RU2791069C1

RU2791069C1 - Flame stabilizer of the burner unit of a low-emission single-module combustion chamber

Info

Publication number: RU2791069C1
Application number: RU2022101828A
Authority: RU
Inventors: Максим Александрович Снитко; Алексей Матвеевич Сипатов; Тарас Викторович Абрамчук; Игорь Уралович Фагалов; Кирилл Андреевич Шилов; Вахтанг Валерьевич Цатиашвили
Original assignee: Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК")
Filing date: 2022-01-27
Publication date: 2023-03-02

Abstract

FIELD: engine technology.

SUBSTANCE: invention relates to ground-based gas turbine engines and can be used to burn pre-mixed gaseous fuel-air mixtures in the combustion chambers of gas turbine engines and gas turbine installations. In the flame stabilizer of the burner unit of the combustion chamber of a gas turbine engine, the conical surface is made with external and internal sides, additionally cooling of the stabilizer is performed from the outside of the conical surface and hollow U-shaped lobes, while the outer side of the conical surface and hollow U-shaped lobes of the flame stabilizer are cooled by a fuel-air mixture coming from the mixing channel into the cooling holes, the diameter of the cooling holes of the outer conical surface and hollow U-shaped lobes is made in the range of 0.6 to 1.5 mm, the feed holes of the pilot gaseous fuel are equally located at the end of the conical surface of the stabilizer, and their number is 2N, where N is the number of stabilizer lobes.

EFFECT: invention makes it possible to ensure high completeness of fuel combustion in a wide range of modes of operation of the gas turbine engine, as well as to ensure the resource characteristics of the stabilizer.

2 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к газотурбинным двигателям наземного применения и может быть использовано для сжигания предварительно перемешанных газообразных топливовоздушных смесей в камерах сгорания газотурбинных двигателей и газотурбинных установок.The invention relates to ground-based gas turbine engines and can be used for combustion of pre-mixed gaseous air-fuel mixtures in combustion chambers of gas turbine engines and gas turbine plants.

Известна камера сгорания с фронтовым устройством (RU №2527011, МПК F23R 3/36, опубл. 27.08.2014) содержащая горелку с камерой смешения и стабилизатор пламени с продольными волнистыми складками (лепестками стабилизатора)

-образного профиля, расположенными по окружности стабилизатора пламени группами. Изобретение позволяет снизить уровень дымления и эмиссию вредных веществ в продуктах сгорания топлив, исключив перегрев локальных зон жаровой трубы и реализовать устойчивый процесс горения топливовоздушной смеси с подавлением режимов виброгорения. Недостатком данной конструкции является расположение продольных волнистых складок группами, а также П-образный профиль складок, что огранивает возможность обеспечения стабильной работы камеры сгорания и высокой полноты сгорания во всем диапазоне режимов.A combustion chamber with a front device is known (RU No. 2527011, IPC F23R 3/36, publ. 08/27/2014) containing a burner with a mixing chamber and a flame stabilizer with longitudinal wavy folds (stabilizer petals)

-shaped profile, located around the circumference of the flame stabilizer in groups. EFFECT: invention allows to reduce the level of smoke and emission of harmful substances in the combustion products of fuels, eliminating overheating of the local zones of the flame tube and to implement a stable combustion process of the air-fuel mixture with suppression of vibration combustion modes. The disadvantage of this design is the arrangement of longitudinal wavy folds in groups, as well as the U-shaped profile of the folds, which limits the possibility of ensuring stable operation of the combustion chamber and high combustion efficiency in the entire range of modes.

Наиболее близким аналогом по технической сущности и принятой за прототип является камера сгорания с фронтовым устройством (RU №185201, МПК F23R 3/36, опубл. 20.11.2018), содержащая горелочный модуль с продольной осью, соосной с осью жаровой трубы, смесительный канал горелочного модуля, на входе в который расположены каналы подачи топлива с выходными отверстиями, на выходе из смесительного канала располагается стабилизатор пламени с лепестками. Лепестки пустотелые, равнорасположены по окружности стабилизатора пламени и закреплены каждая нижним основанием складки на конусообразной поверхности стабилизатора пламени, торцевые стенки складок размещены радиально в плоскости торца конусообразного стабилизатора пламени, при этом лепестки имеют П-образный профиль в поперечном сечении, продольный профиль лепестков выполнен криволинейным с расположением конечного участка профиля, контактирующего с торцевой стенкой лепестка, параллельно поверхности диффузора жаровой трубы, а дополнительные отверстия газообразного топлива расположены посередине между продольных линий симметрии лепестков.The closest analogue in technical essence and taken as a prototype is a combustion chamber with a front device (RU No. 185201, IPC F23R 3/36, publ. 11/20/2018), containing a burner module with a longitudinal axis coaxial with the flame tube axis, a mixing channel of the burner module, at the inlet to which there are fuel supply channels with outlets, at the outlet of the mixing channel there is a flame stabilizer with petals. The petals are hollow, equally spaced around the circumference of the flame stabilizer and each is fixed by the lower base of the fold on the cone-shaped surface of the flame stabilizer, the end walls of the folds are placed radially in the plane of the end face of the cone-shaped flame stabilizer, while the petals have a U-shaped profile in cross section, the longitudinal profile of the petals is made curvilinear with the location of the end section of the profile in contact with the end wall of the petal, parallel to the surface of the diffuser of the flame tube, and additional gaseous fuel holes are located in the middle between the longitudinal symmetry lines of the petals.

Недостатком данной конструкции является расположение дополнительных отверстий газообразного топлива посередине между продольных линий симметрии лепестков, что снижает и огранивает возможность обеспечения стабильной работы камеры сгорания и высокой полноты сгорания во всем диапазоне режимов. Также в стабилизаторе используются пустотелые П-образные лепестки, для которых отсутствуют мероприятия по обеспечению охлаждения лепестков, а также внутренней конической поверхности стабилизатора пламени, что не позволяет использовать предложенную конструкцию в камере сгорания газотурбинного двигателя в связи с необеспечением ресурсных характеристик.The disadvantage of this design is the location of additional gaseous fuel holes in the middle between the longitudinal lines of symmetry of the petals, which reduces and limits the possibility of ensuring stable operation of the combustion chamber and high combustion efficiency in the entire range of modes. Also, the stabilizer uses hollow U-shaped petals, for which there are no measures to ensure cooling of the petals, as well as the inner conical surface of the flame stabilizer, which does not allow the use of the proposed design in the combustion chamber of a gas turbine engine due to the failure to provide resource characteristics.

Технической проблемой, решение которой обеспечивается при осуществлении предлагаемого технического решения и не может быть реализовано при использовании прототипа, является ограниченность в части обеспечения широкого диапазона беспульсационной работы камеры сгорания, недостаточные характеристики по обеспечению стабилизации пламени при малоэмиссионном горении, а также неработоспособность конструкций в реальных условиях газотурбинного двигателя, в связи с отсутствием защиты от воздействия высоких температур поверхности деталей стабилизатора.The technical problem, the solution of which is provided by the implementation of the proposed technical solution and cannot be implemented using the prototype, is the limitation in terms of providing a wide range of pulsation-free operation of the combustion chamber, insufficient characteristics for ensuring flame stabilization during low-emission combustion, as well as the inoperability of structures in real conditions of a gas turbine engine, due to the lack of protection against high surface temperatures of the stabilizer parts.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в обеспечении широкого диапазона стабильного и беспульсационного малоэмиссионного горения в камере сгорания при изменении режима работы двигателя и температуры окружающего воздуха, а также в повышении ресурса деталей стабилизатора в условиях работы газотурбинного двигателя.The technical problem to be solved by the claimed invention is to provide a wide range of stable and pulsationless low-emission combustion in the combustion chamber when the engine operation mode and ambient air temperature change, as well as to increase the life of the stabilizer parts in the conditions of operation of a gas turbine engine.

Решение технической задачи достигается тем, что в стабилизаторе пламени фронтового устройства камеры сгорания газотурбинного двигателя, соосным с осью жаровой трубы, располагающемся на выходе из смесительного канала горелочного модуля, содержащем коническую поверхность с отверстиями подачи пилотного газообразного топлива и полыми лепестками, равнорасположенными по окружности стабилизатора пламени и закрепленными каждый одной стороной треугольника на наружной конической поверхности стабилизатора пламени, причем торцы лепестков размещены радиально в плоскости торца стабилизатора пламени, согласно изобретению, коническая поверхность выполнена с П-образными лепестками с наружной стороны и складчатой с внутренней стороны, дополнительно реализовано охлаждение стабилизатора с наружной стороны конической поверхности и полых П-образных лепестков, при этом, наружная сторона конической поверхности и полые П-образные лепестки стабилизатора пламени охлаждаются топливовоздушной смесью, поступающей из смесительного канала в отверстия охлаждения, диаметр отверстий охлаждения наружной конической поверхности и полых П-образных лепестков выполнен в диапазоне 0,6 до 1,5 мм, отверстия подачи пилотного газообразного топлива равнорасположены на торце конической поверхности стабилизатора, а их количество равно 2N, где N - количество лепестков стабилизатора,The solution of the technical problem is achieved by the fact that in the flame stabilizer of the front device of the combustion chamber of a gas turbine engine, coaxial with the axis of the flame tube, located at the outlet of the mixing channel of the burner module, containing a conical surface with pilot gaseous fuel supply holes and hollow petals equally spaced around the circumference of the flame stabilizer and each fixed by one side of the triangle on the outer conical surface of the flame stabilizer, and the ends of the petals are placed radially in the plane of the end of the flame stabilizer, according to the invention, the conical surface is made with U-shaped petals on the outside and folded on the inside, the stabilizer is additionally cooled from the outside sides of the conical surface and hollow U-shaped petals, while the outer side of the conical surface and the hollow U-shaped petals of the flame stabilizer are cooled by the air-fuel mixture supplied and from the mixing channel to the cooling holes, the diameter of the cooling holes of the outer conical surface and hollow U-shaped petals is made in the range of 0.6 to 1.5 mm, the pilot gaseous fuel supply holes are equally located at the end of the conical surface of the stabilizer, and their number is 2N, where N is the number of stabilizer blades,

В предлагаемом изобретении в отличие от прототипа:In the present invention, unlike the prototype:

Выполнение наружной стороны конической поверхности и П-образных лепестков с отверстиями охлаждения позволяет реализовать эффективное охлаждение наружной поверхности стабилизатора. Так, охлаждение наружной стороны конической поверхности и П-образных лепестков топливовоздушной смесью позволяет снизить неравномерность распределения тепла по поверхности стабилизатора, возникающей в результате горения топливовоздушной смеси в камере сгорания, а также существенно снизить температуру металла стабилизатора в областях контакта с горячими газами при сохранении эпюры концентраций топлива на срезе стабилизатора, диаметр отверстий подвода топливовоздушной смеси для охлаждения наружной конической поверхности и полых П-образных лепестков выполнен в диапазоне 0,6 до 1,5 мм. При выборе диапазона диаметра отверстий менее 0,6 мм увеличивается риск их засорения в эксплуатации, а при превышении 1,5 мм снижается эффективность теплосъема с поверхности лепестков. Выполнение конической поверхности с внутренней складчатой стороной стабилизатора позволяет снизить напряжения в конструкции при неравномерном нагреве.The execution of the outer side of the conical surface and U-shaped petals with cooling holes allows for effective cooling of the outer surface of the stabilizer. Thus, cooling the outer side of the conical surface and the U-shaped petals with an air-fuel mixture makes it possible to reduce the uneven distribution of heat over the surface of the stabilizer resulting from the combustion of the air-fuel mixture in the combustion chamber, as well as significantly reduce the temperature of the stabilizer metal in the areas of contact with hot gases while maintaining the concentration diagram fuel at the stabilizer cut, the diameter of the holes for supplying the air-fuel mixture for cooling the outer conical surface and hollow U-shaped petals is made in the range of 0.6 to 1.5 mm. When choosing a hole diameter range of less than 0.6 mm, the risk of their clogging in operation increases, and if it exceeds 1.5 mm, the efficiency of heat removal from the surface of the petals decreases. The execution of the conical surface with the inner folded side of the stabilizer makes it possible to reduce stresses in the structure during uneven heating.

Выполнение отверстий подачи пилотного газообразного топлива равнорасположенных на торце конической поверхности стабилизатора в количестве 2N, где N - количество лепестков стабилизатора позволяет обеспечить равномерную подачу пилотного топлива в зону горения топливовоздушной смеси, что позволяет достичь более устойчивого и стабильного горения в камере сгорания ГТД на всех режимах его работы.The implementation of pilot gaseous fuel supply holes equally spaced at the end of the conical surface of the stabilizer in the amount of 2N, where N is the number of stabilizer blades, allows for uniform supply of pilot fuel to the combustion zone of the air-fuel mixture, which makes it possible to achieve more stable and stable combustion in the combustion chamber of the gas turbine engine in all its modes work.

На фиг. 1 - представлено изображение стабилизатора пламени в составе фронтового устройства камеры сгорания;In FIG. 1 - an image of a flame stabilizer as part of the front device of the combustion chamber;

На фиг. 2 - изометрическое изображение стабилизатора пламени с П-образными лепестками и схематичным изображением отверстиями охлаждения П-образных лепестков;In FIG. 2 is an isometric view of a flame stabilizer with U-shaped petals and a schematic representation of the cooling holes of the U-shaped petals;

На фиг. 3 - изображен вид стабилизатора с лепестками стабилизации и схематичное изображение отверстий охлаждения лепестков;In FIG. 3 - shows a view of the stabilizer with stabilization petals and a schematic representation of the cooling holes of the petals;

На фиг. 4 - сечение лепестка стабилизатора пламени;In FIG. 4 - cross section of the flame stabilizer blade;

На фиг. 5 - сечение А-А стабилизатора пламени.In FIG. 5 - section A-A of the flame stabilizer.

Стабилизатор пламени 7 фронтового устройства камеры сгорания газотурбинного двигателя находится на выходе из смесительного канала 3 и состоит из полых П-образных лепестков стабилизации пламени 8, имеющих гладкий внутренний профиль 14, равнорасположенных равномерно в окружном направлении на наружной конической поверхности и образующих наружную поверхность стабилизатора пламени 7, а также конической поверхности 6 с отверстиями подачи пилотного газообразного топлива 10, образующей внутреннюю поверхность стабилизатора, коническая поверхность выполнена с наружной и внутренней складчатой (складками) 11 сторонами.The flame stabilizer 7 of the front device of the combustion chamber of a gas turbine engine is located at the outlet of the mixing channel 3 and consists of hollow U-shaped petals of flame stabilization 8, having a smooth inner profile 14, equally spaced evenly in the circumferential direction on the outer conical surface and forming the outer surface of the flame stabilizer 7 , as well as the conical surface 6 with holes for supplying pilot gaseous fuel 10, forming the inner surface of the stabilizer, the conical surface is made with outer and inner folded (folds) 11 sides.

Через группу отверстий 9, расположенных по периметру и в основании полых П-образных лепестков 8 на наружной конической поверхности из смесительного канала 3 за счет набегающего потока подается топливовоздушная смесь, которая формирует защитную пелену для стенок полых П-образных лепестков 8. Диаметры отверстий 9 охлаждения полых П-образных лепестков 8, для обеспечения эффективной защитной пелены и теплосъема с поверхности стабилизатора пламени 7 находятся в диапазоне от 0,6 до 1,5 мм. Складки 11 внутренней конической поверхности 6 выполнены с вогнутыми и выпуклыми элементами, огибают каналы подачи топлива 12 и находятся под основаниями стенок полых П-образных лепестков 8. Через каналы подачи пилотного газообразного топлива 12, располагающиеся внутри конической поверхности 6 стабилизатора пламени 7 в отверстия 10 одинакового диаметра, расположенные на торце конической поверхности 6 стабилизатора пламени 7, подается пилотное топливо, количество отверстий 10 подачи топлива равно 2N, где N - количество лепестков 8 стабилизатора пламени 7, для более равномерного распределения струй пилотного топлива в окружном направлении, при этом отверстия 10 равномерно распределены в окружном направлении торцу конической поверхности 6 стабилизатора 7 между стенками полых П-образных лепестков 8.Through a group of holes 9 located around the perimeter and at the base of the hollow U-shaped petals 8 on the outer conical surface from the mixing channel 3, due to the oncoming flow, an air-fuel mixture is supplied, which forms a protective shroud for the walls of the hollow U-shaped petals 8. The diameters of the cooling holes 9 hollow U-shaped petals 8, to ensure an effective protective shroud and heat removal from the surface of the flame stabilizer 7 are in the range from 0.6 to 1.5 mm. The folds 11 of the inner conical surface 6 are made with concave and convex elements, go around the fuel supply channels 12 and are located under the bases of the walls of the hollow U-shaped petals 8. Through the pilot gaseous fuel supply channels 12, located inside the conical surface 6 of the flame stabilizer 7 diameter, located at the end of the conical surface 6 of the flame stabilizer 7, pilot fuel is supplied, the number of fuel supply holes 10 is 2N, where N is the number of petals 8 of the flame stabilizer 7, for a more uniform distribution of pilot fuel jets in the circumferential direction, while the holes 10 are uniformly distributed in the circumferential direction to the end of the conical surface 6 of the stabilizer 7 between the walls of the hollow U-shaped petals 8.

Принцип работы стабилизатора заключается в следующем: На вход во фронтовое устройство, где расположены лопатки осерадиального завихрителя 2, через топливные отверстия 1, расположенные в лопатках, подается топливо, которое сносится потоком воздуха, набегающего на лопатки. Формирующаяся закрученная топливовоздушная смесь поступает вниз по потоку в смесительный канал 3, образованный наружной стенкой 4 и внутренней стенкой 5. Смесительный канал 3 имеет гладкий аэродинамический профиль для обеспечения отсутствия отрывных течений внутри него и обеспечения отсутствия условий стабилизации пламени внутри канала 3. На выходе из смесительного канала 3 находится стабилизатор пламени 7, состоящий из наружной конической поверхности и полых П-образных лепестков 8 стабилизации пламени, имеющих гладкий внутренний профиль 14, равнорасположенных в окружном направлении, которые образуют наружную поверхность стабилизатора, и складчатой конической поверхности 6, образующей внутреннюю поверхность стабилизатора. Топливовоздушная смесь проходит между и над П-образными лепестками 8 стабилизатора 7. При этом сами лепестки 8 стабилизатора 7 сообщают дополнительную закрутку топливовоздушной смеси для стабилизации фронта пламени в объеме жаровой трубы камеры сгорания. Вниз по потоку за лепестками 8 стабилизатора 7 происходит формирование рециркуляционных зон I и III, обеспечивающих подвод тепла к еще несгоревшей топливовоздушной смеси и стабилизацию фронта пламени, в полости каждого лепестка 8 формируется рециркуляционная зона II.The principle of operation of the stabilizer is as follows: At the entrance to the front device, where the blades of the axial swirler 2 are located, fuel is supplied through the fuel holes 1 located in the blades, which is carried away by the air flow running on the blades. The resulting swirling air-fuel mixture flows downstream into the mixing channel 3 formed by the outer wall 4 and the inner wall 5. The mixing channel 3 has a smooth aerodynamic profile to ensure the absence of separated flows inside it and to ensure that there are no flame stabilization conditions inside the channel 3. At the outlet of the mixing channel channel 3 there is a flame stabilizer 7, consisting of an outer conical surface and hollow U-shaped flame stabilization petals 8, having a smooth inner profile 14, equally spaced in the circumferential direction, which form the outer surface of the stabilizer, and a folded conical surface 6, forming the inner surface of the stabilizer. The air-fuel mixture passes between and above the U-shaped petals 8 of the stabilizer 7. At the same time, the petals 8 of the stabilizer 7 themselves provide additional swirling of the air-fuel mixture to stabilize the flame front in the volume of the flame tube of the combustion chamber. Downstream behind the blades 8 of the stabilizer 7, recirculation zones I and III are formed, providing heat supply to the still unburned air-fuel mixture and stabilization of the flame front, and a recirculation zone II is formed in the cavity of each blade 8.

Подвод горячих газов к металлическим поверхностям стабилизатора 7 за счет рециркуляционного движения вызывает их неравномерный прогрев, а в местах контакта с пламенем может приводить к оплавлению или температурной эрозии стабилизатора. Для обеспечения снижения тепловой нагрузки на лепестки 8 стабилизатора 7, а также выравнивания температуры по периметру лепестков 8 через группу отверстий 9, расположенных по периметру лепестков 8 стабилизатора 7 и отверстий 13 в основании лепестков из смесительного канала 3 подается топливовоздушная смесь, которая формирует защитную пелену для лепестков, после чего смесь поступает в зону горения.The supply of hot gases to the metal surfaces of the stabilizer 7 due to the recirculation movement causes their uneven heating, and at the points of contact with the flame it can lead to melting or thermal erosion of the stabilizer. To reduce the heat load on the petals 8 of the stabilizer 7, as well as to equalize the temperature along the perimeter of the petals 8 through a group of holes 9 located along the perimeter of the petals 8 of the stabilizer 7 and holes 13 in the base of the petals from the mixing channel 3, an air-fuel mixture is supplied, which forms a protective shroud for petals, after which the mixture enters the combustion zone.

Для поддержания стабильного горения на переменных режимах работы газотурбинного двигателя, а также процесса горения в камере сгорания на малоэмиссионных режимах и на режимах запуска через каналы 12, располагающиеся внутри конической поверхности 6 стабилизатора 7 в отверстия 10 на торцевой поверхности стабилизатора 7 подается пилотное газообразное топливо. Пилотное топливо, выходящее из отверстий 10, сгорает в диффузионном режиме и обеспечивает локальное увеличение температуры газов, захватываемых зоной рециркуляции III, для обеспечения стабильного горения в камере сгорания.To maintain stable combustion at variable operating modes of the gas turbine engine, as well as the combustion process in the combustion chamber in low-emission modes and in start-up modes, pilot gaseous fuel is supplied through channels 12 located inside the conical surface 6 of the stabilizer 7 into the holes 10 on the end surface of the stabilizer 7. The pilot fuel leaving the holes 10 burns in diffusion mode and provides a local increase in the temperature of the gases captured by the recirculation zone III to ensure stable combustion in the combustion chamber.

В результате воздействия горячих газов, заносимых зоной рециркуляции I, возникает нагрев внутренней поверхности стабилизатора 7, при этом нагрев неравномерный. Для обеспечения релаксации напряжений, возникающих в результате температурных градиентов, воздействующих на материал стабилизатора 7 в ходе его работы, внутренняя коническая поверхность 6 выполнена складчатой. Складки 11 огибают каналы подачи топлива 12 и находятся под основаниями стенок лепестков 8. Таким образом, предложенные решения позволяют обеспечить высокую полноту сгорания топлива в широком диапазоне режимов работы ГТД, а также обеспечить ресурсные характеристики стабилизатора.As a result of the action of hot gases brought in by the recirculation zone I, the inner surface of the stabilizer 7 is heated, and the heating is uneven. To ensure relaxation of stresses resulting from temperature gradients affecting the material of the stabilizer 7 during its operation, the inner conical surface 6 is made folded. The folds 11 go around the fuel supply channels 12 and are located under the bases of the walls of the petals 8. Thus, the proposed solutions make it possible to ensure a high completeness of fuel combustion in a wide range of GTE operation modes, as well as to ensure the life characteristics of the stabilizer.

Claims

1. The flame stabilizer of the front device of the combustion chamber of a gas turbine engine, located at the outlet of the mixing channel of the burner module, containing a conical surface with holes for supplying pilot gaseous fuel, forming the inner surface of the flame stabilizer and hollow U-shaped petals of flame stabilization, equally spaced around the circumference of the flame stabilizer and forming the outer surface of the flame stabilizer, characterized in that the conical surface is made with outer and inner sides, the inner side is folded, the pilot gaseous fuel supply holes are equally located at the end of the conical surface of the stabilizer, while their number is 2N, where N is the number of stabilizer petals, additionally, the cooling of the hollow U-shaped petals of the flame stabilization and the conical surface is organized, and the outer side of the conical surface and the hollow U-shaped petals of the flame stabilizer are cooled are fed through the holes with the air-fuel mixture, the diameter of the holes for supplying the air-fuel mixture for cooling the outer conical surface and hollow U-shaped petals is made in the range from 0.6 to 1.5 mm.

2. The flame stabilizer according to claim 1, characterized in that the inner folded surface contains convex and concave elements.