Камера сгорания с оптимальным режимом работы



Камера сгорания с оптимальным режимом работы
Камера сгорания с оптимальным режимом работы
Камера сгорания с оптимальным режимом работы
Камера сгорания с оптимальным режимом работы
Камера сгорания с оптимальным режимом работы

 


Владельцы патента RU 2400673:

Открытое акционерное общество "КЛИМОВ" (RU)

Камера сгорания содержит корпус, жаровую трубу с отверстиями для подвода воздуха в зоны горения и смешения и фронтовое устройство с завихрителями воздуха и форсунками подачи топлива. Жаровая труба камеры сгорания выполнена с геометрическими и газодинамическими критериями, обеспечивающими оптимальный режим ее работы. Отношение площади поперечного миделевого сечения к суммарной эффективной площади всех отверстий равно 7,0±1,5. Относительная пропускная способность завихрителей равна 0,17±0,1. Интенсивность закрутки потока воздуха завихрителями фронтового устройства равна 0,8±0,4, а коэффициент скорости потока в отверстиях жаровой трубы равен 0,22±0,1. Изобретение обеспечивает максимальную экономичность, надежность и ресурс двигателя. 5 ил.

 

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и установкам различного назначения и может быть использовано в авиационных, транспортных, судовых, локомотивных и стационарных энергетических установках.

Известна камера сгорания, содержащая корпус, жаровую трубу с отверстиями для подвода воздуха в зоны горения и смешения и фронтовое устройство с завихрителями воздуха и форсунками подачи топлива, например камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя (С.А.Вьюнов, Ю.И.Гусев, А.В.Карпов и др. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, стр.388).

Недостатками известной камеры сгорания является то, что из-за крайней сложности и недостаточной изученности протекающих в ней процессов, значения геометрических и газодинамических критериев камеры сгорания не обеспечивают оптимальный режим ее работы.

Известна также принятая за прототип камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя ТВ7-117, содержащая корпус, жаровую трубу с отверстиями для подвода воздуха в зоны горения и смешения, фронтовое устройство с завихрителями воздуха и форсунками подачи топлива (Рекламный проспект TV7-117S Turboprop Engine, Москва, Aviation Publishing Hourse, 1993).

Жаровая труба камеры сгорания двигателя ТВ7-117 выполнена со следующими значениями геометрических и газодинамических критериев:

- отношение площади поперечного миделевого сечения жаровой трубы к суммарной эффективной площади всех отверстий в ней

относительная пропускная способность завихрителей

где µF3 - эффективная площадь завихрителей фронтового устройства,

- суммарная эффективная площадь всех отверстий в жаровой трубе;

- интенсивность закрутки потока воздуха завихрителями фронтового устройства

где Wt и Wa - средние по сечению тангенциальная и осевая составляющие скорости воздуха на выходе завихрителя;

коэффициент скорости потока в отверстиях жаровой трубы

где W - скорость потока в отверстиях жаровой трубы, акр - критическая скорость звука.

Однако принятые значения геометрических и газодинамических критериев не обеспечивают оптимальный режим работы камеры сгорания, при котором обеспечивается максимальная экономичность, надежность и ресурс двигателя.

Задачей настоящего изобретения является определение значений геометрических и газодинамических критериев камеры сгорания, обеспечивающих оптимальный режим ее работы. Под оптимальным режимом работы понимается удовлетворение главным требованиям, предъявляемым в эксплуатации:

- максимальной полноты сгорания топлива и кпд термодинамического цикла двигателя;

- минимальной неравномерности поля температуры газа на выходе из камеры сгорания (на входе в турбину);

- максимального предела срыва пламени при максимальном обеднении топливовоздушной смеси.

Указанная задача достигается тем, что в камере сгорания, содержащей корпус, жаровую трубу с отверстиями для подвода воздуха в зоны горения и смешения и фронтовое устройство с завихрителями воздуха и форсунками подачи топлива, жаровая труба выполнена со следующими оптимальными значениями геометрических и газодинамических критериев:

Оптимальные значения указанных критериев установлены в результате расчетного анализа и обобщения данных более 300 испытаний камер сгорания газотурбинных двигателей различных схем и размеров.

На фиг.1 представлена конструктивная схема камеры сгорания.

На фиг.2 показана зависимость характеристик камеры сгорания от отношения критерия к его оптимальному значению

На фиг.3 показано отношение недожога топлива (1-η) к его минимальному значению (1-η)min в зависимости от отношения значения к его оптимальному значению

На фиг.4 приведено отношение недожога топлива (1-η) к его минимальному значению (1-η)min в зависимости от отношения к ее оптимальному значению

На фиг.5 показаны границы устойчивого горения (без срыва пламени) в камере при максимальном обеднении смеси топлива с воздухом.

Камера сгорания содержит корпус 1, жаровую трубу 2 с отверстиями для подвода воздуха в зоны горения и смешения 3, фронтовое устройство с завихрителями воздуха 4 и форсунками подачи топлива 5. Площадь поперечного миделевого сечения жаровой трубы определяется ее высотой Нж и диаметром Dж.

Камера сгорания работает следующим образом. Сжатый в компрессоре воздух поступает в полость корпуса 1, из которой воздух поступает в жаровую трубу 2 через множество отверстий подвода воздуха в зоны горения и смешения 3 и через завихрители воздуха 4. Через форсунки 5 в камеру сгорания подводится под давлением жидкое или газообразное топливо.

Рабочий процесс в камере сгорания газотурбинной установки характеризуется многообразием одновременно протекающих и взаимосвязанных физико-химических превращений в турбулентном потоке газа со сложной аэродинамической структурой и значения критериев как показывают исследования, играют определяющую роль в этом процессе.

Процессы смешения топлива с окислителем (воздух), взаимодействия холодных и горячих турбулентных струй, оказывающих существенное влияние на протекание химических реакций и выравнивание температур в камере, управляются важнейшим критерием . Существенное влияние критерия на характеристики камеры показано на фиг.2.

По оси абсцисс на графике отложены значения критерия , отнесенные к его оптимальному значению обеспечивающему максимальную величину эффективного кпд термодинамического цикла (ηe)max и минимальную величину коэффициента максимальной окружной неравномерности поля температур газа (θmax)min.

По оси ординат отложены следующие величины:

- кпд термодинамического цикла двигателя ηе, отнесенные к его максимальному значению (ηе)max (кривая 1);

- коэффициенты максимальной окружной неравномерности поля температуры газа θmax, отнесенные к его минимальному значению (θmax)min (кривая 2);

- недожога топлива в камере сгорания (1-η), отнесенные к ее минимальному значению (1-η)min, для которого оптимальное значение критерия (кривая 3).

Из графика следует некоторая противоречивость влияния критерия на максимальный кпд термодинамического цикла двигателя (ηe)max, минимальную неравномерность поля температур газа на выходе из камеры сгорания (θmax)min и минимальную величину недожога топлива (1-η)max.

Исследования показывают, что для обеспечения максимального значения кпд термодинамического цикла двигателя (ηe)max и минимального значения неравномерности поля температур газа на выходе из камеры сгорания (θmax)min - оптимальное значение критерия ; а для обеспечения минимального значения недожога топлива (1-η)min оптимальное значение критерия

Исходя из требований к тепловой машине: обеспечение максимальной экономии топлива за счет полного его сжигания и обеспечение ее надежности и ресурса (в газотурбинном двигателе за счет минимальной неравномерности поля температур газа на выходе из камеры сгорания), определяется оптимальное значение критерия

Критерий определяет долю воздуха, участвующего в формировании топливовоздушной смеси в отдельной горелке, а критерий характеризует интенсивность этого процесса. Совместное проявление этих факторов характеризует процессы смешения топливных и воздушных потоков и процессы тепломассообмена между зоной обратных потоков и закрученной струей воздуха, сформированных завихрителем.

Из графиков на фиг.3 и 4 видно, что и при оптимальном значении относительной пропускной способности завихрителей и при оптимальном значении интенсивности закрутки завихрителей недожог топлива (1-η) минимальный. Протекание и левой и правой частей кривых объясняется процессами неудовлетворительного распределения и смешения топлива в камере по всей массе воздуха, что сопровождается недожогом топлива.

На фиг.5 по оси абсцисс отложено отношение текущих значений коэффициента скорости λож в отверстиях жаровой трубы к его оптимальному значению (λож)opt.

По оси ординат отложены отношения значений коэффициента избытка воздуха α к его максимальному значению (αmax) при оптимальной величине коэффициента скорости потока воздуха в отверстиях жаровой трубы (λож)opt.

Из графика следует, что максимальный предел устойчивой работы камеры сгорания при максимальном обеднении смеси топлива с воздухом, при котором еще не прекращается горение и не происходит срыв пламени, обеспечивается при оптимальном значении коэффициента скорости течения в отверстиях подвода воздуха в зоны горения и смешения жаровой трубы (λож)opt=0,22.

Сужение границ устойчивости горения по левой ветке на графике обусловлено «проскоком» пламени, а по правой ветке - «выносом» пламени из зоны его стабилизации.

Устойчивое горение в камере поддерживается за счет обеспечения оптимального соотношения скорости воздуха, поступающего в жаровую трубу через отверстия его подвода в зоны горения и смешения и турбулентной скорости распространения пламени.

Применение камеры сгорания, жаровая труба которой выполнена с предлагаемыми оптимальными значениями геометрических и газодинамических критериев, позволит обеспечить максимальные экономичность, надежность и ресурс двигателя.

Фиг.1. Конструктивная схема камеры сгорания.

Фиг.2. Зависимость характеристик камеры сгорания от отношения критерия

1 - кпд термодинамического цикла двигателя ηе отнесенный к его максимальному значению (ηe)max (кривая 1).

2 - коэффициент максимальной окружной неравномерности поля температуры газа θmax, отнесенный к его минимальному значению (θmax)min (кривая 2).

3 - недожог топлива в камере сгорания (1-η), отнесенный к ее минимальному значению (1-η)min (кривая 3).

Фиг.3. Зависимость недожога топлива в камере сгорания (1-η), отнесенная к его минимальному значению (1-η)min от отношения величины относительной пропускной способности завихрителей к ее оптимальному значению .

Фиг.4. Зависимость недожога топлива в камере сгорания (1-η), отнесенная к его минимальному значению (1-µ)min от отношения величины интенсивности закрутки потока воздуха завихрителями фронтового устройства к ее оптимальному значению .

Фиг.5. Зависимость коэффициента избытка воздуха в камере сгорания α, отнесенного к его максимальной величине αmax, от отношения величины коэффициента скорости λож в отверстиях жаровой трубы к его оптимальному значению (λож)opt.

Камера сгорания, содержащая корпус, жаровую трубу с отверстиями для подвода воздуха в зоны горения и смешения и фронтовое устройство с завихрителями воздуха и форсунками подачи топлива, отличающаяся тем, что жаровая труба камеры сгорания выполнена с геометрическими и газодинамическими критериями: отношением площади поперечного миделевого сечения к суммарной эффективной площади всех отверстий
где µ - суммарный безразмерный коэффициент расхода;
Fож - суммарная геометрическая площадь всех отверстий, щелей и завихрителей жаровой трубы;
относительной пропускной способностью завихрителей
где Fз - суммарная геометрическая площадь всех завихрителей на выходе из межлопаточных каналов,
интенсивностью закрутки потока воздуха завихрителями фронтового устройства и коэффициентом скорости потока в отверстиях жаровой трубы обеспечивающими оптимальный режим ее работы.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетике, в частности к горелочным устройствам, и может быть использовано в газотурбинных установках. .

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

Изобретение относится к области энергетики, преимущественно к устройствам регулирования низкоэмиссионных камер сгорания газотурбинных установок, использующих в качестве горючего природный газ или жидкое углеводородное топливо, и может быть использовано в любых экологически безопасных тепловых или энергетических устройствах для регулирования и производства высокотемпературного и/или высокоэнергетического рабочего тела в любых технологических процессах.

Изобретение относится к турбостроению, а именно к кольцевым камерам сгорания газотурбинных двигателей (ГТД). .

Изобретение относится к камерам сгорания непрерывного действия, использующим жидкое топливо, а именно к средствам стабилизации пламени. .

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей, преимущественно к камерам сгорания наземных турбомашин, работающих на газовом топливе с низкой токсичностью выхлопных газов.

Изобретение относится к области создания камер сгорания энергетических установок преимущественно для авиационного авиадвигателестроения, а именно к способам определения границ вибрационного горения основной камеры сгорания турбореактивного двигателя, устройства камеры сгорания, например газотурбинного привода нагнетателя магистрального газа (авиационного типа) на компрессорных станциях газопроводов.

Изобретение относится к камерам сгорания (к.с.) газотурбинных двигателей (ГТД), в частности к к.с. .

Изобретение относится к области турбостроения, в частности к диффузорам основных камер сгорания (ОКС) авиационных газотурбинных двигателей (ГТД). .

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус, жаровую трубу с зонами горения и разбавления, систему подачи топлива, систему подачи первичного и вторичного потоков воздуха, снабженную устройством воздействия на поток вторичного воздуха в полости кольцевого канала между стенками камеры сгорания и жаровой трубы, и устройство зажигания топливовоздушной смеси. Устройство воздействия на поток вторичного воздуха содержит источник лазерного излучения, оптическое волокно и, по меньшей мере, два расположенных друг напротив друга зеркала, размещенных в полости кольцевого канала. Одно из зеркал имеет на фокальной линии сквозное отверстие. Источник лазерного излучения выполнен с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетное состояние и соединен через оптическое волокно со сквозным отверстием зеркала. Изобретение позволяет практически полностью исключить монооксид углерода в выхлопных газах газотурбинного двигателя, увеличить полноту сгорания топливовоздушной смеси и К.П.Д. камеры сгорания. 2 н. и 8 з.н. ф-лы, 2 ил.

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус, расположенную в корпусе перфорированную жаровую трубу с зонами горения и разбавления, систему подачи топлива, систему подачи первичного и вторичного потоков воздуха и устройство зажигания топливовоздушной смеси. Система подачи потоков воздуха снабжена устройством воздействия на поток первичного воздуха во входном канале первичного воздуха и устройством воздействия на поток вторичного воздуха в полости кольцевого канала между стенками камеры сгорания и жаровой трубы. Устройства воздействия на потоки первичного и вторичного воздуха содержат источник лазерного излучения, делитель лазерного излучения по устройствам воздействия на потоки первичного и вторичного воздуха. Каждое устройство воздействия снабжено оптическими волокнами с вводами, подключенными к делителю лазерного излучения. Вывод оптического волокна устройства воздействия на поток первичного воздуха подключен через сквозное отверстие к входному каналу первичного воздуха, выполненного, по меньшей мере, с двумя расположенными напротив друг друга зеркалами. Устройство воздействия на поток вторичного воздуха содержит, по меньшей мере, два расположенных напротив друг друга зеркала, размещенных в полости кольцевого канала, где одно из зеркал имеет в фокальной плоскости на оси симметрии сквозное отверстие. Вывод оптического волокна устройства воздействия на поток вторичного воздуха подключен через сквозное отверстие зеркала к кольцевому каналу. Источник лазерного излучения выполнен с возможностью возбуждения молекул кислорода в метастабильные синглетные состояния. Изобретение позволяет увеличить полноту сгорания топливовоздушной смеси и к.п.д. камеры сгорания. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 3 ил.

Устройство для сжигания топлива в газотурбинном двигателе содержит наружный и внутренний корпусы, образующие кольцевую полость, в которой установлены неподвижные и подвижные разделители потоков, образующие чередующиеся первичные и вторичные каналы. На наружном корпусе кольцевой полости в каждом первичном канале выполнены симметричные прямоугольные вырезы, соответствующие его размеру, с проходящими через них неподвижными разделителями потока. В торцевой части кольцевой полости установлены два кольца с возможностью вращения вокруг продольной оси, диаметр одного из которых соответствует диаметру наружного корпуса, второго - диаметру внутреннего корпуса. На наружном кольце выполнены 2N прорези, где N - натуральное четное число, соответствующее количеству первичных каналов. В каждом первичном канале установлены по две выполненные по профилю крыла пластины, шарнирно закрепленные на внутреннем кольце, с возможностью перемещения вокруг продольной оси двигателя по прорезям на наружном кольце и вокруг своей центральной оси. Длина прорези соответствует ходу пластины от минимального до максимального размера первичного канала. В каждом первичном канале установлены уголковые стабилизаторы пламени с углом раскрытия 55-65 градусов по направлению потока, которые жестко закреплены на наружном и внутреннем кольцах равноудаленно по окружности. Точка крепления на наружном кольце находится между прорезями соответствующего канала. Изобретение направлено на расширение диапазона устойчивой работы камеры сгорания. 3 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ смешивания разбавляющего воздуха с горячим основным потоком в системе последовательного сгорания газовой турбины, при этом газовая турбина содержит компрессор, первую камеру сгорания, соединенную ниже по потоку с компрессором, и горячие газы первой камеры сгорания впускают в промежуточную турбину или непосредственно во вторую камеру сгорания. Горячие газы второй камеры сгорания впускают в дополнительную турбину или непосредственно в систему регенерации энергии, при этом впрыск разбавляющего воздуха вводится в первую камеру сгорания, а направление впрыска разбавляющего воздуха противоположно или совпадает с направлением первоначального потока завихрения внутри области первой камеры сгорания. Также представлены форсунка разбавляющего воздуха и камеры сгорания для осуществления настоящего способа. Изобретение позволяет снизить выделения CO. 4 н. и 8 з. п. ф-лы, 9 ил.

Система сгорания содержит корпус, камеру сгорания, расположенную внутри корпуса, разделительную стенку, клапан, расположенный на корпусе. Внутренний объем корпуса определен как объем внутри корпуса, но снаружи камеры сгорания. Разделительная стенка разделяет внутренний объем корпуса на первую и вторую части объема и имеет по меньшей мере одно отверстие для обеспечения соединения по текучей среде между первой и второй частями объема. Клапан расположен на корпусе для обеспечения прохождения выходного потока текучей среды из внутреннего объема корпуса наружу корпуса в зависимости от рабочего положения клапана. Камера сгорания имеет вход для подачи окислителя в камеру сгорания. Вход находится в соединении по текучей среде с первой частью объема. Система выполнена с возможностью установки рабочего положения клапана для демпфирования колебаний системы. Изобретение направлено на уменьшение или демпфирование колебаний, влияющих на эффективность системы сгорания или турбины. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способу управления воздушным потоком, подаваемым в камеру сгорания, и к камере сгорания. Камера сгорания газовой турбины содержит корпус с трубопроводом подачи топлива для подачи топлива в корпус и трубопроводом подачи воздуха-носителя для подачи воздуха в корпус. Упомянутая камера сгорания также содержит регулирующую систему для регулировки массового расхода воздуха-носителя, подаваемого в корпус, согласно характеристикам топлива. Трубопровод подачи топлива и трубопровод подачи воздуха-носителя соединены с по меньшей мере общим соплом. По меньшей мере общее сопло используется как для впрыскивания топлива, так и воздуха-носителя. Регулирующая система выполнена с возможностью поддержания импульса топлива и воздуха-носителя, по существу постоянным. Регулирующая система содержит датчик для измерения отличительной характеристики топлива, дросселирующий клапан, соединенный с трубопроводом подачи воздуха-носителя, блок управления, для управления дросселирующим клапаном на основании отличительной характеристики топлива, измеренной датчиком. Обеспечивается корректировка смешиваемых количеств топлива и воздуха, снижение выбросов и эффективная работа, в том случае, когда состав топлива изменяется со временем. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх