дефлекторов дискового вида, стационарного с неподвижными лопатками и вращающегося с подвижными лопатками, дефлекторный узел, стационарный дефлектор имеет плавную изогнутую форму и своей внутренней кольцевой поверхностью прикреплен к передней стенке камеры сгорания, а вращающийся дефлектор внутренней кольцевой поверхностью прикреплен к цилиндрической поверхности вращающейся форсунки и на нем выполнены отверстия для притока воздуха во внутреннюю полость дефлекторного узла, лопатки расположены на периферийных частях внутренних поверхностей обоих дефлекторов по окружностям в радиальном направлении, на цилиндрической поверхности вращающейся форсунки размещены два ряда радиальных отверстий, периферийная часть стационарного дефлектора расположена в плоскости вращения левого ряда радиальных отверстий, а подвижные лопатки вращающегося дефлектора расположены в плоскости вращения правого ряда радиальных отверстий.The technical result is achieved by the fact that the combustion chamber of a gas turbine engine containing a compressor, a compressor turbine, contains a rotating nozzle fixed on the rotor of the turbocharger, while additionally it is installed, consisting of two deflectors of a disk type, stationary with fixed blades and rotating with movable blades, deflector assembly, the stationary deflector has a smooth curved shape and is attached to the front wall of the combustion chamber with its inner annular surface, and the rotating deflector is attached to the cylindrical surface of the rotating nozzle with its inner annular surface and holes are made on it for air flow into the internal cavity of the deflector assembly, the blades are located on peripheral parts of the inner surfaces of both deflectors along the circles in the radial direction, two rows of radial holes are placed on the cylindrical surface of the rotating nozzle, the peripheral part of the stationary deflector p is located in the plane of rotation of the left row of radial holes, and the movable blades of the rotating deflector are located in the plane of rotation of the right row of radial holes.
На фиг. 1 показан общий вид газотурбинного двигателя с камерой сгорания, содержащей вращающуюся форсунку и размещенный над ней дефлекторный узел. Газотурбинный двигатель состоит из корпуса 5, ротора турбокомпрессора, образованного компрессором 10, турбиной компрессора 3, соединенных валом 7, камеры сгорания 6, свободной турбины 2, приводящей редуктор 1. Перед турбиной компрессора 3 установлен сопловой аппарат 4 с полыми лопатками для прохода воздуха, на выходе из компрессора установлен спрямляющий диффузор 9, через который проходит топливный трубопровод 8.In FIG. 1 shows a general view of a gas turbine engine with a combustion chamber containing a rotating nozzle and a deflector assembly placed above it. The gas turbine engine consists of a
На фиг. 2 изображен продольный разрез предлагаемой камеры сгорания 6 газотурбинного двигателя. Камера сгорания 6 состоит из передней стенки 14 и задней стенки 15. На них выполнены отверстия для притока воздуха во внутреннюю полость камеры сгорания. Топливо из вращающейся форсунки 13 в камеру сгорания подается под воздействием центробежной силы посредством двух рядов радиальных отверстий на цилиндрической поверхности вращающейся форсунки (левый ряд отверстий и правый ряд отверстий). Дефлекторный узел размещен над вращающейся форсункой и состоит из стационарного дефлектора 16 и вращающегося дефлектора 17 дискового вида. К передней стенке 14 камеры сгорания 6 прикреплен внутренней кольцевой поверхностью стационарный дефлектор 16. Он имеет плавную изогнутую форму, периферийная его часть располагается в плоскости вращения левого ряда радиальных отверстий на цилиндрической поверхности вращающейся форсунки 13. Вращающаяся форсунка 13 закреплена на валу 7 ротора турбокомпрессора. К цилиндрической поверхности вращающейся форсунки 13 прикреплен внутренней кольцевой поверхностью вращающийся дефлектор 17. На нем выполнены отверстия для притока воздуха во внутреннюю полость дефлекторного узла. На периферийной части внутренней поверхности стационарного дефлектора 16 выполнены неподвижные лопатки 18, на периферийной части внутренней поверхности вращающегося дефлектора 17 выполнены подвижные лопатки 19. Лопатки располагаются по окружностям в радиальном направлении, их выступающая часть обеспечивает взаимный осевой зазор. Подвижные лопатки 19 располагаются в плоскости вращения правого ряда радиальных отверстий на цилиндрической поверхности вращающейся форсунки 13. Внутрь вращающейся форсунки 13 топливо подается конусным топливным коллектором 12, закрепленным на корпусе компрессора 11, от топливного трубопровода 8, проходящего через спрямляющий диффузор 9.In FIG. 2 shows a longitudinal section of the proposed
Камера сгорания газотурбинного двигателя работает следующим образом. Воздух от компрессора 10 выходит из спрямляющего диффузора 9. Во внутреннюю полость камеры сгорания воздух для смесеобразования поступает через отверстия на торцевых поверхностях передней стенки 14 и задней стенки 15 камеры сгорания. Подвод воздуха к передней стенке 14 камеры сгорания 6 осуществляется через полые лопатки соплового аппарата 4 турбины компрессора 3, к задней стенке 15 камеры сгорания 6 - и по радиальному зазору между задней стенкой 15 камеры сгорания 6 и корпусом компрессора 11. Топливо подводится в конусный топливный коллектор 12 топливным трубопроводом 8 и через выходную часть конусного топливного коллектора 12 поступает во внутреннюю полость вращающейся форсунки 13, закрепленной на валу 7 ротора турбокомпрессора через открытую боковую поверхность в виде кольцевой щели. Из вращающейся форсунки 13 двумя рядами радиальных отверстий топливо под воздействием центробежной силы выбрасывается во внутреннюю полость дефлекторного узла.The combustion chamber of a gas turbine engine operates as follows. The air from the
В процессе работы газотурбинного двигателя стационарный дефлектор 16 нагревается от основного пламени камеры сгорания 6. По его плавной поверхности топливо, выбрасываемое под воздействием центробежной силы из левого ряда радиальных отверстий на цилиндрической поверхности вращающейся форсунки 13, распределяется тонким ламинарным слоем и интенсивно испаряется. Пары топлива поступают в пространство между неподвижными лопатками 18. Тем самым достигается эффект предварительного испарения топлива. Вращающийся дефлектор 17 за счет своих подвижных лопаток 19 и отверстий на своей поверхности воспроизводит интенсивное движение воздуха со стороны передней поверхности в радиальном направлении. В этот поток воздуха подается топливо, выбрасываемое под воздействием центробежной силы из правого ряда радиальных отверстий на цилиндрической поверхности вращающейся форсунки 13. Подготовленная смесь поступает в пространство между подвижными лопатками 19. Тем самым достигается эффект предварительного смешивания топлива с воздухом.During operation of the gas turbine engine, the
В межлопаточном пространстве стационарного дефлектора 16 и вращающегося дефлектора 17 при относительном движении расположенных напротив друг друга неподвижных лопаток 18 и подвижных лопаток 19 возникает интенсивное вихреобразование со знакопеременными давлением и разрежением. Разрежение способствует притоку свежих порций предварительно испаренного топлива и предварительно смешанного топлива с воздухом. Давление способствует перемещению приготовленной смеси в зону основного пламени камеры сгорания. Вихреобразование способствует лучшему перемешиванию всех компонентов топливовоздушной смеси, тем самым достигается однородность получаемой топливовоздушной смеси, повышение полноты сгорания топлива, уменьшение вредных выбросов в атмосферу, экономия топлива.In the interscapular space of the
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2020134511A RU2773718C2 (en) | 2020-10-20 | Combustion chamber of a gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2020134511A RU2773718C2 (en) | 2020-10-20 | Combustion chamber of a gas turbine engine |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2020134511A RU2020134511A (en) | 2022-04-20 |
RU2020134511A3 RU2020134511A3 (en) | 2022-04-28 |
RU2773718C2 true RU2773718C2 (en) | 2022-06-08 |
Family
ID=
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2791175C1 (en) * | 2022-07-27 | 2023-03-03 | Акционерное общество "ОДК-Климов" | Gas turbine engine combustion chamber |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0088525A1 (en) * | 1982-02-26 | 1983-09-14 | Sundstrand Corporation | Combustor assembly |
RU2117874C1 (en) * | 1993-02-03 | 1998-08-20 | Грехнев Владимир Александрович | Gas-turbine engine annular combustion chamber |
RU2157905C2 (en) * | 1994-01-17 | 2000-10-20 | Акционерное общество закрытого типа "Энерготех" | Gas-turbine engine |
RU2328658C2 (en) * | 2005-06-08 | 2008-07-10 | Валентин Григорьевич Костогрыз | Gas turbine plant combustion chamber |
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0088525A1 (en) * | 1982-02-26 | 1983-09-14 | Sundstrand Corporation | Combustor assembly |
RU2117874C1 (en) * | 1993-02-03 | 1998-08-20 | Грехнев Владимир Александрович | Gas-turbine engine annular combustion chamber |
RU2157905C2 (en) * | 1994-01-17 | 2000-10-20 | Акционерное общество закрытого типа "Энерготех" | Gas-turbine engine |
RU2328658C2 (en) * | 2005-06-08 | 2008-07-10 | Валентин Григорьевич Костогрыз | Gas turbine plant combustion chamber |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2791175C1 (en) * | 2022-07-27 | 2023-03-03 | Акционерное общество "ОДК-Климов" | Gas turbine engine combustion chamber |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2570989C2 (en) | Gas turbine combustion chamber axial swirler | |
US8113003B2 (en) | Transition with a linear flow path for use in a gas turbine engine | |
JP5631627B2 (en) | Multi-premixer fuel nozzle support system | |
US20130025285A1 (en) | System for conditioning air flow into a multi-nozzle assembly | |
EP2662626A2 (en) | System and method having multi-tube fuel nozzle with differential flow | |
RU2672216C2 (en) | Combustor burner arrangement | |
RU2012153796A (en) | TANGENTIAL COMBUSTION CHAMBER WITH A SCREW-FREE TURBINE FOR A GAS-TURBINE ENGINE | |
JP2012149868A (en) | System for flow control in multi-tube fuel nozzle | |
US4081957A (en) | Premixed combustor | |
RU2013126205A (en) | GAS TURBINE COMBUSTION CAMERA WITH SUPERLOW EMISSIONS | |
US10995958B2 (en) | Pilot fuel injector, and fuel nozzle and gas turbine having same | |
US20110179794A1 (en) | Production process | |
US20180355792A1 (en) | Annular throats rotating detonation combustor | |
IL37737A (en) | Annular slot combustor | |
JP6650694B2 (en) | Systems and apparatus related to gas turbine combustors | |
US20180058696A1 (en) | Fuel-air mixer assembly for use in a combustor of a turbine engine | |
US20210278085A1 (en) | Fuel Injector Flow Device | |
RU2773718C2 (en) | Combustion chamber of a gas turbine engine | |
US20220082259A1 (en) | Injection system for turbomachine, comprising a swirler and mixing bowl vortex holes | |
JPS5824695B2 (en) | Gas turbine engine combustor structure | |
US3000183A (en) | Spiral annular combustion chamber | |
RU2608513C2 (en) | Annular combustion chamber in turbine machine | |
JP6870979B2 (en) | Compressor diffuser and gas turbine | |
US11566789B1 (en) | Ferrule for fuel-air mixer assembly | |
EP4008959B1 (en) | Apparatus for a turbine engine including a fuel splash plate |