Камера сгорания авиационного или энергетического газотурбинного двигателя

 

Использование: в авиационных и стационарных энергетических установках. Сущность изобретения: в камере сгорания, имеющей многофорсуночное устройство с двухконтурным по топливу коллектором, форсунки установлены в количестве, выбираемом по определенной формуле, и выполнены двухканальными с внутренним каналом - топливным и наружным - воздушным. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к авиационным и стационарным, для энергетических установок.

Известны камеры сгорания, например, авиационного газотурбинного двигателя ТВ7-117 для самолета Ил-114 и другие, содержащие жаровую трубу, топливные форсунки и корпус. На камере сгорания двигателя ТВ7-117 [1] установлено 18 двухконтурных форсунок. I контур предназначен для поджига камеры сгорания, II контур подключен до режима малого газа и далее оба контура работают совместно.

Кроме того, известна также камера сгорания [2]в которой форсунки расположены в 2 ряда, ближайший к оси двигателя ряд форсунки I контура, на большем диаметре расположены форсунки II контура.

Недостатком таких камер сгорания является высокая эмиссия окислов азота. У двигателя ТВ7-117 при степени повышения давления в компрессоре к 13 кг/см2 эмиссия окислов азота составляет 143 ppm при 15% кислорода (индекс эмиссии ).

Задачей настоящего изобретения является снижение эмиссии окислов азота (NOx) более чем в 2 раза.

Поставленная задача достигается за счет сокращения длины зоны горения и времени пребывания топливовоздушной смеси в зоне высоких температур и организации процесса горения, близкого к микрофакельному.

Если соотношение расходов топлива между вторым и первым контуром или соответственно проходных площадей GII/GI= FII/FI= n, то вместо каждой из двухконтурных форсунок выполняется (n+1) форсунок. При этом каждая из (n+1) форсунок будет одноконтурной по топливу. Одна из (n+1) форсунок будет работать на поджиге камеры сгорания, а n форсунок будет играть роль II контура. На рабочих режимах работы двигателя все форсунки будут работать одновременно.

Таким образом, каждый факел горения двухконтурной форсунки разбирается на (n+1) мелких факелов, что снижает длину зоны горения и время пребывания топливовоздушной смеси в зоне высоких температур, где происходит образование окислов азота.

В обычных схемах камер сгорания количество форсунок выбирается из соотношения t/hж.тр. 0,5 1,0, где hж.тр. высота жаровой трубы, t шаг форсунок, т. е. количество форсунок где dж.тр. диаметр жаровой трубы по месту установки топливных форсунок (средний диаметр жаровой трубы).

В предлагаемом изобретении общее количество форсунок будет: Например, для камеры сгорания двигателя ТВ7-117, где имеются двухконтурные форсунки в количестве K 18 с n 3, при выполнении по предлагаемому изобретению на камере сгорания будет K (n+1) 72 одноконтурные по топливу форсунки.

На фиг.1 изображена схема расположения форсунок в камере сгорания: 1 форсунки I контура, работающие на запуске, 2 форсунки II контура.

График подключения форсунок и распределения расходов топлива по контурам изображен на фиг.2, где показано, что на запуске и до режима несколько ниже малого газа топливо подается только через (1/n+1) часть форсунок, т.е. суммарный расход топлива G равен расходу через 1 контур форсунок. Эта часть форсунок объединена в количестве в общий (пусковой) коллектор. (Для двигателя ТВ7-117 через 18 форсунок из 72).

Вблизи малого газа происходит подключение n/n+1 части форсунок, объединенных в коллектор II контура в количестве (для двигателя ТВ7 54 форсунки).

На фиг.3 показана камера сгорания, включающая в себя форсунки первого 1 и второго контура 2, объединенные в блоки из нескольких форсунок 3, например, из 4-х форсунок.

На каждую форсунку устанавливается цилиндрический воздушный завихритель 4 с тангенциальными отверстиями 5. Концевая часть завихрителей вставлена в плавающие кольца 6 жаровой трубы 7.

На фиг.4 показан вид по стрелке Б на фиг.3; на фиг.5 вид по стрелке А на фиг. 3, где изображены стопоры 8, единые для (n+1) форсунок, которые фиксируют от выпадения плавающие кольца 6. Стопоры 8 имеют овальные прорези на все плавающие кольца, расположенные в одном сечении по радиусу.

Края стопора имеют изгиб 9 на 90o (фиг.6 разрез Г на фиг.5), и этими краями они приварены в центральной части к втулкам 10, установленным в днище 11 жаровой трубы 7. Таким образом компенсируется разница в термическом расширении стопоров и днища жаровой трубы.

На фиг. 7 (узел I на фиг.3) показан разрез топливной форсунки 1 или 2. Дозирующими элементами являются завихритель 12 с закручивающими топливо каналами и сопло завихрителя 13 с сопловым отверстием 14. По наружному каналу форсунки, расположенному коаксиально внутреннему (топливному), проходит воздух, поступающий из-за компрессора, закручиваясь в пазах 15 сопла-завихрителя 13, и выбрасывается в жаровую трубу через сопло 16. На сопле 16 устанавливается воздушный завихритель 4 с тангенциальными отверстиями 5. Подача воздуха из-за компрессора в наружный канал форсунок обеспечивает высокое качество распыливания топлива при малых перепадах давления топлива (особенно на режимах подключения II контура).

В случае применения на двигателе комбинированной подачи топлива, т.е. двух видов топлива жидкого и природного газа, по внутреннему каналу форсунок поступает жидкое топливо, в наружный канал воздух из-за компрессора. При работе двигателя на газовом топливе оно поступает в наружный канал, а во внутренний поступает воздух из-за компрессора. В такой схеме возможна также одновременная работа на двух видах топлива, причем в любой пропорции.

Схема включения каналов форсунки показана на фиг.8, где изображены топливный коллектор 17, объединяющий форсунки 1 контура (пусковые) в количестве топливный коллектор 18, объединяющий форсунок II контура, коллектор воздушный или газовый 19.

Перед входом в каждый коллектор установлены клапаны 20 22, с одной стороны объединяющие топливную или газовую магистраль с соответствующими каналами форсунок, с другой стороны обеспечивающие продувку каналов при отключенной подаче данного вида топлива под действием перепада давлений воздуха на жаровой трубе (коллекторы соединяются с полостью камеры сгорания).

Испытания камеры сгорания на автономном стенде показали, что в камере сгорания, выполненной по предлагаемому изобретению, эмиссия окислов азота снизилась в 2 раза и составляет 66 ppm при работе на дизельном топливе (индекс эмиссии ) и 50 ppm при работе на природном газе.

1. Камера сгорания авиационного или энергетического газотурбинного двигателя, содержащая многофорсуночное устройство с двухконтурным по топливу коллектором, отличающаяся тем, что форсунки установлены в количестве где n FII/FI, FI, FII суммарные проходные сечения форсунок I и II контура;
dж.тр средний диаметр жаровой трубы;
hж.тр высота жаровой трубы,
каждая форсунка выполнена с двумя коаксиально расположенными каналами, по внутреннему каналу поступает топливо в камеру сгорания, по наружному воздух из-за компрессора, при этом в общие коллектора объединены внутренние каналы форсунок в количестве

и

2. Камера по п.1, отличающаяся тем, что воздушные завихрители выполнены в виде цилиндрических насадков с тангенциальными отверстиями, причем насадки закреплены на каждой форсунке и своим концом входят в плавающие кольца жаровой трубы, которые фиксируются стопорами, едиными для нескольких форсунок, при этом стопора имеют овальные прорези на все плавающие кольца, расположенные в одном радиальном сечении, и закреплены с помощью перпендикулярных изгибов к втулкам, установленным в днище жаровой трубы.

3. Камера по пп.1 и 2 и для работы на двух видах топлива: жидком и природном газе, отличающаяся тем, что перед входом в коллекторы I и II контура жидкого топлива и коллектор газового топлива установлены клапаны, переключающие топливные магистрали на магистрали подачи воздуха в форсунки из полости камеры сгорания (из-за компрессора).

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а конкретно, к камерам сгорания авиационных газотурбинных двигателей

Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД), в частности к системе топливопитания камеры сгорания (КС) ГТД

Изобретение относится к энергетическому, химическому и транспортному машиностроению и может быть использовано в камерах сгорания газотурбинных установок

Изобретение относится к автоматическому регулированию и может использоваться в газотурбоприводах

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к конструкциям основных камер сгорания

 

Наверх