UA79922C2 - Кільцева камера згоряння з двома головками,зміщеними одна відносно одної - Google Patents
Кільцева камера згоряння з двома головками,зміщеними одна відносно одної Download PDFInfo
- Publication number
- UA79922C2 UA79922C2 UA2002086999A UA2002086999A UA79922C2 UA 79922 C2 UA79922 C2 UA 79922C2 UA 2002086999 A UA2002086999 A UA 2002086999A UA 2002086999 A UA2002086999 A UA 2002086999A UA 79922 C2 UA79922 C2 UA 79922C2
- Authority
- UA
- Ukraine
- Prior art keywords
- combustion chamber
- head
- take
- launch
- side wall
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 85
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 49
- 238000010790 dilution Methods 0.000 claims description 21
- 239000012895 dilution Substances 0.000 claims description 21
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims description 11
- 238000000889 atomisation Methods 0.000 claims description 3
- 230000035699 permeability Effects 0.000 abstract 4
- 230000000149 penetrating effect Effects 0.000 abstract 2
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 4
- 239000003344 environmental pollutant Substances 0.000 description 3
- MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N nitrogen oxide Inorganic materials O=[N] MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 231100000719 pollutant Toxicity 0.000 description 3
- IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N Atomic nitrogen Chemical compound N#N IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000002156 mixing Methods 0.000 description 2
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 2
- UGFAIRIUMAVXCW-UHFFFAOYSA-N Carbon monoxide Chemical compound [O+]#[C-] UGFAIRIUMAVXCW-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 229910002091 carbon monoxide Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000004939 coking Methods 0.000 description 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 description 1
- 230000008020 evaporation Effects 0.000 description 1
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 1
- 229930195733 hydrocarbon Natural products 0.000 description 1
- 150000002430 hydrocarbons Chemical class 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 1
- 229910052757 nitrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
- 239000004065 semiconductor Substances 0.000 description 1
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 1
- 239000007858 starting material Substances 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
- F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/007—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel constructed mainly of ceramic components
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/34—Feeding into different combustion zones
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23M—CASINGS, LININGS, WALLS OR DOORS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION CHAMBERS, e.g. FIREBRIDGES; DEVICES FOR DEFLECTING AIR, FLAMES OR COMBUSTION PRODUCTS IN COMBUSTION CHAMBERS; SAFETY ARRANGEMENTS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION APPARATUS; DETAILS OF COMBUSTION CHAMBERS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F23M2900/00—Special features of, or arrangements for combustion chambers
- F23M2900/05004—Special materials for walls or lining
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/00004—Preventing formation of deposits on surfaces of gas turbine components, e.g. coke deposits
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Ceramic Engineering (AREA)
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Nozzles (AREA)
- Fuel-Injection Apparatus (AREA)
Abstract
Кільцева камера згоряння для авіаційного газотурбінного двигуна, обладнана двома головками, які зміщені одна відносно одної, яка містить пускову головку, що має декілька форсункових систем, розподілених на торцевій стінці, що належить камері пускової головки, яка з'єднує внутрішню поздовжню бокову стінку камери із зовнішньою поздовжньою боковою стінкою пускової головки, і злітну головку, яка зміщена радіально і уздовж осі від пускової головки та містить декілька форсункових систем, розподілених на торцевій стінці, що належить камері злітної головки, яка з'єднує зовнішню поздовжню бокову стінку пускової головки та зовнішню поздовжню бокову стінку злітної головки. Пускова головка обладнана принаймні кількістю N по суті ідентичних форсункових систем сумарною пропускною спроможністю РА і призначена для режиму запуску та швидкостей, близьких до швидкостей неробочого ходу, а злітна головка обладнана принаймні кількістю 2N по суті ідентичних форсункових систем сумарною пропускною спроможністю РВ, при цьому РВ більше або дорівнює РА. Пропускна спроможність РА знаходиться у діапазоні від 10 до 40 % загальної витрати повітряного потоку, який надходить до камери згоряння, а пропускна спроможність РВ знаходиться в діапазоні від 30 до 70 % загальної витрати повітряного потоку, що надходить до камери згоряння. Таке виконання розширює робочий діапазон роботи камери згоряння та знижує кількість забруднювальних викидів палива.
Description
Опис винаходу
Даний винахід належить до галузі авіаційних газотурбінних двигунів, а саме, - до кільцевих камер згоряння 9 з двома зміщеними відносно одна одної головками. Більш конкретно, винахід стосується паливо подавальних систем для таких камер згоряння.
Газотурбінна камера згоряння утворена відомим способом внутрішньою та зовнішньою кільцевими боковими стінками, які проходять у поздовжньому напрямку і з'єднані між собою торцевою стінкою камери. Реакції згоряння протікають всередині камери, і камера створюється таким чином, що повітряний потік, що надходить до 70 неї, розділяється принаймні на три частини: повітря горіння, повітря для зниження концентрації або розбавлення та повітря, необхідне для охолодження стінок камери і таке, що не бере участі безпосередньо у процесі горіння. Таким чином, камера згоряння містить первинну зону або зону згоряння і вторинну зону, яка зветься зоною "зниження концентрації" або зоною "розбавлення" і розташована за напрямком потоку позаду первинної зони. 12 Паливо подається до камери згоряння через паливо подавальні (паливні) форсунки, розташовані в наскрізних вікнах у торцевій стінці камери згоряння. Повітря горіння уводиться до камери згоряння частково через її торцеву стінку та, можливо, через паливні форсунки, а також частково через наскрізні отвори, виконані у поздовжніх бокових стінках. Повітря розбавлення звичайно уводиться до камери згоряння нижче за напрямком потоку через один або декілька рядів отворів, які таким же чином розподілені у бокових стінках камери згоряння.
За характером самої конструкції у відомих на цей час камерах згоряння важко знизити до мінімуму забруднювальні викиди в продуктах згоряння, зокрема, викиди азоту, моноксиду вуглецю та вуглеводнів, що не згоріли.
Для вирішення цієї проблеми відомі камери згоряння з двома головками, зміщеними одна відносно одної, с тобто такі камери згоряння, в яких паливо подавальні форсунки розділені між так званою "пусковою" головкою і Ге) так званою "злітною" головкою, яка віддалена від пускової головки як радіально, так і уздовж осі. При цьому злітна головка розташована у камері згоряння позаду пускової головки за напрямком газового потоку.
Звичайно "пускові" паливні форсунки використовуються для запуску двигуна і при його неробочому ході, тоді як "злітні" паливні форсунки використовуються на етапах повного газу (ЕТ), особливо при зльоті та під час сч польоту. Звичайно до пускових головок паливо подається безперервно, а до злітних головок паливо подається Га тільки після досягненні певної мінімальної швидкості.
Як прототип можна навести (патентний документ Франції Мо2727193), у якому розкрита кільцева камера о згоряння з розподілом паливо подавальних форсунок між пусковою головкою та злітною головкою. Пускова Ф головка обладнана паливними форсунками у кількості п з пропускною спроможністю Рі, яка забезпечує
Швидкості неробочого ходу. Злітна головка також обладнана паливними форсунками в кількості п з пропускною - спроможністю РІ, які дозволяють запалювати злітну головку на низьких швидкостях; крім того, злітна головка обладнана паливними форсунками в кількості п з пропускною спроможністю Р2»Р1, призначеними для умов повного навантаження. (При цьому термін "пропускна спроможність", застосований до кількості п паливних « форсунок, означає сумарний повітряний потік, який проходить через усі п паливних форсунок.) З 50 Пропускна спроможність Р1 кількості п пускових паливних форсунок знаходиться у діапазоні від 10 до 1290 с загального повітряного потоку, який надходить до камери згоряння. З урахуванням втрат напору повітря при
Із» його проходженні навколо пускової головки для досягнення злітної головки, та ж пропускна спроможність Р1 кількості п перших злітних паливних форсунок приблизно відповідає діапазону від 8 до 1095 загального повітряного потоку. На відміну від цього, пропускна спроможність Р2 кількості п других злітних форсунок становить від 26 до 3595 цього загального повітряного потоку. 7 Така компоновка полегшує перемикання між режимом неробочого ходу, коли паливо уприскується тільки (се) через п паливних форсунок пускової головки, та режимом (ЗВ) секторного згоряння, в якому з паливних форсунок злітної головки працює тільки п паливних форсунок сумарною пропускною спроможністю Р1. о Але через велику різницю між пропускною спроможністю Р2 та пропускною спроможністю Р1 злітних ка 20 паливних форсунок наступне перемикання з режиму (58) секторного згоряння на режим (ЕТ) повного газу утруднене. Його можна досягти тільки при відносно високій об'ємній подачі, а отже, при високій частоті із обертання двигуна. (У патентному документі Франції Мо2727193| указано, що п паливних форсунок сумарною пропускною спроможністю Р2 вмикають після того, як високо напірний компресор досягне своєї номінальної частоти обертання в режимі повного газу. 29 Але тривале функціонування в режимі секторного згоряння має свої недоліки: розподіл температури в
ГФ) лопатях турбіни високого тиску не є оптимальним, а чергування працюючих та відключених паливо подавальних форсунок злітної головки "заморожує" хімічні реакції, знижуючи ефективність згоряння та сприяючи небажаному о викиду частинок і палива, що не згоріло.
Задача, на вирішення якої спрямований даний винахід, полягає у подоланні указаних недоліків шляхом 60 створення кільцевої камери згоряння з двома зміщеними одна відносно одної головками, яка забезпечує суттєво розширений робочий діапазон у порівнянні з відомими пристроями, у яких використані одна або дві головки, і в той же час дає можливість керування температурними профілями та зниження забруднювальних викидів.
Відповідно до винаходу, вирішення поставленої задачі досягається завдяки створенню кільцевої камери згоряння для авіаційного газотурбінного двигуна, обладнаної двома головками, які зміщені одна відносно одної, бо причому ця камера згоряння містить пускову головку, яка має декілька форсункових систем, розподілених на торцевій стінці камери пускової головки. Указана стінка з'єднує внутрішню поздовжню бокову стінку камери з зовнішньою поздовжньою боковою стінкою пускової головки. Камера згоряння містить також злітну головку, яка зміщена в радіальному та осьовому напрямках від пускової головки і містить декілька форсункових систем, розподілених на призначеній для камери злітної головки торцевій стінці, яка з'єднує зовнішню поздовжню бокову стінку пускової головки і зовнішню поздовжню бокову стінку злітної головки. При цьому пускова головка виконана з кількістю принаймні М по суті ідентичних форсункових систем сумарної пропускної спроможності РА і призначена для режиму запуску і швидкостей, близьких до швидкостей неробочого ходу, а злітна головка виконана з кількістю принаймні 2М по суті ідентичних форсункових систем сумарною пропускною спроможністю 7/0 РВ, при цьому РВ більше або дорівнює РА. Указана камера згоряння відрізняється тим, що пропускна спроможність РА знаходиться в діапазоні від 10 до 4095 загальної витрати повітряного потоку, який надходить до камери згоряння, а пропускна спроможність РВ знаходиться в діапазоні від ЗО до 7095 загальної витрати повітряного потоку, який надходить до камери згоряння.
Використання у злітній головці 2М форсункових систем однакової індивідуальної пропускної спроможності дає /5 Можливість створення добрих умов перемикання режимів роботи як з неробочого ходу на режим ЗВ, так і з режиму ЗВ на режим ЕТ при низькій частоті обертання, близької до неробочого ходу.
У найкращому варіанті пропускна спроможність РА знаходиться в межах від 17 до 2195 загального об'єму повітря, що надходить до камери згоряння, а пропускна спроможність РВ знаходиться в межах від 36 до 4590 цього ж об'єму.
У зовнішній поздовжній боковій стінці злітної головки, а можливо, і у зовнішній поздовжній боковій стінці пускової головки, а також у її внутрішній боковій стінці в оптимальному прикладі виконання є ряди отворів розбавлення. Витрата повітряного потоку, який проходить через ці отвори розбавлення у зовнішній поздовжній боковій стінці (стінках), знаходиться в діапазоні від 4 до 1095, найкраще в діапазоні від б до 895 загальної витрати повітряного потоку, що надходить до камери згоряння. Для внутрішніх отворів у внутрішній поздовжній сч боковій стінці ця витрата знаходиться в діапазоні від 2 до 895, найкраще в діапазоні від 4 до 695 загальної о витрати повітряного потоку, який надходить до камери.
Вісі форсункових систем пускової та злітної головок у найкращому варіанті спрямовані до загальної кільцевої зони для випуску газів, що генеруються при згорянні.
Форсункові системи пускової та злітної головок установлені на торцевих стінках камери згоряння, які с зо Можуть бути перпендикулярними осі двигуна або можуть мати конічну форму.
У найкращому варіанті виконання кожна форсункова система пускової та злітної головок містить паливо с подавальну (паливну) форсунку, первинний завихрювач повітря і вторинний завихрювач повітря з радіальним Ге! живленням, сопло Вентурі, розташоване на осі паливної форсунки між первинним і вторинним завихрювачами для сприяння розпилення палива на дрібні краплини, та вентиляційні отвори, виходи яких розташовані поблизу Ме
Зв наконечника паливної форсунки. Комплект форсункових систем пускової головки може бути обладнаний ї- обтічником для зниження до мінімуму втрат напору повітря, що обтікає пускову головку.
Перелік фігур креслень
Приклади здійснення даного винаходу, його додаткові особливості та переваги будуть більш детально описані нижче на прикладі виконання, який не є обмежувальним, з посиланнями на креслення, що додаються, на «
ЯКИХ: шщ с Фіг.1 схематично зображує частину камери згоряння згідно з винаходом в поздовжньому розрізі уздовж осі;
Фіг2 схематично зображує приклад розташування форсункових систем на торцевих стінках пускової та з злітної головок;
Фіг.3 зображує на вигляді в розрізі приклад виконання форсункової системи згідно з винаходом.
На Фіг.1 схематично зображена камера 1 згоряння згідно з винаходом, показана в частковому поздовжньому -І розрізі по осі Х-Х. Вісь Х-Х відповідає осі двигуна, обладнаного указаною камерою згоряння.
Камера 1 згоряння кільцевого типу обладнана пусковою головкою 12 та злітною головкою 14, яка зміщена від ік пускової головки як радіально, так і по осі, при цьому злітна головка 14 розташована за пусковою головкою за со напрямком газового потоку в камері. Камера 1 згоряння створена по суті зовнішньою поздовжньою боковою стінкою 2 злітної головки, внутрішньою поздовжньою боковою стінкою 4 та зовнішньою поздовжньою боковою ю стінкою б пускової головки. Поперечна торцева стінка 8 камери пускової головки з'єднує між собою зовнішню
Ге бокову стінку б пускової головки і внутрішню бокову стінку 4, а зовнішня бокова стінка 2 злітної головки та зовнішня бокова стінка 6 пускової головки з'єднані між собою також поперечною торцевою стінкою 10 злітної головки.
Як показано на Фіг.2, форсункові системи 16, 18 розташовані в наскрізних вікнах 1ба, 18а у відповідних торцевих стінках 8 і 10 пускової та злітної головок. Більш конкретно, пускова головка 12 містить М
Ф) форсункових систем 16, які по суті ідентичні одна одній та рівномірно рознесені навколо осі Х-Х, а злітна ка головка 14 містить 2М форсункових систем 18, які по суті ідентичні одна одній і також рівномірно рознесені навколо осі Х-Х. 60 Таким чином, в кутовому секторі 7л/М камери 1 згоряння дві форсункові системи 18 злітної головки припадає на кожну одну форсункову систему 16 пускової головки. В оптимальному варіанті форсункові системи розташовані по суті зі зміщенням за шаховою схемою. Під виразом "за шаховою схемою" мається на увазі, що в кутовому секторі величиною 7л/М кутове положення форсункової системи 16 пускової головки відповідає по суті рівним відстаням від неї до кутових положень двох форсункових систем 18 злітної головки. 65 Пускова і злітна головки 12 і 14 можуть бути обладнані форсунковими системами будь-якого типу, призначеними або для уприску палива механічним, аеродинамічним способом чи з попереднім змішуванням, або для випаровування палива. Спеціальний приклад виконання форсункової системи буде описаний нижче з посиланням на Фіг.3.
Загальна кількість М форсункових систем пускової головки 12 має сумарну пропускну спроможність величиною РА, а загальна кількість 2М форсункових систем злітної головки 14 має сумарну пропускну спроможність величиною РВ, при цьому РВ більше або дорівнює РА. Оптимальним є співвідношення 2РА «РН: ЗРА, найкраще 25РА : РЕ х ЗРА.
Під терміном "сумарна" пропускна спроможність РА або РВ мається на увазі загальна витрата повітряного потоку, який проходить відповідно Через усю кількість М форсункових систем пускової головки і через усі 2М 70 форсункових систем злітної головки. Таким чином, РА-Мра, де ра - індивідуальна пропускна спроможність кожної форсункової системи 16 пускової головки, а РВ-2МрЬ, де ро - пропускна спроможність кожної форсункової системи 18 злітної головки. В даному описі ці величини пропускної спроможності виражені у відсотках від загальної витрати повітряного потоку, що надходить до камери 1 згоряння.
В оптимальному відношенні пропускна спроможність РА знаходиться в діапазоні від 10 до 4095, найкраще в 75 діапазоні від 17 до 2195 загальної витрати повітряного потоку, який надходить до камери згоряння. Пропускна спроможність РВ знаходиться в діапазоні від ЗО до 7095, найкраще в діапазоні від 36 до 4595 тієї ж загальної витрати повітряного потоку.
Відомим способом поздовжня бокова стінка 2 злітної головки та внутрішня бокова стінка 4 можуть бути перфоровані принаймні одним відповідним рядом отворів розбавлення, діаметр яких регулюють у функції необхідної характеристики. Ці отвори розбавлення дозволяють подавати до камери згоряння повітря для зниження концентрації горючих газів.
Отвори розбавлення найкраще розподілені наступним чином.
У зовнішній боковій стінці 2 злітної головки є принаймні один ряд, який налічує 2М зовнішніх отворів 20 розбавлення, наприклад, однакових отворів, які проходять до камери 1 згоряння по суті перпендикулярно с боковій стінці. Отвори 20 розташовані за потоком позаду злітної головки та розподілені з рівномірним кутовим кроком навколо осі Х-Х. і9)
У внутрішній боковій стінці 4 є принаймні один ряд, який налічує 2М зовнішніх отворів 22 розбавлення, які виходять до камери 1 згоряння по суті перпендикулярно боковій стінці та розподілені з рівномірним кутовим кроком навколо осі Х-Х. Ге
Загальна кількість 2М отворів 22 може розподілятися у вигляді М перших ідентичних отворів, які мають ті ж кутові положення, що і кожна друга форсункова система 18, і М других ідентичних отворів, які мають ті ж с кутові положення, що й інші форсункові системи 18. При цьому перші отвори розбавлення можуть бути Ге»! ідентичними або не ідентичними другим отворам розбавлення. Зовнішня бокова стінка 6 пускової головки може також мати зовнішні отвори 20' розбавлення. У внутрішній боковій стінці 4 можуть бути передбачені додаткові о
Внутрішні отвори 22 розбавлення, розташовані у поздовжньому напрямку на тих же відстанях, що і отвори 20' - розбавлення, і ті, що знаходяться напроти них.
Як приклад можна указати співвідношення пропускної спроможності отворів розбавлення. Частина витрати повітряного потоку через отвори 20 у зовнішній подовжній боковій стінці 2 злітної головки (а в разі наявності « отворів 20 у зовнішній поздовжній боковій стінці б - сумарний потік через отвори 20 і 20) знаходитись у діапазоні від 4 до 1095, найкраще у діапазоні від б до 8 95 загальної витрати потоку. Витрата потоку через й) с отвори у внутрішній боковій стінці може знаходитись у діапазоні від 2 до 8 95, найкраще у діапазоні від 4 до 6 ц Фо цієї ж загальної витрати потоку. "» Інша частина витрати повітряного потоку призначена для охолодження поздовжніх бокових стінок і торцевих стінок камери 1 згоряння. З цією метою поздовжні бокові стінки 2, 4 та 6 камери охолоджуються відомим способом шляхом їх виконання з перфорацією або обладнання пристроями з теплоізоляційними плитками чи -І плівковими пристроями.
Додатково, в разі забезпечення запалювання в камері за допомогою відомого пристрою напівпровідникового іш типу або свічки запалювання (на кресленні не показано), воно може бути розташоване, наприклад, на осі однієї (Се) з форсункових систем 16 пускової головки 12.
В оптимальному прикладі здійснення торцеві стінки 8, 10 камери 1 згоряння та форсункові системи 16, 18, ді що проходять Через них, розташовані таким чином, що осі систем орієнтовані в напрямку спільної кільцевої зони
Кз для випуску газів, що генеруються при згорянні. З цією метою на Фіг.1 показані два можливі варіанти розташування торцевих стінок камери та відповідних форсункових систем. У зображеному безперервними лініями варіанті торцеві стінки 8 та 10 по суті перпендикулярні осі Х-Х двигуна. У зображеному штриховими
Лініями варіанті вони утворюють поверхні зрізаних конусів. У першому випадку осі М, 7 форсункових систем 16, 18 можуть бути розташовані з нахилом до нормалей до торцевих стінок 8 та 10, а в другому випадку вони можуть о бути перпендикулярні торцевим стінкам камери. ко Наведені приклади здійснення спрямовані на зниження до можливого мінімуму загального об'єму камери згоряння і покращення робочих параметрів, таких як температура, коефіцієнт повноти згоряння, а також на бо зниження забруднювальних викидів. Сходження осей форсункових систем служить для підвищення швидкості змішування та інтенсивності згоряння палива у камері, сприяючи повному згорянню палива у невеликому об'ємі.
Оскільки утворення оксидів азоту є функцією часу проходження горючих газів Через камеру згоряння, висока швидкість згоряння забезпечує значне зменшення забруднювальних викидів.
На Фіг.3 показаний приклад виконання форсункової системи. Вона містить паливну форсунку 24, до якої 65 подається паливо. Первинний та вторинний завихрювачі 26 і 28 повітря розташовані таким чином, щоб забезпечувати подачу повітря до форсункової системи в радіальному напрямку. Сопло Вентурі, розташоване на осі 24 між первинним та вторинним завихрювачами, забезпечує розпилення палива у дрібнодисперсну розпилену масу. Вентиляційні отвори 32, виходи яких розташовані навколо наконечника форсунки 24 поблизу нього, служить для обмеження або навіть запобігання ризику закоксовування наконечника.
Комплект форсункових систем на пусковій головці може бути також обладнаний обтічником, який у звичайному випадку утворений двома кришками З4а та 34рБ. Обтічник служить для зниження до мінімуму витрат напору повітря, яке обтікає пускову головку, і служить для забезпечення доброї подачі повітря до торцевої стінки злітної головки.
Слід зазначити, що камера згоряння може бути виконана із композитного матеріалу з керамічною матрицею 7/0 «КМК). Завдяки своїй стійкості до високих температур цей матеріал забезпечує економічне охолодження в аспекті витрати охолодного повітря.
Камера згоряння з двома головками, які зміщені одна відносно одної і обладнані форсунковими системами відповідно до винаходу, може працювати в наступних режимах.
Режим неробочого ходу (режим М/0). Паливо уприскується тільки через пускову головку, яка обладнана 7/5 Кількістю М форсункових систем з пропускною спроможністю РА. Цей режим призначений спеціально для запуску двигуна і для його роботи на швидкостях, близьких до неробочого ходу.
Режим повного газу (режим ЕТ або М/2М). Паливо уприскується через усі форсункові системи, причому є можливість зміни розподілення подачі палива між пусковою та злітною головками. Цей режим призначений для охоплення більшості режимів роботи камери згоряння і забезпечує покращені робочі параметри що стосується 2о температури, ефективності та зниження забруднювальних викидів.
Режим секторного згоряння (режим ЗВ або М/М). Паливо подається до усіх форсункових систем пускової головки і, у загальному випадку, до кожної другої форсункової системи злітної головки. У цьому режимі легше здійснюється перемикання між пусковою та злітною головками, особливо якщо торцеві стінки камери згоряння мають високу пропускну спроможність. с
Розташування форсункових систем дає змогу одержати значно розширений робочий діапазон камери згоряння, а також досягти характеристик запалювання та стабільності, які еквівалентні або кращі характеристик і) звичайної камери згоряння. Крім цього, перехід між режимами ЗВ і ЕТ може провадитись на низькій швидкості.
Усі злітні паливні форсунки мають однакову індивідуальну пропускну спроможність, так що перемикання з режиму ЗВ (М/М) на режим ЕТ (М/2М) здійснюється легше, ніж у двигуні за згаданим документом Франції Мо с зо 27217193, у якому п додаткових злітних паливних форсунок має сумарну пропускну спроможність значно більшу, ніж п перших паливних форсунок. с
Кількість форсункових систем у пусковій головці (тобто, кількість М) оптимізована таким чином, щоб Ге! забезпечити необхідні робочі характеристики запуску, стабільності та займання і в той же час забезпечити можливість установки кількості 2М форсункових систем у злітній головці. Як приклад, пускова головка може бути ме) обладнана 16 форсунковими системами, а злітна головка - 32 форсунковими системами. ї-
Claims (14)
1. Кільцева камера (1) згоряння для авіаційного газотурбінного двигуна, обладнана двома головками, які з с зміщені одна відносно одної, яка містить пускову головку (12), що має декілька форсункових систем (16), розподілених на торцевій стінці (8), що належить камері пускової головки, яка з'єднує внутрішню поздовжню :з» бокову стінку (4) камери із зовнішньою поздовжньою боковою стінкою (б) пускової головки, і злітну головку (14), яка зміщена радіально і уздовж осі від пускової головки (12) та містить декілька форсункових систем (18), розподілених на торцевій стінці (10), що належить камері злітної головки, яка з'єднує зовнішню -І поздовжню бокову стінку (6) пускової головки та зовнішню поздовжню бокову стінку (2) злітної головки, причому пускова головка (12) обладнана принаймні кількістю М по суті ідентичних форсункових систем (16) сумарною со пропускною спроможністю РА і призначена для режиму запуску та швидкостей, близьких до швидкостей со неробочого ходу, а злітна головка (14) обладнана принаймні кількістю 2М по суті ідентичних форсункових систем (18) сумарною пропускною спроможністю РВ, при цьому РВ більше або дорівнює РА, яка відрізняється тим, що ко пропускна спроможність РА знаходиться у діапазоні від 10 до 40 95 загальної витрати повітряного потоку, який ГЕ надходить до камери згоряння, а пропускна спроможність РВ знаходиться в діапазоні від ЗО до 70 905 загальної витрати повітряного потоку, що надходить до камери згоряння.
2. Камера згоряння за п. 1, яка відрізняється тим, що пропускна спроможність РА знаходиться у діапазоні від 17 до 21 95 загальної витрати повітряного потоку, що надходить до камери згоряння.
З. Камера згоряння за п. 1 або 2, яка відрізняється тим, що пропускна спроможність РВ знаходиться у (Ф; діапазоні від З6 до 45 95 загальної витрати повітряного потоку, що надходить до камери згоряння. ГІ
4. Камера згоряння за будь-яким з попередніх пунктів, яка відрізняється тим, що вона додатково має декілька зовнішніх отворів (20) розбавлення, які проходять принаймні через зовнішню поздовжню бокову стінку (2) во злітної головки.
5. Камера згоряння за п. 4, яка відрізняється тим, що вона містить принаймні один ряд, який налічує 2М зовнішніх отворів (20) розбавлення, які проходять по суті перпендикулярно до зовнішньої бокової стінки (2) злітної головки.
6. Камера згоряння за п. 4 або 5, яка відрізняється тим, що витрата повітряного потоку, який проходить бе через зовнішні отвори розбавлення, знаходиться у діапазоні від 4 до 10 95 загальної витрати повітряного потоку, що надходить до камери згоряння.
7. Камера згоряння за будь-яким з попередніх пунктів, яка відрізняється тим, що вона має декілька внутрішніх отворів (22) розбавлення, які проходять через внутрішню поздовжню бокову стінку (4) камери.
8. Камера згоряння за п. 7, яка відрізняється тим, що витрата повітряного потоку, який проходить Через внутрішні отвори розбавлення, знаходиться у діапазоні від 2 до 8 9о загальної витрати повітряного потоку, що надходить до камери.
9. Камера згоряння за будь-яким з попередніх пунктів, яка відрізняється тим, що форсункові системи (16, 18) пускової головки (12) і злітної головки (14) розміщені по суті за шаховою схемою.
10. Камера згоряння за будь-яким з попередніх пунктів, яка відрізняється тим, що осі форсункових систем 7/0 416, 18) пускової головки (12) і злітної головки (14) спрямовані до спільної кільцевої зони для випуску газів, що генеруються при згорянні.
11. Камера згоряння за будь-яким з попередніх пунктів, яка відрізняється тим, що торцеві стінки (8, 10) пускової і злітної головок розташовані перпендикулярно осі двигуна.
12. Камера згоряння за будь-яким з пп. 1-10, яка відрізняється тим, що торцеві стінки (8, 10) пускової і 7/5 Злітної головок виконані як стінки, що утворюють поверхні зрізаного конуса.
13. Камера згоряння за будь-яким з попередніх пунктів, яка відрізняється тим, що кожна форсункова система (16, 18) пускової і злітної головок містить паливну форсунку (24), первинний завихрювач (26) повітря і вторинний завихрювач (28) повітря з радіальним живленням, сопло (30) Вентурі, розташоване на осі паливної форсунки між первинним і вторинним завихрювачами для сприяння розпиленню палива на дрібні краплі, та вентиляційні отвори (32), виходи яких розташовані поблизу наконечника паливної форсунки.
14. Камера згоряння за п. 13, яка відрізняється тим, що комплект форсункових систем обладнаний обтічником (З4а, 34Б) для зниження до мінімуму витрати напору повітря, яке обтікає пускову головку. с щі 6) с с (о) (о) і -
- . и? -і се) се) іме) Ко) іме) 60 б5
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0111190A FR2829228B1 (fr) | 2001-08-28 | 2001-08-28 | Chambre de combustion annulaire a double tete etagee |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| UA79922C2 true UA79922C2 (uk) | 2007-08-10 |
Family
ID=8866786
Family Applications (2)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| UA2002086998A UA80669C2 (en) | 2001-08-28 | 2002-08-27 | Gas turbine blade with improved cooling circuits |
| UA2002086999A UA79922C2 (uk) | 2001-08-28 | 2002-08-27 | Кільцева камера згоряння з двома головками,зміщеними одна відносно одної |
Family Applications Before (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| UA2002086998A UA80669C2 (en) | 2001-08-28 | 2002-08-27 | Gas turbine blade with improved cooling circuits |
Country Status (10)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20040011058A1 (uk) |
| EP (1) | EP1288579B1 (uk) |
| JP (1) | JP4038094B2 (uk) |
| CN (1) | CN1407279A (uk) |
| CA (1) | CA2398669C (uk) |
| DE (1) | DE60225095T2 (uk) |
| ES (1) | ES2300426T3 (uk) |
| FR (1) | FR2829228B1 (uk) |
| RU (1) | RU2296917C2 (uk) |
| UA (2) | UA80669C2 (uk) |
Families Citing this family (22)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6898938B2 (en) * | 2003-04-24 | 2005-05-31 | General Electric Company | Differential pressure induced purging fuel injector with asymmetric cyclone |
| US7013649B2 (en) * | 2004-05-25 | 2006-03-21 | General Electric Company | Gas turbine engine combustor mixer |
| FR2920032B1 (fr) * | 2007-08-13 | 2014-08-22 | Snecma | Diffuseur d'une turbomachine |
| EP2241808B1 (en) * | 2007-11-29 | 2016-02-17 | United Technologies Corporation | Method of operation a gas turbine engine |
| US20100095649A1 (en) * | 2008-10-20 | 2010-04-22 | General Electric Company | Staged combustion systems and methods |
| US8745989B2 (en) * | 2009-04-09 | 2014-06-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Reverse flow ceramic matrix composite combustor |
| US9068751B2 (en) * | 2010-01-29 | 2015-06-30 | United Technologies Corporation | Gas turbine combustor with staged combustion |
| FR2958014B1 (fr) | 2010-03-23 | 2013-12-13 | Snecma | Chambre de combustion a injecteurs decales longitudinalement sur une meme couronne |
| FR2979005B1 (fr) * | 2011-08-09 | 2015-04-03 | Snecma | Systemes d'injection de carburant pour turbomachine d'aeronef a permeabilites differenciees |
| FR2982010B1 (fr) * | 2011-10-26 | 2013-11-08 | Snecma | Chambre de combustion annulaire dans une turbomachine |
| EP2629008A1 (en) | 2012-02-15 | 2013-08-21 | Siemens Aktiengesellschaft | Inclined fuel injection of fuel into a swirler slot |
| RU2493491C1 (ru) * | 2012-04-26 | 2013-09-20 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт химической физики им. Н.Н. Семенова Российской академии наук (ИХФ РАН) | Способ сжигания топлива в камере сгорания газотурбинной установки и устройство для его реализации |
| RU2493494C1 (ru) * | 2012-06-25 | 2013-09-20 | Николай Борисович Болотин | Камера сгорания гтд |
| RU2493495C1 (ru) * | 2012-06-25 | 2013-09-20 | Николай Борисович Болотин | Камера сгорания гтд |
| RU2493492C1 (ru) * | 2012-06-25 | 2013-09-20 | Николай Борисович Болотин | Камера сгорания гтд и форсуночный модуль |
| RU2493493C1 (ru) * | 2012-06-25 | 2013-09-20 | Николай Борисович Болотин | Камера сгорания гтд |
| RU2511977C2 (ru) * | 2012-06-27 | 2014-04-10 | Николай Борисович Болотин | Форсуночный блок камеры сгорания гтд |
| WO2014201135A1 (en) | 2013-06-11 | 2014-12-18 | United Technologies Corporation | Combustor with axial staging for a gas turbine engine |
| US9803555B2 (en) * | 2014-04-23 | 2017-10-31 | General Electric Company | Fuel delivery system with moveably attached fuel tube |
| GB201701380D0 (en) | 2016-12-20 | 2017-03-15 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber and a combustion chamber fuel injector seal |
| CN113137630B (zh) * | 2021-04-19 | 2022-05-31 | 杭州汽轮动力集团有限公司 | 一种双重抑制热声振荡的燃气轮机燃烧室 |
| CN114992675A (zh) * | 2022-05-19 | 2022-09-02 | 沈阳航空航天大学 | 一种航空发动机燃烧室及其组织燃烧的方法 |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4292801A (en) * | 1979-07-11 | 1981-10-06 | General Electric Company | Dual stage-dual mode low nox combustor |
| US5749219A (en) * | 1989-11-30 | 1998-05-12 | United Technologies Corporation | Combustor with first and second zones |
| US5197289A (en) * | 1990-11-26 | 1993-03-30 | General Electric Company | Double dome combustor |
| CA2089302C (en) * | 1992-03-30 | 2004-07-06 | Joseph Frank Savelli | Double annular combustor |
| FR2727193B1 (fr) | 1994-11-23 | 1996-12-20 | Snecma | Chambre de combustion a deux tetes fonctionnant du ralenti au plein gaz |
| DE19720402A1 (de) * | 1997-05-15 | 1998-11-19 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Axial gestufte Ringbrennkammer einer Gasturbine |
| DE19745683A1 (de) * | 1997-10-16 | 1999-04-22 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Aufhängung einer ringförmigen Gasturbinen-Brennkammer |
| FR2770283B1 (fr) * | 1997-10-29 | 1999-11-19 | Snecma | Chambre de combustion pour turbomachine |
| GB9917957D0 (en) * | 1999-07-31 | 1999-09-29 | Rolls Royce Plc | A combustor arrangement |
| FR2826102B1 (fr) * | 2001-06-19 | 2004-01-02 | Snecma Moteurs | Perfectionnements apportes aux chambres de combustion de turbine a gaz |
-
2001
- 2001-08-28 FR FR0111190A patent/FR2829228B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2002
- 2002-08-13 EP EP02292032A patent/EP1288579B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 2002-08-13 DE DE60225095T patent/DE60225095T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2002-08-13 ES ES02292032T patent/ES2300426T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2002-08-15 CA CA2398669A patent/CA2398669C/fr not_active Expired - Lifetime
- 2002-08-22 JP JP2002241496A patent/JP4038094B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2002-08-27 UA UA2002086998A patent/UA80669C2/uk unknown
- 2002-08-27 US US10/227,815 patent/US20040011058A1/en not_active Abandoned
- 2002-08-27 UA UA2002086999A patent/UA79922C2/uk unknown
- 2002-08-27 CN CN02142241A patent/CN1407279A/zh active Pending
- 2002-08-27 RU RU2002123305/06A patent/RU2296917C2/ru active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE60225095D1 (de) | 2008-04-03 |
| EP1288579A1 (fr) | 2003-03-05 |
| UA80669C2 (en) | 2007-10-25 |
| ES2300426T3 (es) | 2008-06-16 |
| EP1288579B1 (fr) | 2008-02-20 |
| FR2829228A1 (fr) | 2003-03-07 |
| DE60225095T2 (de) | 2009-03-05 |
| CN1407279A (zh) | 2003-04-02 |
| JP2003106529A (ja) | 2003-04-09 |
| RU2296917C2 (ru) | 2007-04-10 |
| FR2829228B1 (fr) | 2005-07-15 |
| CA2398669A1 (fr) | 2003-02-28 |
| RU2002123305A (ru) | 2004-03-10 |
| CA2398669C (fr) | 2010-11-30 |
| US20040011058A1 (en) | 2004-01-22 |
| JP4038094B2 (ja) | 2008-01-23 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| UA79922C2 (uk) | Кільцева камера згоряння з двома головками,зміщеними одна відносно одної | |
| EP1193448B1 (en) | Multiple annular combustion chamber swirler having atomizing pilot | |
| US6367262B1 (en) | Multiple annular swirler | |
| US4356698A (en) | Staged combustor having aerodynamically separated combustion zones | |
| US6363726B1 (en) | Mixer having multiple swirlers | |
| EP2479498B1 (en) | Gas turbine combustor and method for operating | |
| US6474070B1 (en) | Rich double dome combustor | |
| US6865889B2 (en) | Method and apparatus to decrease combustor emissions | |
| US5207064A (en) | Staged, mixed combustor assembly having low emissions | |
| US5099644A (en) | Lean staged combustion assembly | |
| EP2479497B1 (en) | Gas turbine combustor | |
| EP1193447B1 (en) | Multiple injector combustor | |
| US20060096296A1 (en) | Method to decrease combustor emissions | |
| JP2000320836A (ja) | 燃料インジェクタ及び燃料と空気の噴射方法 | |
| US20080083841A1 (en) | Fuel injector for a gas turbine engine combustion chamber | |
| JP2000304261A (ja) | タービンエンジンの燃焼カン | |
| EP1426690B1 (en) | Apparatus to decrease combustor emissions |