Система аэродинамического впрыскивания смеси топлива с воздухом

 

Изобретение касается системы аэродинамического впрыскивания смеси топлива с воздухом в камеру сгорания двигателя с газовой турбиной, которая содержит инжектор топлива с двойным расходом, обеспечивающего выдачу вторичного топливного конуса в случае превышения двигателем некоторого заданного режима. Первичный и вторичный завихрители связаны с трубкой Вентури спереди по потоку от аэродинамического кожуха, смонтированного на днище камеры. Длина трубки Вентури и ее форма выбраны такими, чтобы первичный топливный конус, выступающий из первичного топливного контура, не сталкивался со стенкой трубки Вентури. Такое выполнение системы аэродинамического впрыскивания смеси приводит к уменьшению выбросов из камеры сгорания моноокислов углерода и несгоревших углеводородов на режимах малых оборотов. 6 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение касается системы впрыскивания смеси топлива с воздухом в камеру сгорания газотурбинного двигателя или двигателя, использующего газовую турбину.

Говоря более конкретно, это изобретение касается системы аэродинамического впрыскивания, содержащей двухканальную топливную форсунку, предназначенную для впрыскивания в камеру сгорания первичного расхода топлива, подаваемого через первичный топливный контур на всех режимах работы данного двигателя, и вторичного расхода топлива, подаваемого через вторичный топливный контур после достижения двигателем некоторого предварительно определенного режима работы, и аэродинамический кожух, расширяющийся в направлении по потоку и содержащий в своей верхней по потоку части трубку Вентури, установленную коаксиально по отношению к оси топливного инжектора таким образом, что эта трубка Вентури разделяет внутренний поток воздуха, поступающий через первичный завихритель, и наружный поток воздуха, поступающий через вторичный завихритель, причем первичный и вторичный расходы топлива впрыскиваются во внутренний поток воздуха в форме топливных конусов.

Эта двухканальная аэродинамическая топливная форсунка устанавливается, в частности, на турбореактивных двигателях и функционирует только с одним первичным расходом топлива вплоть до достижения двигателем определенного режима, после превышения которого вторичный расход топлива начинает дополнять упомянутый первичный его расход.

В существующих топливных форсунках этого типа выходные конусы двух расходов топлива ударяются во внутреннюю поверхность стенки трубки Вентури. Эта встреча топлива с трубкой Вентури порождает два обстоятельства: - первое из этих обстоятельств касается вторичного распыления топлива, поскольку часть топлива, которое сталкивается с трубкой Вентури, стекает по ней, повторно впрыскивается и повторно распыляется на выходе из этой трубки в условиях, определяемых аэродинамическими характеристиками этой выходной зоны. Эти явления обычно приводят к увеличению угла раскрытия топливного конуса на выходе из трубки Вентури; - второе связанное с этим обстоятельство касается гранулометрического состава топлива на выходе из аэродинамического кожуха форсунки. Этот гранулометрический состав может быть нарушен по отношению к собственной способности к распылению, свойственной для данной топливной форсунки.

Увеличение угла раскрытия топливного конуса при работе двигателя в режиме малого газа или работе на малых оборотах, то есть в том случае, когда задействован только один первичный топливный контур, приводит к выбросу неиспаренного топлива на стенки первичной зоны камеры сгорания. Устройство охлаждения стенок камеры сгорания стремится "заморозить" реакцию горения в этой зоне, что приводит к образованию значительных количеств моноокислов углерода (CO) и несгоревших углеводородов (CH_x).

Задача предлагаемого изобретения состоит в том, чтобы оптимизировать описанные выше системы аэродинамического впрыскивания таким образом, чтобы добиться существенного уменьшения выбросов из камеры сгорания моноокислов углерода и несгоревшим углеродов на режимах малых оборотов.

Данное изобретение достигает своей цели вследствие того обстоятельства, что длина используемой здесь трубки Вентури, а также ее форма адаптированы для того, чтобы конус топлива, поступающего из первичного топливного контура, не сталкивался со стенками трубки Вентури.

Такое конструктивное решение сохраняет распыляющие качества форсунки на режимах малого газа или малых оборотов, что способствует устойчивости горения. Кроме того, характеристики, свойственные данной системе впрыскивания топлива на высокооборотных режимах работы двигателя, не подвергаются каким-либо существенным изменениям, поскольку конус топлива, выдаваемый вторичным топливным контуром, и так ударяется в трубку Вентури специально для того, чтобы получить относительно широкий топливный конус в режиме максимального газа или максимальных оборотов двигателя, что позволяет обеспечить требуемые характеристики смешивания и гомогенизации между различными топливными форсунками.

В соответствии с данным изобретением приняты также следующие предпочтительные характеристики: - отношение между скоростями течения воздуха в первичном и вторичном завихрителях имеет величину менее 1,3; - первичный завихритель отрегулирован на величину в диапазоне от 55 до 65^o; - вторичный завихритель отрегулирован на величину в диапазоне от 60 до 70^o; - отношение расходов воздуха между первичным завихрителем и вторичным завихрителем имеет величину в диапазоне от 1,1 до 1,2; - отношение между осевой длиной расширяющейся части трубки Вентури и диаметром горловины этой трубки Вентури имеет величину в диапазоне от 0,3 до 0,4.

Другие характеристики и преимущества предлагаемого изобретения будут лучше поняты из приведенного ниже описания примера его практической реализации, где даются ссылки на приведенные в приложении фигуры, среди которых: - фиг. 1 представляет собой схематический вид в разрезе системы впрыскивания воздуха и топлива в соответствии с предлагаемым изобретением, смонтированной в донной части камеры сгорания; - фиг. 2 представляет собой график пространственного распределения топлива по отношению к расстоянию по оси аэродинамического кожуха для случая, когда функционирует только один первичный топливный контур, и для случая, когда этот первичный топливный контур функционирует совместно с вторичным топливным контуром.

На фиг. 1 схематически представлена система впрыскивания 1 смеси топлива с воздухом в камеру сгорания 2 двигателя с газовой турбиной, используемая, например, в турбореактивном двигателе. В данном случае речь идет о камере сгорания 2, например, кольцевого типа, ограниченной двумя кольцевыми рубашками />на фиг. 1 не показаны/, отстоящими друг от друга в радиальном направлении по отношению к оси данного турбореактивного двигателя и связанными между собой в передней по потоку части днищем кольцевой камеры сгорания 3.

Это днище камеры 3 содержит множество отверстий 4, равномерно распределенных по окружности вокруг оси данного турбореактивного двигателя. В каждом из этих отверстий 4 установлено устройство впрыскивания 1 смеси топлива с воздухом в соответствии с предлагаемым изобретением. Газообразные продукты сгорания вытекают по потоку в камеру сгорания 2 и питают или приводят в действие затем турбину высокого давления, которая приводит во вращательное движение компрессор высокого давления, располагающийся по потоку выше днища камеры сгорания 3. Этот компрессор высокого давления питает воздухом устройства впрыскивания топливоздушной смеси 1 и два кольцевых пространства, располагающихся в радиальном направлении соответственно внутри и снаружи камеры сгорания 2.

Воздух входит в камеру сгорания 2 через устройства впрыскивания 1 и активно участвует в испарении топлива, а также в его сгорании в первичной зоне камеры сгорания, тогда как воздух, циркулирующий снаружи по отношению к упомянутым рубашкам, участвует в их охлаждении и попадает в камеру сгорания 2 через отверстия разжижения для того, чтобы охладить продукты горения, передаваемые в турбину высокого давления.

Кольцевой дефлектор или отражатель 10 установлен в отверстии 4 при помощи внутренней втулки 11. Этот дефлектор или отражатель 10 располагается в камере сгорания 2 параллельно днищу 3 этой камеры сгорания и охлаждается в результате соударения со струйками воздуха, проходящими через сквозные отверстия 12 в днище камеры 3.

Внутри втулки 11 смонтирован аэродинамический кожух 20, который имеет стенку 21, расширяющуюся в направлении по потоку в продолжение цилиндрической стенки 22, расположенную коаксиально по отношению к оси 23 отверстия 4. Стенка 21 содержит множество отверстий 24 введения воздуха в камеру сгорания.

Цилиндрическая стенка 22 охватывает трубку Вентури 30 с осью 23, причем внутренний контур 31 этой трубки Вентури имеет сходящуюся форму, плавно переходящую в расходящуюся. Трубка Вентури ограничивает потоки воздуха, поступающие из первичного завихрителя 32 и вторичного завихрителя 33.

Упомянутый первичный завихритель 32 радиального типа располагается по потоку перед трубкой Вентури 30 и обеспечивает формирование внутреннего потока воздуха внутри трубки Вентури.

Упомянутый вторичный завихритель 33 также радиального типа располагается по потоку перед цилиндрической стенкой 22 аэродинамического кожуха 20 и этот завихритель формирует наружный поток воздуха в каналах, выполненных между трубкой Вентури 30 и цилиндрической стенкой 22.

Трубка Вентури 30 содержит на своем переднем по потоку конце радиальный фланец 34, разделяющий первичный завихритель 32 и вторичный завихритель 33.

Первичный завихритель 32 жестко связан в своей передней по потоку части с крепежной деталью 40, которая имеет кольцевую канавку 41, открытую со стороны оси 23 отверстия 4. В этой кольцевой канавке 41 смонтирована втулка 42 крепления конца инжектора распыления топлива 43 топливной форсунки с двойным топливным контуром. Упомянутая втулка 42 имеет возможность некоторого перемещения в кольцевой канавке 41 в радиальном направлении для того, чтобы обеспечить возможность регулировки струи топлива в зависимости от тепловых условий, воздействию которых подвержена данная топливная форсунка и детали, закрепленные на днище 3 камеры сгорания.

Рассматриваемая здесь топливная форсунка содержит первичный топливный контур 50, который обеспечивает выдачу первичного расхода топлива 51 в форме топливного конуса, образующего угол β с осью 23 при всех режимах работы двигателя, и вторичный топливный контур 52, который обеспечивает выдачу расхода топлива 53 в форме топливного конуса, образующего угол α с осью 23 только в случае превышения некоторого заданного режима работы двигателя или в случае превышения некоторого заданного расхода топлива.

В соответствии с предлагаемым изобретением форма и геометрические размеры трубки Вентури 30, а также положение конца инжектора топлива и углы α и β топливных конусов 53, 51 рассчитываются таким образом, чтобы топливный конус 53 вторичного расхода топлива всегда ударялся во внутреннюю стенку 31 трубки Вентури 30, а топливный конус 51 первичного расхода топлива никогда не сталкивался с этой внутренней стенкой 31 трубки Вентури 30.

Угол β раскрытия первичного топливного конуса 51 является относительно малым, однако он должен превышать некоторый минимальный угол раскрытия, необходимый для обеспечения удовлетворительных условий запуска данного двигателя в зависимости от положения системы зажигания.

Предложенная конструкция топливной форсунки обеспечивает пространственное распределение топлива на выходе из аэродинамического кожуха 30 и в первичной зоне камеры сгорания, весьма различное для двух упомянутых выше режимов функционирования этой топливной форсунки.

На фиг. 2 сплошной линией представлена кривая C1, демонстрирующая пространственное распределение топлива в функции расстояния X от аэродинамического кожуха 20 по оси 23 в том случае, когда функционирует только один первичный топливный контур 50. Пунктирной линией представлена кривая C2, демонстрирующая то же пространственное распределение топлива в функции расстояния X от аэродинамического кожуха 20 по оси 23 для того случая, когда первичный топливный контур 50 и вторичный топливный контур 52 функционируют одновременно, совместно выдавая топливо.

При анализе графиков, приведенных на фиг. 2, можно видеть, что зоны 60, где плотность топлива является максимальной, удаляются от аэродинамического кожуха 20 в том случае, когда совместно осуществляются первичный и вторичный расход топлива через данную топливную форсунку.

Оптимизация формы аэродинамического кожуха 20 и трубки Вентури 30 была выполнена при помощи двумерных и/или трехмерных аэродинамических расчетов и связанного с ними учета различных явлений двухфазности топлива, таких как дробление топлива, вторичное его распыление на поверхности трубки Вентури 30, явление испарения топлива.

Первичный топливный контур 50 используемой топливной форсунки определяется чисто механическим образом, то есть так, чтобы топливо, впрыскиваемое этим первичным контуром 50, дробилось только под действием давления впрыскивания топлива.

Топливо, подаваемое через этот первичный топливный контур 50, не сталкивается с поверхностью трубки Вентури 30 и не взаимодействует с топливным конусом 53 вторичного топливного контура, что позволяет уменьшить выброс окислов азота по сравнению с уровнем этих выбросов, характерных для существующего уровня техники в данной области, и сместить зону рециркуляции воздуха, которая лежит в основе устойчивости камеры сгорания.

Воздух, который питает аэродинамический кожух 20, имеет динамику выхода, сильно зависящую от трубки Вентури 30. Здесь речь идет об отношении скоростей между внутренним потоком воздуха и наружным потоком воздуха, о регулировке каждого из завихрителей воздуха и о расстоянии, на котором два потока воздуха сливаются между собой, что определяет положение зоны рециркуляции на выходе их аэродинамического кожуха. Топливо, в частности его мельчайшие капельки, заключенные в этих зонах воздуха, расходуются таким образом, что обеспечивает стабилизированное пламя вне зависимости от скорости истечения воздуха вокруг упомянутого аэродинамического кожуха. Определение траекторий движения капель топлива осуществляется при помощи двумерного аэродинамического расчета с учетом двухфазности.

В соответствии с данным изобретением приняты также следующие предпочтительные характеристики:
- отношение скоростей течения воздуха в первичном 32 и вторичном 33 завихрителях имеет величину менее 1,3;
- первичный завихритель 32 отрегулирован на величину в диапазоне от 55^o до 65^o, например на величину 60^o;
- вторичный завихритель 33 отрегулирован на величину в диапазоне от 60^o до 70^o, например, на величину 70^o;
- отношение расходов воздуха через первичный завихритель 32 и через вторичный завихритель 33 имеет величину в диапазоне от 1,1 до 1,2 и составляет, например, 1,13;
- отношение осевой длины L расширяющейся части трубки Вентури 30 к диаметру D горловины этой трубки Вентури 30 имеет величину в диапазоне от 0,3 до 0,4 и составляет, в частности, 1,3.

Формула изобретения

1. Система аэродинамического впрыскивания смеси топлива с воздухом в камеру сгорания (2) двигателя, использующего газовую турбину, причем эта система содержит инжектор топлива (43) с двойным расходом, предназначенный для впрыскивания первого расхода топлива (51), выдаваемого первичным топливным контуром (50) при всех режимах работы данного двигателя, и второго расхода топлива (53), выдаваемого вторичным топливным контуром (52) в случае превышения некоторого предварительно определенного режима работы данного двигателя, и аэродинамический кожух (20), расширяющийся в направлении по потоку и содержащий в своей передней по потоку части трубку Вентури (30), располагающуюся коаксиально по отношению к оси (23) инжектора топлива (43), причем трубка Вентури (30) разделяет внутренний поток воздуха, формируемый первичным завихрителем (32), и наружный поток воздуха, формируемый вторичным завихрителем (33), причем первый расход топлива (51) и второй расход топлива (53) впрыскиваются во внутренний поток воздуха в форме топливных конусов, отличающаяся тем, что длина трубки Вентури и ее форма выбраны такими, чтобы топливный конус (51), поступающий из первичного топливного контура (50), не сталкивался со стенкой трубки Вентури (30).

2. Система по п. 1, отличающаяся тем, что отношение скоростей течения воздуха в первичном (32) и вторичном (33) завихрителях имеет величину менее 1,3.

3. Система по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что первичный (32) и вторичный (33) завихрителя являются радиальными.

4. Система по п.3, отличающаяся тем, что первичный завихритель (32) отрегулирован на величину 55 - 65^o.

5. Система по п. 3 или 4, отличающаяся тем, что вторичный завихритель (33) отрегулирован на величину 60 - 70^o.

6. Система по любому из пп.1 - 5, отличающаяся тем, что отношение расходов воздуха через первичный завихритель (32) и через вторичный завихритель (33) имеет величину 1,1 - 1,2.

7. Система по любому из пп.1 - 6, отличающаяся тем, что отношение осевой длины расширяющейся части трубки Вентури (30) к диаметру D горловины трубки Вентури (30) имеет величину 0,3 - 0,4.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2

PC4A - Регистрация договора об уступке патента Российской Федерации на изобретение

Номер и год публикации бюллетеня: 17-2004

(73) Патентообладатель:
СОСЬЕТЕ НАСЬОНАЛЬ Д`ЭТЮД Э ДЕ КОНСТРЮКСЬОН ДЕ МОТЕР Д`АВИАСЬОН "СНЕКМА" (FR)

(73) Патентообладатель:
СНЕКМА МОТЕР (FR)

Договор № 18927 зарегистрирован 06.04.2004

Извещение опубликовано: 20.06.2004