RU86280U1 - FUEL COMBUSTION DEVICE IN COMBUSTION CHAMBER - Google Patents
FUEL COMBUSTION DEVICE IN COMBUSTION CHAMBER Download PDFInfo
- Publication number
- RU86280U1 RU86280U1 RU2009113274/22U RU2009113274U RU86280U1 RU 86280 U1 RU86280 U1 RU 86280U1 RU 2009113274/22 U RU2009113274/22 U RU 2009113274/22U RU 2009113274 U RU2009113274 U RU 2009113274U RU 86280 U1 RU86280 U1 RU 86280U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- channel
- wall
- air
- edge
- Prior art date
Links
Abstract
1. Устройство сжигания топлива в камере сгорания, содержащее систему подачи жидкого топлива, состоящую из вспомогательного и основного контуров, и сопряженных с ними воздушных каналов, где вспомогательный контур включает аксиальный топливный канал с магистралью подвода топлива на входе, завихрителем внутри и суживающимся соплом на выходе, и коаксиально размещенный относительно аксиального топливного канала, сопряженный с ним через стенку с острой кромкой на выходе воздушный внутренний суживающийся канал с лопаточным завихрителем внутри, а основной контур включает коаксиально расположенный над воздушным внутренним каналом, сопряженный с ним через стенку с острой кромкой на выходе топливный внешний суживающийся канал с магистралью подвода топлива на входе и завихрителем внутри, а, кроме того, коаксиально расположенный над топливным внешним каналом, сопряженный с ним через стенку с острой кромкой на выходе, воздушный внешний суживающийся канал с лопаточным завихрителем внутри, ограниченный наружной стенкой с острой кромкой на выходе, причем закрутка завихрителей воздушных каналов и завихрителей топливных каналов направлена в одну сторону, отличающееся тем, что выступ выходной кромки наружной стенки воздушного внутреннего канала относительно выходной кромки стенки аксиального топливного канала и выступ выходной кромки наружной стенки воздушного внешнего канала относительно выходной кромки наружной стенки топливного внешнего канала в прямоугольной системе координат на плоскости определяются уравнением ! X=Y·ctgα, ! где X - выступ выходной кромки наружной стенки отдельного воздушного канала относит1. A device for burning fuel in a combustion chamber, comprising a liquid fuel supply system consisting of an auxiliary and a main circuit and associated air channels, where the auxiliary circuit includes an axial fuel channel with a fuel supply line at the inlet, a swirl inside and a tapering nozzle at the exit , and coaxially placed relative to the axial fuel channel, paired with it through a wall with a sharp edge at the outlet, an air inner tapering channel with a blade vortex inside ri, and the main circuit includes a fuel external tapering channel, coaxially located above the air inner channel, connected to it through a wall with a sharp edge at the exit, with a fuel supply line at the inlet and a swirl inside, and, in addition, coaxially located above the fuel external channel, with it through a wall with a sharp edge at the exit, an air external tapering channel with a blade vortex inside, bounded by an external wall with a sharp edge at the exit, and swirling the swirls of stuffy channels and swirls of fuel channels is directed in one direction, characterized in that the protrusion of the output edge of the outer wall of the air inner channel relative to the output edge of the wall of the axial fuel channel and the protrusion of the output edge of the outer wall of the air external channel relative to the output edge of the outer wall of the fuel external channel in a rectangular system coordinates on the plane are determined by the equation! X = Y · ctgα,! where X is the protrusion of the output edge of the outer wall of a separate air channel relates
Description
Полезная модель относится к устройствам с непосредственным впрыскиванием жидкого углеводородного топлива в капельном состоянии в камеру сгорания (КС) газотурбинного двигателя (ГТД) и подготовкой топливовоздушной смеси (ТВС) для сжигания в зоне горения с помощью воздуха. Устройство может быть использовано в теплоэнергетических установках различных типов, в том числе со сжиганием топлива нормальной или повышенной вязкости, например реактивного или дизельного.The utility model relates to devices with direct injection of liquid hydrocarbon fuel in a dropping state into the combustion chamber (CS) of a gas turbine engine (GTE) and preparation of a fuel-air mixture (FA) for combustion in the combustion zone using air. The device can be used in various types of thermal power plants, including the burning of fuel of normal or high viscosity, such as jet or diesel.
В настоящее время актуальной задачей является создание камер сгорания ГТД и наземных газотурбинных установок (ГТУ), которые могут работать на топливах с повышенной вязкостью при сохранении низкого уровня эмиссии вредных веществ. Это связано с замедлением темпов и удорожанием добычи нефти. В качестве альтернативы реактивным топливам могут рассматриваться топлива с повышенной вязкостью такие как, например, дизельные и судовые топлива, имеющие больший объем и меньшую стоимость производства, чем топлива для реактивных двигателей.Currently, the urgent task is to create gas turbine combustion chambers and ground gas turbine units (GTU), which can operate on fuels with high viscosity while maintaining a low level of emission of harmful substances. This is due to a slowdown and higher oil production. As an alternative to jet fuels, high viscosity fuels such as, for example, diesel and marine fuels having a larger volume and lower production cost than jet fuels can be considered.
Стандартное авиационное топливо (например, керосин марки ТС-1 по ГОСТ 10227-86 «Топлива для реактивных двигателей») имеет кинематическую вязкость при плюс 20°C от 1,25 до 1,30 мм2/с (сСт). Дизельное топливо по ГОСТ 305-82 «Топливо дизельное» имеет кинематическую вязкость при плюс 20°C от 3,0 до 6,0 мм2/с (летнее) и от 1,8 до 5,0 мм2/с (зимнее). В этих стандартах указано повышенное содержание, практически в десять раз, наличия смол в дизельном топливе по сравнению с топливом для реактивных двигателей. Концентрация смол, мг на 100 см3 для топлива ТС-1 составляет от 3 до 5, а для дизельного топлива от 30 до 40. Чтобы топливо легко прокачивалось по системе питания, вязкость его при минус 40°C не должна превышать 16 сСт. В настоящее время также действует постановление Правительства РФ №118 от 27.02.2008 - технический регламент «О требованиях к автомобильному и авиационному бензину, дизельному и судовому топливу, топливу для реактивных двигателей и топочному мазуту». Следовательно, необходимо обеспечить беспрепятствованную прокачиваемость топлива с повышенной вязкостью через систему питания двигателя в заданном температурном диапазоне.Standard aviation fuel (for example, TS-1 brand kerosene according to GOST 10227-86 “Fuel for jet engines”) has a kinematic viscosity at plus 20 ° C from 1.25 to 1.30 mm 2 / s (cSt). Diesel fuel according to GOST 305-82 “Diesel fuel” has a kinematic viscosity at plus 20 ° C from 3.0 to 6.0 mm 2 / s (summer) and from 1.8 to 5.0 mm 2 / s (winter) . These standards indicate an increased content, almost ten times, of the presence of resins in diesel fuel compared with jet fuel. The concentration of resins, mg per 100 cm 3 for TC-1 fuel is from 3 to 5, and for diesel fuel from 30 to 40. For fuel to be easily pumped through the power supply system, its viscosity at minus 40 ° C should not exceed 16 cSt. Currently, the Government of the Russian Federation is also in effect No. 118 dated 02.27.2008 - the technical regulation “On requirements for automobile and aviation gasoline, diesel and marine fuel, jet engine fuel and heating oil”. Therefore, it is necessary to ensure unimpeded pumpability of fuel with high viscosity through the engine power system in a given temperature range.
В то же время, ухудшение экологического состояния окружающей среды и ужесточение норм на вредные выбросы требуют разработки экологически «чистых» камер сгорания ГТД и ГТУ, что обязывает разработчиков совершенствовать процессы распыла жидкого топлива в камеры сгорания и процессы гомогенизации ТВС.At the same time, the deterioration of the ecological state of the environment and the tightening of standards for harmful emissions require the development of ecologically “clean” combustion chambers for gas turbine engines and gas turbines, which obliges developers to improve the processes of spraying liquid fuel into combustion chambers and the homogenization processes of fuel assemblies.
Кроме того при разработке КС, работающих на дизельном топливе важнейшими задачами являются надежность, воспламеняемость ТВС и обеспечение заданного ресурса при сохранении уровня эмиссии вредных веществ заданных для реактивных топлив. Основное внимание здесь уделяется снижению в продуктах сгорания оксидов азота (NOx), монооксида углерода (CO), несгоревших углеводородов (UHC) и снижению дымления (сажеобразования). Эмиссия этих веществ характерна для любой тепловой машины, работающей на природном топливе. При создании низкоэмисионных камер сгорания основной проблемой является достижение эффективного предварительного смешения топлива с воздухом и организация устойчивого горения бедных смесей. Например, генерация оксидов азота по основному, термическому механизму Зельдовича, сильно зависит от температуры в зоне горения Тзг и при ее значении, меньшем 1730К становится практически несущественной. В этом диапазоне температур (Тзг<1730К) индекс эмиссии оксидов азота очень слабо зависит от времени пребывания газа в камере сгорания.In addition, when developing CS working on diesel fuel, the most important tasks are reliability, flammability of fuel assemblies and providing a given resource while maintaining the level of emission of harmful substances specified for jet fuels. The main focus here is on reducing nitrogen oxides (NO x ), carbon monoxide (CO), unburned hydrocarbons (UHC) in products of combustion and reducing smoke (soot formation). The emission of these substances is characteristic of any heat engine running on fossil fuels. When creating low-emission combustion chambers, the main problem is to achieve effective preliminary mixing of fuel with air and the organization of sustainable combustion of poor mixtures. For example, the generation of nitrogen oxides by the basic thermal mechanism of Zel'dovich strongly depends on the temperature in the combustion zone T zg and with its value less than 1730 K becomes practically insignificant. In this temperature range (T sr <1730K) NOx emission index is very weakly dependent on the residence time of combustion gas in the chamber.
Одним из путей снижения вредных выбросов, например, авиационными камерами сгорания является использование камер, в которых горение происходит в двух зонах: вспомогательной (пилотной) и основной. В первой организуется горение богатой ТВС, во второй - бедной гомогенной. Зоны могут располагаться последовательно или параллельно.One of the ways to reduce harmful emissions, for example, by aviation combustion chambers, is to use chambers in which combustion occurs in two zones: auxiliary (pilot) and primary. In the first, combustion of rich fuel assemblies is organized; in the second, poor homogeneous. Zones can be sequential or parallel.
Однако использование пилотной зоны, в которой горение происходит по диффузионному механизму, существенно увеличивает эмиссию оксидов азота. В камерах сгорания авиационных двигателей, где время пребывания газа мало (≈ 7 мс), избавится от пилотной, постоянно работающей диффузионной зоны горения, без ущерба для устойчивого воспламенения, горения ТВС и полноты ее сгорания не удается.However, the use of the pilot zone, in which combustion occurs according to the diffusion mechanism, significantly increases the emission of nitrogen oxides. In the combustion chambers of aircraft engines, where the gas residence time is short (≈ 7 ms), it is not possible to get rid of the pilot, constantly operating diffusion combustion zone, without prejudice to the stable ignition, combustion of fuel assemblies and the completeness of its combustion.
Для КС наземных ГТУ указанные проблемы со стабилизацией и полнотой сгорания бедной ТВС можно решить за счет увеличения объема камеры сгорания и увеличения размера зоны стабилизации пламени в ней, уменьшения скорости течения смеси.For SC ground-based gas turbines, these problems with stabilization and completeness of combustion of poor fuel assemblies can be solved by increasing the volume of the combustion chamber and increasing the size of the flame stabilization zone in it, and reducing the flow rate of the mixture.
Для обеспечения снижения уровня эмиссии загрязняющих веществ в продуктах сгорания камер авиационных ГТД и наземных ГТУ основной проблемой оказывается достижение эффективного предварительного смешения топлива с воздухом перед сгоранием (гомогенизация ТВС).To ensure the reduction of the level of pollutant emissions in the combustion products of aircraft gas turbine engine chambers and ground gas turbine engines, the main problem is to achieve effective preliminary mixing of fuel with air before combustion (fuel assembly homogenization).
Известна топливовоздушная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя (Авторское свидетельство СССР №1166568 A, F23R 3/24, 22.03.1984). Горелка содержит центральный воздушный канал с завихрителем воздуха и пусковой топливной форсункой, кольцевой воздушный канал с завихрителем воздуха и рабочую топливную форсунку с выходными отверстиями. Горелка снабжена вторым кольцевым каналом с камерой смешения, завхрителем и выходным соплом. Сопло расположено между центральным и первым кольцевыми каналами, а рабочая форсунка расположена на входе второго канала. Топливовоздушная горелка позволяет повысить полноту сгорания топлива, улучшить устойчивость горения и снизить выбросы токсичных веществ. Однако при такой конструкции горелки топливо повышенной вязкости, не успевшее смешаться с воздушными потоками в центральном и в кольцевом каналах, оседает на стенках каналов и в виде струй подается в КС. Энергии воздушных потоков в камере сгорания не хватает, чтобы смешать топливо в струях с воздухом в достаточной мере.Known air-fuel burner of the combustion chamber of a gas turbine engine (USSR Author's Certificate No. 1166568 A, F23R 3/24, 03/22/1984). The burner contains a central air channel with a swirl of air and a starting fuel nozzle, an annular air channel with a swirl of air and a working fuel nozzle with outlet openings. The burner is equipped with a second annular channel with a mixing chamber, a sweeper and an outlet nozzle. The nozzle is located between the central and first annular channels, and the working nozzle is located at the inlet of the second channel. Air-fuel burner allows to increase the completeness of fuel combustion, improve combustion stability and reduce emissions of toxic substances. However, with this design of the burner, fuel of high viscosity, which has not had time to mix with the air flows in the central and annular channels, settles on the walls of the channels and is supplied to the compressor station in the form of jets. The energy of the air flows in the combustion chamber is not enough to mix the fuel in the jets with air sufficiently.
Известен способ и устройство перемешивания топлива для уменьшения эмиссии вредных выбросов из камеры сгорания (Патент США №6,484,489 B1, F02C 7/26, Nov. 26.2002) фирмы General Electric Company (US). Камера сгорания устройства выполнена с высокой эффективностью горения, низкой эмиссией окиси углерода, окиси азота и дымления на всех режимах работы ГТД. Камера сгорания содержит смесительный узел состоящий из вспомогательного и основного смесителей. Вспомогательный смеситель имеет вспомогательную топливную форсунку, по меньшей мере, один завихритель и разделитель воздуха. Основной смеситель расположен вокруг вспомогательного смесителя. Каналы для подачи топлива и завихрители воздуха расположены перед отверстиями для впрыска топлива. При работе на режиме малого газа вспомогательный смеситель аэродинамически изолирован от основного смесителя и через основной смеситель подается только воздух. С увеличением мощности двигателя топливо подается в основной смеситель, а завихритель основного смесителя смешивает топливо с воздухом для обеспечения равномерного распределения по окружности и горения. ТВС равномерно распределяется внутри КС, что способствует полному сгоранию топлива и снижению выброса окиси азота на максимальном режиме работы ГТД. Однако одноступенчатый распыл струй топлива повышенной вязкости через основной смеситель не способствует приготовлению однородной мелкораспыленной ТВС.A known method and device for mixing fuel to reduce the emission of harmful emissions from the combustion chamber (US Patent No. 6,484,489 B1, F02C 7/26, Nov. 26.2002) by General Electric Company (US). The combustion chamber of the device is made with high combustion efficiency, low emission of carbon monoxide, nitric oxide and smoke in all modes of operation of the gas turbine engine. The combustion chamber contains a mixing unit consisting of auxiliary and main mixers. The auxiliary mixer has an auxiliary fuel nozzle, at least one swirler and an air separator. The main mixer is located around the auxiliary mixer. Fuel channels and air swirls are located in front of the fuel injection holes. When operating in the low-gas mode, the auxiliary mixer is aerodynamically isolated from the main mixer and only air is supplied through the main mixer. With an increase in engine power, fuel is supplied to the main mixer, and the swirl of the main mixer mixes the fuel with air to ensure uniform distribution around the circumference and combustion. A fuel assembly is evenly distributed inside a compressor assembly, which contributes to complete combustion of fuel and a decrease in the emission of nitric oxide at the maximum operation mode of a gas turbine engine. However, a single-stage spray of high viscosity fuel jets through the main mixer does not contribute to the preparation of a homogeneous finely atomized fuel assembly.
Известна форсунка с очищающим коллектором (Патент США №6073436, F02C 7/26, 13.06.2000) фирмы Rolls-Royce plc, London (GB). Форсунка состоит из двух завихрителей, окружающих основное топливное сопло и пилотное топливное сопло. Основное топливо дробится и смешивается с закрученным воздухом на выходе из цилиндрического канала. При этом внешний воздушный завихритель лишь предотвращает вылет полидисперсных капель за границу факела и не участвует в интенсивном перемешивании из-за своей удаленности от кромки распыливания топлива. Пилотное топливо дробится и смешивается с закрученным воздушным потоком внутри цилиндрического канала. Такое расположение точки впрыска пилотного топлива может повысить коэффициент перемешивания смеси, но с другой стороны повышает риск нагарообразования более вязкого топлива на внутренней поверхности цилиндрического канала и создает опасность проскока пламени по оси и поверхностям форсунки.Known nozzle with a cleaning manifold (US Patent No. 6073436, F02C 7/26, 06/13/2000) company Rolls-Royce plc, London (GB). The nozzle consists of two swirlers surrounding the main fuel nozzle and the pilot fuel nozzle. The main fuel is crushed and mixed with swirling air at the outlet of the cylindrical channel. In this case, the external air swirl only prevents the dispersion of polydispersed droplets beyond the border of the torch and does not participate in intensive mixing due to its distance from the edge of the atomization of fuel. Pilot fuel is crushed and mixed with swirling air flow inside a cylindrical channel. Such an arrangement of the injection point of the pilot fuel can increase the mixing coefficient of the mixture, but on the other hand increases the risk of carbon formation of a more viscous fuel on the inner surface of the cylindrical channel and creates a danger of flame leakage along the axis and surfaces of the nozzle.
Наиболее близким аналогом по назначению и конструкции, что и заявляемое техническое решение является двухканальное по топливу устройство с двумя подводами воздуха (Патент США №6715292, F02С 7/22, 06.04.2004). Устройство для сжигания топлива в камере сгорания ГТД содержит систему подачи жидкого топлива, состоящую из вспомогательного и основного контуров, и сопряженных с ними воздушных каналов. Вспомогательный контур включает аксиальный топливный канал с магистралью подвода топлива на входе, завихрителем внутри и суживающимся соплом на выходе. Относительно аксиального топливного канала коаксиально размещен, связанный с ним через стенку с острой кромкой на выходе, воздушный внутренний суживающийся канал с лопаточным завихрителем внутри. Основной контур включает коаксиально расположенный над воздушным внутренним каналом, связанный с ним через стенку с острой кромкой на выходе, топливный внешний суживающийся канал с магистралью подвода топлива на входе и завихрителем внутри. Кроме того, над топливным внешним каналом коаксиально расположен, связанный с ним через стенку с острой кромкой на выходе, воздушный внешний суживающийся канал. Воздушный внешний канал снабжен лопаточным завихрителем внутри и ограничен наружной стенкой с острой кромкой на выходе. Закрутка завихрителей воздушных каналов и завихрителей топливных каналов направлена в одну сторону. Устройство позволяет повысить полноту сгорания топлива, улучшить устойчивость горения и снизить выбросы токсичных веществ. Однако при такой конструкции устройства, для топлива повышенной вязкости, энергии воздушных потоков, которые подают в КС через горелку недостаточно, чтобы распылить топливо до удовлетворительной мелкости капель и смешать капли топлива в струях с воздухом в достаточной мере.The closest analogue in designation and design, as the claimed technical solution is a two-channel fuel device with two air supplies (US Patent No. 6715292, F02C 7/22, 04/06/2004). A device for burning fuel in a combustion chamber of a gas turbine engine comprises a liquid fuel supply system consisting of auxiliary and main circuits, and associated air channels. The auxiliary circuit includes an axial fuel channel with a fuel supply line at the inlet, a swirl inside and a tapering nozzle at the exit. A relatively axial fuel channel is coaxially placed, connected through it through a wall with a sharp edge at the outlet, an air inner tapering channel with a blade vortex inside. The main circuit includes a coaxial located above the air inner channel, connected to it through the wall with a sharp edge at the exit, the fuel outer narrowing channel with the fuel supply line at the inlet and the swirl inside. In addition, an air external tapering channel is coaxially located above the fuel external channel, connected with it through a wall with a sharp edge at the outlet. The external air channel is equipped with a blade swirl inside and is limited by the outer wall with a sharp edge at the outlet. The swirling of air channel swirls and fuel channel swirls is directed in one direction. The device allows to increase the completeness of fuel combustion, improve combustion stability and reduce emissions of toxic substances. However, with this design of the device, for fuel of high viscosity, the energy of the air flows that are supplied to the compressor through the burner is not enough to spray the fuel to a satisfactory fineness of the droplets and mix the droplets of fuel in the jets with air sufficiently.
В основу полезной модели положено решение следующих задач для авиационных ГТД и наземных ГТУ:The utility model is based on solving the following problems for aviation gas turbine engines and ground gas turbines:
- разработка устройства сжигания топлива в камерах сгорания, работающих на топливах нормальной и повышенной вязкости, например реактивном или дизельном, которое обеспечивает основные показатели и характеристики камер сгорания не ниже показателей камер сгорания работающих только на топливах для реактивных двигателей;- development of a device for burning fuel in combustion chambers operating on fuels of normal and high viscosity, for example jet or diesel, which provides the basic indicators and characteristics of combustion chambers not lower than those of combustion chambers working only on fuels for jet engines;
- обеспечение эмиссии вредных веществ (NOx, CO, UHC, сажи) в продуктах сгорания топлив с повышенной вязкостью на уровне эмиссии вредных веществ в продуктах сгорания известных топлив для ГТД.- ensuring the emission of harmful substances (NO x , CO, UHC, soot) in the combustion products of fuels with high viscosity at the level of emission of harmful substances in the combustion products of known fuels for gas turbine engines.
Это достигается путем подготовки бедной предварительно перемешенной и частично испаренной ТВС к сжиганию без ущерба для топливной экономичности двигателя и ресурса работы его горячих частей. Основной проблемой остается достижение эффективного предварительного смешения топлива повышенной вязкости с воздухом (гомогенизация ТВС).This is achieved by preparing the poor pre-mixed and partially evaporated fuel assemblies for combustion without compromising the fuel economy of the engine and the service life of its hot parts. The main problem remains the achievement of effective preliminary mixing of high viscosity fuel with air (fuel assembly homogenization).
Поставленные задачи решаются тем, что устройство сжигания топлива в КС содержит систему подачи жидкого топлива, состоящую из вспомогательного и основного контуров, и сопряженных с ними воздушных каналов. Вспомогательный контур включает аксиальный топливный канал с магистралью подвода топлива на входе, завихрителем внутри и суживающимся соплом на выходе. Относительно аксиального топливного канала коаксиально размещен, сопряженный с ним через стенку с острой кромкой на выходе, воздушный внутренний суживающийся канал с лопаточным завихрителем внутри. Основной контур включает коаксиально расположенный над воздушным внутренним каналом, связанный с ним через стенку с острой кромкой на выходе, топливный внешний суживающийся канал. Топливный внешний канал содержит магистраль подвода топлива на входе и завихритель внутри. Кроме того, над топливным внешним каналом, коаксиально расположен, сопряженный с ним через стенку с острой кромкой на выходе, воздушный внешний суживающийся канал. Воздушный внешний канал содержит лопаточный завихритель внутри и ограничен наружной стенкой с острой кромкой на выходе. Закрутка завихрителей воздушных и топливных каналов направлена в одну сторону. Это, при меньшей длине КС, позволяет обеспечить необходимое время контакта для смешения закрученной топливной пелены и сопряженных с ней закрученных воздушных потоков для вспомогательного и основного контуров горелки.The tasks are solved in that the fuel combustion device in the compressor station contains a liquid fuel supply system consisting of auxiliary and main circuits, and associated air channels. The auxiliary circuit includes an axial fuel channel with a fuel supply line at the inlet, a swirl inside and a tapering nozzle at the exit. With respect to the axial fuel channel, an air inner tapering channel with a scapular swirler inside is coaxially placed, paired with it through a wall with a sharp edge at the outlet. The main circuit includes a fuel external tapering channel, coaxially located above the air inner channel, connected to it through a wall with a sharp edge at the outlet. The external fuel channel contains a fuel supply line at the inlet and a swirl inside. In addition, above the fuel external channel, an air external tapering channel, coaxially located, connected with it through a wall with a sharp edge at the exit, is coaxially located. The external air channel contains a blade vortex inside and is limited by an outer wall with a sharp edge at the outlet. The swirl of the swirls of the air and fuel channels is directed in one direction. This, with a shorter CS length, allows us to provide the necessary contact time for mixing the swirling fuel sheet and the swirling air flows associated with it for the auxiliary and main burner circuits.
Новым в устройстве является то, что выступ выходной кромки наружной стенки воздушного внутреннего канала относительно выходной кромки стенки аксиального топливного канала в прямоугольной системе координат на плоскости определяются уравнениемNew in the device is that the protrusion of the output edge of the outer wall of the air inner channel relative to the output edge of the wall of the axial fuel channel in a rectangular coordinate system on the plane is determined by the equation
где X1 - выступ выходной кромки наружной стенки отдельного воздушного канала относительно выходной кромки наружной стенки сопряженного топливного канала по оси абсцисс;where X 1 is the protrusion of the output edge of the outer wall of a separate air channel relative to the output edge of the outer wall of the conjugate fuel channel along the abscissa;
Y1 - расстояние между выходной кромкой наружной стенки отдельного воздушного канала и выходной кромкой наружной стенки сопряженного топливного канала по оси ординат;Y 1 - the distance between the output edge of the outer wall of a separate air channel and the output edge of the outer wall of the associated fuel channel along the ordinate axis;
α1 - расчетный угол раскрытия топливной пелены.α 1 - the estimated opening angle of the fuel sheet.
Выступ выходной кромки наружной стенки воздушного внешнего канала относительно выходной кромки наружной стенки топливного внешнего канала в прямоугольной системе координат на плоскости, определяемые уравнением:The protrusion of the output edge of the outer wall of the air external channel relative to the output edge of the external wall of the fuel external channel in a rectangular coordinate system on a plane, defined by the equation:
где X2 - выступ выходной кромки наружной стенки отдельного воздушного канала относительно выходной кромки наружной стенки соответствующего топливного канала по оси абсцисс;where X 2 is the protrusion of the output edge of the outer wall of a separate air channel relative to the output edge of the outer wall of the corresponding fuel channel along the abscissa;
Y2 - расстояние между выходной кромкой наружной стенки отдельного воздушного канала и выходной кромкой наружной стенки соответствующего топливного канала по оси ординат;Y 2 - the distance between the output edge of the outer wall of a separate air channel and the output edge of the outer wall of the corresponding fuel channel along the ordinate axis;
α2 - расчетный угол раскрытия топливной пелены.α 2 - the estimated opening angle of the fuel sheet.
Такое расположение кромок обеспечивает раскрытие каждой топливной пелены без касания выходных кромок воздушных каналов. Это создает условия распыла топлива с наименьшим размером капель на выходе устройства и образования гомогенной ТВС, в том числе для топлив с повышенной вязкостью.This arrangement of the edges provides the opening of each fuel sheet without touching the output edges of the air channels. This creates the conditions for the spray of fuel with the smallest droplet size at the outlet of the device and the formation of a homogeneous fuel assembly, including for fuels with high viscosity.
Существенные признаки полезной модели могут иметь развитие и уточнение.The essential features of a utility model may have development and refinement.
На торце аксиального топливного канала, вокруг выходной кромки может быть выполнена кольцевая проточка. Наличие кольцевой проточки исключает прилипание топливной пелены к торцу канала.At the end of the axial fuel channel, an annular groove can be made around the output edge. The presence of an annular groove eliminates the adhesion of the fuel sheet to the end of the channel.
Выходную кромку сопла аксиального топливного канала предпочтительно выполнять острой. Такое выполнение выходной кромки позволяет сохранять равномерность и стабильность топливной пелены.The outlet edge of the nozzle of the axial fuel channel is preferably sharp. This embodiment of the output edge allows you to maintain uniformity and stability of the fuel sheet.
Таким образом, решены поставленные в полезной модели задачи:Thus, the tasks set in the utility model are solved:
- разработано устройство сжигания топлива в камере сгорания, работающее на топливах нормальной и повышенной вязкости, например реактивном или дизельном, которое обеспечивает основные показатели и характеристики камер сгорания не ниже показателей камер сгорания работающих на топливах только для реактивных двигателей;- a device has been developed for burning fuel in the combustion chamber, operating on fuels of normal and high viscosity, for example jet or diesel, which provides the basic indicators and characteristics of combustion chambers not lower than those of combustion chambers operating on fuels only for jet engines;
- обеспечена эмиссия вредных веществ (NOx, CO, UHC, сажи) в продуктах сгорания топлив с повышенной вязкостью, например дизельном, на уровне эмиссии вредных веществ в продуктах сгорания известных топлив для реактивных двигателей.- the emission of harmful substances (NO x , CO, UHC, soot) in the combustion products of fuels with high viscosity, such as diesel, is ensured at the level of emission of harmful substances in the combustion products of known fuels for jet engines.
Настоящая полезная модель поясняется последующим подробным описанием устройства сжигания топлива с нормальной или повышенной вязкостью в камере сгорания газотурбинного двигателя и его работы со ссылкой на иллюстрации представленные на фиг.1 и фиг.2, где:The present utility model is illustrated by the following detailed description of a device for burning fuel with normal or high viscosity in the combustion chamber of a gas turbine engine and its operation with reference to the illustrations presented in FIG. 1 and FIG. 2, where:
на фиг.1 изображен продольный разрез камеры сгорания с устройством сжигания топлива;figure 1 shows a longitudinal section of a combustion chamber with a device for burning fuel;
на фиг.2 - элемент I на фиг.1.figure 2 - element I in figure 1.
Устройство для сжигания топлива с повышенной вязкостью в камере сгорания газотурбинного двигателя содержит (см. фиг.1 и 2) систему подачи жидкого топлива, состоящую из вспомогательного и основного контуров, и сопряженных с ними воздушных каналов. Вспомогательный контур включает аксиальный внутренний топливный канал 1 с магистралью 2 подвода топлива на входе, завихрителем 3 внутри, камерой 4 закручивания топлива, суживающимся участком 5 и соплом 6 на выходе. Относительно аксиального топливного канала 1, коаксиально размещен связанный с ним через стенку 7 с острой кромкой 8 на выходе воздушный внутренний суживающийся канал 9 с лопаточным завихрителем 10 внутри. Основной контур включает коаксиально расположенный над воздушным внутренним каналом 9, связанный с ним через стенку 11 с острой кромкой 12 на выходе, топливный внешний суживающийся канал 13 с магистралью 14 подвода топлива на входе и завихрителем 15 внутри. Кроме того, над топливным внешним каналом 13 коаксиально расположен, связанный с ним через стенку 16 с острой кромкой 17 на выходе, воздушный внешний суживающийся канал 18 с лопаточным завихрителем 19 внутри, ограниченный наружной стенкой 20 с острой кромкой 21 на выходе. Закрутка завихрителей 10 и 19 воздушных каналов 9 и 18 и завихрителей 3 и 15 топливных каналов 1 и 13 направлена в одну сторону. Выступ выходной кромки 12 наружной стенки 11 воздушного внутреннего канала 9 относительно выходной кромки 8 сопла 6 аксиального топливного канала 1 и выступ выходной кромки 21 наружной стенки 20 воздушного внешнего канала 18 относительно выходной кромки 17 наружной стенки 16 топливного внешнего канала 13 в прямоугольной системе координат на плоскости, определяемые уравнениями (1) и (2), обеспечивают раскрытие каждой топливной пелены без касания выходных кромок 12 и/или 21 стенок соответственно воздушных каналов 9 или 18. Такое соотношение выступов кромок 12 или 21 относительно соответственно кромок 8 и 17 создает наименьший размер капель топлива на выходе устройства сжигания топлива в камере сгорания и образует гомогенную ТВС. На торце аксиального топливного канала 1, вокруг выходной кромки 8 выполнена кольцевая проточка 22. Выходная кромка 8 сопла 6 аксиального топливного канала 1 выполнена острой. Воспламенение подготовленной ТВС осуществляют с помощью воспламенителя 23.A device for burning fuel with high viscosity in the combustion chamber of a gas turbine engine contains (see FIGS. 1 and 2) a liquid fuel supply system consisting of auxiliary and main circuits and associated air channels. The auxiliary circuit includes an axial internal fuel channel 1 with a fuel supply line 2 at the inlet, a swirler 3 inside, a fuel swirling chamber 4, a tapering section 5 and a nozzle 6 at the outlet. With respect to the axial fuel channel 1, an air inner tapering channel 9 with a blade swirler 10 inside is coaxially placed connected to it through the wall 7 with a sharp edge 8 at the outlet. The main circuit includes a coaxially located above the inner air channel 9, connected with it through the wall 11 with a sharp edge 12 at the exit, the fuel outer narrowing channel 13 with the fuel supply line 14 at the inlet and the swirler 15 inside. In addition, above the fuel external channel 13, there is coaxially located, connected to it through the wall 16 with a sharp edge 17 at the exit, an air external tapering channel 18 with a scapular swirler 19 inside, bounded by an external wall 20 with a sharp edge 21 at the exit. The swirling of the swirls 10 and 19 of the air channels 9 and 18 and swirls 3 and 15 of the fuel channels 1 and 13 is directed in one direction. The protrusion of the output edge 12 of the outer wall 11 of the air inner channel 9 relative to the output edge 8 of the nozzle 6 of the axial fuel channel 1 and the protrusion of the output edge 21 of the outer wall 20 of the air outer channel 18 relative to the output edge 17 of the outer wall 16 of the fuel outer channel 13 in a rectangular coordinate system on the plane defined by equations (1) and (2), ensure the disclosure of each fuel sheet without touching the output edges 12 and / or 21 of the walls of the air channels 9 or 18., respectively. Mok 12 or 21 relative to the edges 8 and 17, respectively, creates the smallest size of fuel droplets at the output of the fuel combustion device in the combustion chamber and forms a homogeneous fuel assembly. At the end of the axial fuel channel 1, an annular groove 22 is made around the output edge 8. The output edge 8 of the nozzle 6 of the axial fuel channel 1 is made sharp. The ignition of the prepared fuel assembly is carried out using an igniter 23.
Устройство сжигания топлива с нормальной или повышенной вязкостью в камере сгорания газотурбинного двигателя работает следующим образом. При работе используют пневматические способы обработки жидкого топлива, которые обеспечивают получение однородно перемешанной воздухом распыленной в зоне сгорания камеры пелены топлива с обеспечением малых размеров жидких капель. Здесь также достигают дополнительный выигрыш в энергетике насосов за счет низких потребных давлений подачи топлива.A device for burning fuel with normal or high viscosity in the combustion chamber of a gas turbine engine operates as follows. When using pneumatic methods of processing liquid fuel, which provide uniformly mixed with air sprayed in the combustion zone of the chamber of the fuel sheet with the provision of small sizes of liquid droplets. There is also an additional gain in pump power due to the low required fuel supply pressures.
В начальный момент времени (на режиме запуска двигателя) через устройство (см. фиг.1 и фиг.2) подают небольшой, но достаточный для работы камеры сгорания поток воздуха. В устройстве воздух проходит воздушный внутренний канал 9 с завихрителем 10 и внешний канал 18 с завихрителем 19. На режиме запуска топливо через магистраль 2 подают только в аксиальный канал 1. В канале 1 топливо закручивают шнековым завихрителем 3 и через камеру закручивания 4, а затем суживающуюся часть 5 сопла 6 подают в зону горения КС. На кромке 8 сопла 6 поток топлива раскрывается в коническую пелену, не прилипающую к торцу канала 1 за счет кольцевой проточки 22. Срываясь с острой кромки 8 сопла 6, равномерная топливная пелена распадается на капли под действием внешних турбулизированных потоков воздуха прошедших каналы 9 и 18. Подготовленную ТВС поджигают воспламенителем 23.At the initial moment of time (at the start of the engine) through the device (see figure 1 and figure 2) serves a small, but sufficient for the combustion chamber air flow. In the device, air passes through the internal air channel 9 with swirler 10 and the external channel 18 with swirl 19. In the start-up mode, fuel is supplied through the line 2 only to the axial channel 1. In channel 1, the fuel is twisted by a screw swirl 3 and through the twisting chamber 4, and then tapering part 5 of the nozzle 6 is fed into the combustion zone of the COP. At the edge 8 of the nozzle 6, the fuel flow opens into a conical sheet that does not adhere to the end of the channel 1 due to the annular groove 22. Tearing off the sharp edge 8 of the nozzle 6, the uniform fuel sheet splits into droplets under the influence of external turbulent air flows passing through channels 9 and 18. Prepared fuel assemblies are ignited by an igniter 23.
При переходе на режимы повышенной мощности топливо дополнительно через магистраль 14 подают в канал 13 с завихрителем 15 внутри. В канале 13 топливо закручивают шнековым завихрителем 15 и по описанному выше принципу направляют с распыливающей кромки 17 стенки 16 в виде второй пелены в камеру сгорания. Срываясь с острой кромки 17 стенки 16, топливная пленка дробиться на капли между двух закрученных турбулизированных потоков воздуха прошедших каналы 9 и 18. Полученную в основном контуре ТВС подают в зону горения камеры, где она воспламеняется от продуктов сгорания топлива поступившего в камеру из аксиального канала 1 вспомогательного контура. Предварительная подготовка закрученных в одну сторону турбулизированных воздушных потоков в воздушных каналах 9 и 18 и потоков жидкого топлива вспомогательного и основного контуров в каналах 1 и 13 обеспечивает высокую эффективность распыла топлива нормальной и повышенной вязкости, например реактивного или дизельного, увеличивает поверхность контакта топлива и воздуха и сокращает скорость испарения жидких капель.When switching to higher power modes, fuel is additionally fed through line 14 to channel 13 with swirler 15 inside. In the channel 13, the fuel is twisted by a screw swirl 15 and, according to the principle described above, is sent from the spraying edge 17 of the wall 16 in the form of a second sheet to the combustion chamber. Tearing off the sharp edge 17 of the wall 16, the fuel film is crushed into droplets between two swirling turbulent air flows passing channels 9 and 18. The fuel assembly obtained in the main circuit is fed into the combustion zone of the chamber, where it is ignited by the combustion products of the fuel received from the axial channel 1 auxiliary circuit. Preliminary preparation of one-way turbulent air flows in the air channels 9 and 18 and liquid fuel streams of the auxiliary and main circuits in the channels 1 and 13 provides high efficiency atomization of normal and high viscosity fuel, such as jet or diesel, increases the contact surface of fuel and air and reduces the evaporation rate of liquid droplets.
Устройство гарантирует достижение основных показателей и характеристик КС, работающих на топливах повышенной вязкости на уровне камер сгорания ГТД и ГТУ работающих на реактивных топливах. Высокая эффективность подготовки ТВС в устройстве, перемешивания ее в КС обеспечивает высокую полноту сгорания и обеспечивает низкие уровни эмиссии вредных веществ.The device guarantees the achievement of the main indicators and characteristics of compressor stations operating on fuels with high viscosity at the level of combustion chambers of gas turbine engines and gas turbines operating on jet fuels. The high efficiency of the preparation of fuel assemblies in the device, its mixing in the COP provides high completeness of combustion and provides low levels of emissions of harmful substances.
Устройство позволяет сохранить эмиссию вредных веществ (NOx, CO, UHC, сажи) в продуктах сгорания топлив с повышенной вязкостью на уровне эмиссии вредных веществ в продуктах сгорания известных топлив для реактивных газотурбинных двигателей.The apparatus allows to keep the emission of pollutants (NO x, CO, UHC, soot) in the fuel combustion products with a higher viscosity at the emission of pollutants in combustion products known fuels for jet turbine engines.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009113274/22U RU86280U1 (en) | 2009-04-10 | 2009-04-10 | FUEL COMBUSTION DEVICE IN COMBUSTION CHAMBER |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009113274/22U RU86280U1 (en) | 2009-04-10 | 2009-04-10 | FUEL COMBUSTION DEVICE IN COMBUSTION CHAMBER |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU86280U1 true RU86280U1 (en) | 2009-08-27 |
Family
ID=41150318
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009113274/22U RU86280U1 (en) | 2009-04-10 | 2009-04-10 | FUEL COMBUSTION DEVICE IN COMBUSTION CHAMBER |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU86280U1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2618765C2 (en) * | 2012-04-27 | 2017-05-11 | Дженерал Электрик Компани | System for fuel supply to combustion chamber (versions) |
| RU2643908C2 (en) * | 2012-04-30 | 2018-02-06 | Дженерал Электрик Компани | System of preliminary mixing fuel and air (variants) and mixing method |
| RU179847U1 (en) * | 2017-12-25 | 2018-05-28 | Общество с ограниченной ответственностью Опытно-экспериментальная компания " Эко-Энергия" | FURNACE SUPPORT DEVICE |
| RU2795339C1 (en) * | 2022-08-02 | 2023-05-02 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" | Installation for thermal utilization of an aqueous solution of toxic substance |
-
2009
- 2009-04-10 RU RU2009113274/22U patent/RU86280U1/en active
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2618765C2 (en) * | 2012-04-27 | 2017-05-11 | Дженерал Электрик Компани | System for fuel supply to combustion chamber (versions) |
| RU2643908C2 (en) * | 2012-04-30 | 2018-02-06 | Дженерал Электрик Компани | System of preliminary mixing fuel and air (variants) and mixing method |
| RU179847U1 (en) * | 2017-12-25 | 2018-05-28 | Общество с ограниченной ответственностью Опытно-экспериментальная компания " Эко-Энергия" | FURNACE SUPPORT DEVICE |
| RU2795339C1 (en) * | 2022-08-02 | 2023-05-02 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" | Installation for thermal utilization of an aqueous solution of toxic substance |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8973368B2 (en) | Mixer assembly for a gas turbine engine | |
| CN102200291B (en) | Pneumatic primary level graded low-pollution combustion chamber | |
| CN108561897B (en) | Partial premixing and pre-evaporating ultralow emission combustion chamber for enhancing oil-gas mixing | |
| RU2618799C2 (en) | Fuel jet with axial flow (variants) and method of fuel and air pre-mixing | |
| US10718524B2 (en) | Mixer assembly for a gas turbine engine | |
| CN103047683B (en) | Partial premixing and pre-evaporation combustion chamber with three-level oil passages | |
| CN103486617B (en) | A kind of dual-fuel low-emission burner for gas turbine | |
| RU2439430C1 (en) | Gte combustion chamber injector module | |
| Kurji et al. | Combustion and emission performance of CO2/CH4/biodiesel and CO2/CH4/diesel blends in a Swirl Burner Generator | |
| CN103629696B (en) | A kind of combustion chamber fuel oil sprays and mixing arrangement and combustion chamber thereof | |
| RU98538U1 (en) | CONTINUOUS COMBUSTION CAMERA | |
| CN202082953U (en) | Partial premixing and pre-evaporating combustion chamber | |
| RU86280U1 (en) | FUEL COMBUSTION DEVICE IN COMBUSTION CHAMBER | |
| RU2456510C1 (en) | Continuous-action combustion chamber | |
| RU92715U1 (en) | BURNER FOR COMBUSTION OF FUEL IN THE COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE | |
| RU86281U1 (en) | BURNER FOR BURNING FUELS WITH NORMAL OR INCREASED VISCOSITY IN THE COMBUSTION CAMERA OF A GAS TURBINE ENGINE | |
| RU170359U1 (en) | Injector module of a low-emission combustion chamber of a gas turbine engine | |
| JP2005061715A (en) | Lean pre-evaporation premix combustor | |
| CN110925796A (en) | Stepped low-pollution combustion chamber structure | |
| RU86279U1 (en) | INJECTOR MODULE | |
| RU118029U1 (en) | HEAT PIPE OF A SMALL EMISSION COMBUSTION CHAMBER WITH DIRECTED DIRECTION OF AIR | |
| CN103791517B (en) | Combustor fuel oil jet mixing device | |
| RU99113U1 (en) | TWO-CIRCUIT CENTRIFUGAL-PNEUMATIC INJECTOR | |
| CN111964097B (en) | Combined staged combustion chamber oil supply device with lean oil premixing and pre-evaporation functions and working method thereof | |
| RU2374561C1 (en) | Centrifugal-pneumatic jet |