RU2806421C1 - Камера сгорания газотурбинной установки с организацией горения в противоточном закрученном потоке - Google Patents
Камера сгорания газотурбинной установки с организацией горения в противоточном закрученном потоке Download PDFInfo
- Publication number
- RU2806421C1 RU2806421C1 RU2022135071A RU2022135071A RU2806421C1 RU 2806421 C1 RU2806421 C1 RU 2806421C1 RU 2022135071 A RU2022135071 A RU 2022135071A RU 2022135071 A RU2022135071 A RU 2022135071A RU 2806421 C1 RU2806421 C1 RU 2806421C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- combustion
- chambers
- gas turbine
- physico
- Prior art date
Links
Abstract
Изобретение относится к устройствам подготовки и сжигания многокомпонентных топливных смесей в камерах сгорания газотурбинных энергетических установок в широком диапазоне рабочих режимов. Камера сгорания газотурбинной установки с организацией горения в противоточном закрученном потоке содержит входное отверстие, кольцевую полость, внутренний и наружный корпус камеры сгорания, верхнюю и нижнюю оболочки жаровой трубы, переднюю стенку камеры сгорания, предкамеры, закручивающие аппараты, свечи зажигания. Содержит предкамеры с областью стабилизации пламени, в предкамерах с областью стабилизации пламени для обеспечения устойчивости физико-химической реакции находится торовая область осерадиальной криволинейной торцевой стенки, в передней стенке жаровой трубы выполнен охлаждающий дефлектор с нерегулярной системой каналов. Камера сгорания содержит две независимые системы распределенной подачи топлива. Технический результат изобретения - исключение вероятности прогара конструктивных элементов предкамер, снижение коэффициента потерь полного давления в предкамерах, расширение газодинамического диапазона устойчивости физико-химической реакции, расширение границ устойчивости физико-химической реакции по соотношению массовых долей компонентов топлива и окислителя. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Изобретение относится к устройствам подготовки и сжигания многокомпонентных топливных смесей в камерах сгорания газотурбинных энергетических установок в широком диапазоне рабочих режимов.
Известна жаровая труба кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя RU 2164323 C2 12.03.1997 МПК F23R 3/46, относящаяся к устройствам сжигания топлива в области энергетики. Изобретение содержит камеру сгорания, сопло, завихритель, устройство подачи топлива, запальное устройство.
Недостатком жаровая труба кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя является узкий диапазон воспламенения по коэффициенту избытка воздуха, низкий уровень гомогенизации топливовоздушной смеси в области топливовоздушных горелок, высокий уровень выбросов NOx.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому устройству является кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя RU 2624682 C1 05.07.2016 МПК F23R 3/46 (2006.01), F23R 3/30 (2006.01), которая относится к области машиностроения, а именно к воздушно-реактивным двигателям. Изобретение содержит входное отверстие, кольцевую полость, внутренний и наружный корпус камеры сгорания, верхнюю и нижнюю оболочки жаровой трубы, переднюю стенку камеры сгорания, предкамеры, закручивающие аппараты.
Недостатком наиболее близкой по технической сущности конструкции является высокая вероятность прогара конструктивных элементов, расположенных в проточной части предкамер; большие значения коэффициента потерь полного давления в предкамерах; узкий диапазон режимов работы предкамер по коэффициенту избытка воздуха; возможность перегрева стенок выходного канала предкамер; отсутствие возможности работы камеры сгорания на топливах различного элементного состава фазового состояния.
Техническим результатом изобретения является исключение вероятности прогара конструктивных элементов предкамер; снижение коэффициента потерь полного давления в предкамерах; расширение газодинамического диапазона устойчивости физико-химической реакции; расширение границ устойчивости физико-химической реакции по соотношению массовых долей компонентов топлива и окислителя; повышение эффективности охлаждения стенок выходного канала на режимах стехиометрического соотношения компонентов топливовоздушной смеси и частичного избытка топлива; обеспечение возможности работы камеры сгорания на топливах различного элементного состава фазового состояния.
Технический результат достигается тем, что камера сгорания газотурбинной установки с организацией горения в противоточном закрученном потоке содержащая входное отверстие, кольцевую полость, внутренний и наружный корпус камеры сгорания, верхнюю и нижнюю оболочки жаровой трубы, переднюю стенку камеры сгорания, предкамеры, закручивающие аппараты, свечи зажигания содержит предкамеры с областью стабилизации пламени; в предкамерах с областью стабилизации пламени для обеспечения устойчивости физико-химической реакции находится торовая область осерадиальной криволинейной торцевой стенки; в передней стенке жаровой трубы выполнен охлаждающий дефлектор с нерегулярной системой каналов; камера сгорания газотурбинной установки с организацией горения в противоточном закрученном потоке содержит две независимых системы распределенной подачи топлива.
В целях расширения газодинамического диапазона устойчивости физико-химической реакции и расширение границ устойчивости физико-химической реакции по соотношению массовых долей компонентов топлива и окислителя достигается тем, что в предкамерах с областью стабилизации пламени находится спрофилированная в форме секторов круга область осерадиальной криволинейной торцевой стенки; повышение эффективности охлаждения стенок выходного канала на режимах стехиометрического соотношения компонентов топливовоздушной смеси и частичного избытка топлива обеспечивается тем, что в передней стенке жаровой трубы выполнен охлаждающий дефлектор с нерегулярной системой каналов; обеспечение возможности одновременной работы камеры сгорания на топливах различного элементного состава фазового состояния достигается тем, что выполнено две независимых системы распределенной подачи топлива.
Краткое описание чертежей
Фиг.1 – Продольный разрез камеры сгорания газотурбинной установки с организацией горения в противоточном закрученном потоке;
Фиг.2 – Вид А с поперечного разреза с фиг.1, на котором представлена компоновка предкамер (на Фиг. – без заливки сечения) и предкамер с областью стабилизации пламени (на Фиг. – с заливкой сечения);
Фиг. 3 – Разрез Б-Б – поперечное сечение предкамер в области закручивающего аппарата;
Фиг. 4 – вид В – охлаждающий дефлектор с нерегулярной системой каналов.
Камера сгорания газотурбинной установки с организацией горения в противоточном закрученном потоке содержит преддиффузор 1, ограниченный двумя кольцевыми поверхностями, соединенными с внутренним 3 и наружным 4 корпусами камеры сгорания, которые образуют входное отверстие 2; полусферический обтекатель 5; верхний кольцевой канал охлаждающего воздуха 6, образованный наружным 4 корпусом камеры сгорания и верхней оболочкой 7 жаровой трубы; нижний кольцевой канал охлаждающего воздуха 8, образованный внутренним 3 корпусом камеры сгорания и нижней оболочкой 9 жаровой трубы; предкамеры 10 и предкамеры с областью стабилизации пламени 11, расположенные в передней стенке 27 с охлаждающим дефлектором жаровой трубы; каналы охлаждения 12 расположенные между корпусом охлаждающего канала 13 и цилиндрическими участками 14 предкамер 10 и предкамер со стабилизацией пламени 11, и выполненные соосно цилиндрическим участкам 14 предкамер 10 и предкамер со стабилизацией пламени 11; направляющие лопатки 15, расположенные в проточной части каналов охлаждения 12; закручивающий аппарат 16, ограниченный цилиндрическими участками 14 предкамер 10 и предкамер со стабилизацией пламени 11 и выходными каналами 25; область смешения 17 компонентов топливовоздушной смеси, ограниченную крышкой корпуса в предкамерах 10 или спрофилированная в форме секторов круга торовой областью 20 осерадиальной криволинейной торцевой стенки 19 в предкамерах 11; форсунки 21, расположенные на осях предкамер, в которые подается топливо из коллекторов 22-24; жаровую трубу 26.
Камера сгорания газотурбинной установки с организацией горения в противоточном закрученном потоке работает следующим образом: поток воздуха с компрессора подается через преддиффузор 1 в входное отверстие 2 между внутренним 3 и наружным 4 корпусами камеры сгорания, где после обтекания полусферического обтекателя 5 разделяется на три части. Одна часть потока попадает в верхний кольцевой канал охлаждающего воздуха 6, образованный наружным 4 корпусом камеры сгорания и верхней оболочкой 7 жаровой трубы. Вторая часть потока попадает в нижний кольцевой канал охлаждающего воздуха 8, образованный внутренним 3 корпусом камеры сгорания и нижней оболочкой 9 жаровой трубы. Третья часть потока попадает в предкамеры 10 и предкамеры со стабилизацией пламени 11 через кольцевые каналы охлаждения 12, расположенные между корпусом охлаждающего канала 13 и цилиндрическими участками 14 предкамер 10 и предкамер со стабилизацией пламени 11. В пространстве каналов охлаждения 12, расположены направляющие лопатки 15, предназначенные для сообщения потоку окружной компоненты скорости. Далее поток через закручивающий аппарат 16 попадает в область взаимодействия компонентов и под действием градиента давления и центробежной силы движется по периферии в область смешения 17 компонентов топливовоздушной смеси, ограниченную полусферической крышкой 18 корпуса предкамеры 10. В предкамерах 11 область смешения компонентов топлива и окислителя 17 также является областью стабилизации пламени, спрофилированная в форме секторов круга торовой областью 20 осерадиальной криволинейной торцевой стенки 19, где происходит снижение значений компонентов вектора скорости потока и повышение величины статического давления, что обеспечивает газодинамическую устойчивость пламени и возможность стабилизации физико-химической реакции в широком диапазоне бедных и богатых режимов по коэффициенту избытка воздуха, значительно превышающих диапазон 0,6 - 1. Топливо подается в зону смешения из форсунок 21, куда поступает из коллекторов 22-24, разделенных на 2 независимые системы, что позволяет обеспечить возможность работы камеры сгорания на топливах различного элементного состава фазового состояния в широком диапазоне режимов устойчивой физико-химической реакции. Через коллектор 22 поток топлива подается в предкамеры 11 с областью стабилизации пламени. Через коллекторы 23,24, которые сообщаются между собой, топливо попадает в предкамеры 10. Поток взаимодействующих компонентов движется в направлении выходных каналов 25 в приосевой области в противоток закрученному периферийному течению. На срезе выходных каналов 25, реагирующая топливовоздушная смесь попадает во внутреннее пространство жаровой трубы 26, где разбавляется потоком воздуха, подающимся через переднюю стенку 27 с охлаждающим дефлектором, воспламеняется от источника воспламенения, формируя факел продуктов сгорания. Охлаждающий дефлектор в передней стенке 27 выполнен с нерегулярной по радиусу системой каналов, таким образом, чтобы обеспечить высокую эффективность пленочного охлаждения наружных стенок выходных каналов 25, верхней 7 и нижней 9 оболочек жаровой трубы.
Claims (2)
1. Камера сгорания газотурбинной установки с организацией горения в противоточном закрученном потоке содержащая входное отверстие, кольцевую полость, внутренний и наружный корпус камеры сгорания, верхнюю и нижнюю оболочки жаровой трубы, переднюю стенку камеры сгорания, предкамеры, закручивающие аппараты, свечи зажигания, отличающаяся тем, что содержит предкамеры с областью стабилизации пламени, в предкамерах с областью стабилизации пламени для обеспечения устойчивости физико-химической реакции находится торовая область осерадиальной криволинейной торцевой стенки, в передней стенке жаровой трубы выполнен охлаждающий дефлектор с нерегулярной системой каналов.
2. Камера сгорания газотурбинной установки с организацией горения в противоточном закрученном потоке по п.1, отличающаяся тем, что содержит две независимые системы распределенной подачи топлива.
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2806421C1 true RU2806421C1 (ru) | 2023-10-31 |
Family
ID=
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5816049A (en) * | 1997-01-02 | 1998-10-06 | General Electric Company | Dual fuel mixer for gas turbine combustor |
| RU2256850C1 (ru) * | 2004-08-16 | 2005-07-20 | Общество с ограниченной ответственностью "ИТЛАН" | Устройство для сжигания топлива |
| RU2624682C1 (ru) * | 2016-07-05 | 2017-07-05 | Новиков Илья Николаевич | Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя и способ осуществления рабочего процесса |
| RU2760607C1 (ru) * | 2021-04-23 | 2021-11-29 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева" | Энергоэффективное микрофакельное горелочное устройство |
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5816049A (en) * | 1997-01-02 | 1998-10-06 | General Electric Company | Dual fuel mixer for gas turbine combustor |
| RU2256850C1 (ru) * | 2004-08-16 | 2005-07-20 | Общество с ограниченной ответственностью "ИТЛАН" | Устройство для сжигания топлива |
| RU2624682C1 (ru) * | 2016-07-05 | 2017-07-05 | Новиков Илья Николаевич | Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя и способ осуществления рабочего процесса |
| RU2760607C1 (ru) * | 2021-04-23 | 2021-11-29 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева" | Энергоэффективное микрофакельное горелочное устройство |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4112676A (en) | Hybrid combustor with staged injection of pre-mixed fuel | |
| US6889495B2 (en) | Gas turbine combustor | |
| US5408825A (en) | Dual fuel gas turbine combustor | |
| US4160640A (en) | Method of fuel burning in combustion chambers and annular combustion chamber for carrying same into effect | |
| US5400587A (en) | Gas turbine annular combustion chamber having radially displaced groups of oppositely swirling burners. | |
| US4067190A (en) | Catalytic gas turbine combustor with a fuel-air premix chamber | |
| JPH09501486A (ja) | 燃料噴射装置及び該燃料噴射装置の運転方法 | |
| US11970994B2 (en) | Engine with rotating detonation combustion system | |
| RU2626887C2 (ru) | Тангенциальная кольцевая камера сгорания с предварительно смешанным топливом и воздухом для использования в газотурбинных двигателях | |
| US3808802A (en) | Vortex combustor | |
| RU2619673C2 (ru) | Способ смешивания вступающих в реакцию горения веществ для камеры сгорания газотурбинного двигателя | |
| US20210190320A1 (en) | Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor | |
| US3653207A (en) | High fuel injection density combustion chamber for a gas turbine engine | |
| KR100679596B1 (ko) | 연소기,연소기구조체,및연료및공기혼합튜브 | |
| US5473882A (en) | Combustion apparatus for a gas turbine having separate combustion and vaporization zones | |
| RU2806421C1 (ru) | Камера сгорания газотурбинной установки с организацией горения в противоточном закрученном потоке | |
| RU2111416C1 (ru) | Камера сгорания газовой турбины энергетической установки | |
| CN110168205B (zh) | 燃气涡轮发动机 | |
| JPH08261465A (ja) | ガスタービン | |
| RU2121113C1 (ru) | Камера сгорания газовой турбины | |
| RU2196940C1 (ru) | Способ и устройство для сжигания топлива | |
| RU2624682C1 (ru) | Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя и способ осуществления рабочего процесса | |
| RU2098719C1 (ru) | Камера сгорания газовой турбины энергетической установки | |
| EP3418638B1 (en) | Combustor with heat exchanger | |
| RU2779123C1 (ru) | Противоточная вихревая горелка |