Камера сгорания газотурбинного двигателя и способ ее работы



Камера сгорания газотурбинного двигателя и способ ее работы
Камера сгорания газотурбинного двигателя и способ ее работы

 


Владельцы патента RU 2505749:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" (RU)

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.

 

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к способам организации горения в камерах сгорания авиационных газотурбинных двигателей (ГТД).

Известен способ организации горения в камере сгорания авиационного ГТД, получивший широкое распространение в основных камерах сгорания ГТД традиционной схемы независимо от конкретных особенностей конструкции двигателя. Способ заключается в том, что рабочий объем камеры разделяется на две основные части: зону горения и зону разбавления. За фронтовым устройством жаровой трубы образуются зоны циркуляции газа, необходимые для стабилизации пламени, т.е. для непрерывного поджигания топливовоздушной смеси горячими продуктами сгорания. В эту зону подается распыляемое центробежной форсункой топливо. Поступающий в жаровую трубу воздух делится на три основные части: первичный, вторичный и третичный (см., например, «Обеспечение комплекса основных характеристик камеры», Основные камеры сгорания ГТД, Научный вклад в создание авиационных двигателей, Книга 2, ЦИАМ, 2000 год, стр.308-309).

Недостатком данного способа является высокий уровень эмиссии монооксида углерода (CO), который считается одним из основных (наряду с оксидами азота NOx, несгоревшими углеводородами и сажевыми частицами) загрязняющих веществ, образующихся при горении углеводородных топлив в традиционных камерах сгорания ГТД. Образование СО в продуктах сгорания обычно связывают с неполнотой сгорания углеводородных топлив в области боковой стенки жаровой трубы, которая интенсивно охлаждается до 900 К в узкой зоне подачи пелены вторичного воздуха, находящейся между корпусом камеры и внешней поверхностью жаровой трубы. При такой низкой температуре монооксид углерода не окисляется в CO2.

Известна камера сгорания ГТД, в которой с целью уменьшения токсичных выбросов используют пар (патент РФ №2287066, МПК F01K 21/04, опубл. 2006 г.). Способ работы указанной камеры ГТД включает подачу пара в первичную зону и во вторичную зону камеры сгорания. Расход пара в первичную зону регулируют перепуском части пара во вторичную зону и поддерживают оптимальную температуру пламени в первичной зоне на всех основных режимах работы. При этом пар во вторичную зону подается непосредственно в жаровую трубу камеры сгорания без предварительного смешения с воздухом, подаваемым во вторичную зону. Изобретение позволяет обеспечить при всех условиях эксплуатации в диапазоне основных режимов работы низкий уровень эмиссии оксидов азота, монооксида углерода и несгоревших углеводородов, устойчивую и надежную работу камеры сгорания, значительное повышение мощности и к.п.д. установки.

Недостатком данной камеры сгорания является невозможность ее использования в авиационных двигателях в связи с большим потребным количеством пара и отсутствием источника пара на борту самолета.

В связи с ужесточением требований по выбросам вредных веществ ГТД (монооксид углерода - CO, несгоревших углеводородов - CnHm, оксидов азота - NOx) возникает необходимость в разработке камеры сгорания с малыми выбросами этих веществ. Среди других решений (подача пара или воды в камеру сгорания) применяют перераспределение расхода воздуха по длине камеры сгорания для обеспечения оптимальных условий горения во всем рабочем диапазоне режимов работы ГТД. При этом для предотвращения образования CO и CnHm на низких режимах и обеспечения нормального запуска камеры сгорания уменьшают расход воздуха в первичную зону, а на высоких режимах для предотвращения образования NOx увеличивают расход воздуха в первичную зону.

Наиболее близкой к предложенной камере является камера сгорания ГТД с регулируемым распределением воздуха, содержащая жаровую трубу с окнами в ее стенке, перекрываемыми размещенным в месте расположения окон подвижным элементом, соединенным через систему рычагов с приводом (патент EP 0100135, МПК F23R 3/26, опуб. 1986 г.).

Недостатком известного устройства является его низкая надежность, так как при нагреве стенок жаровой трубы поворотные и перемещаемые вдоль нее кольца, пояса или не обеспечивают герметичность (при закрытом положении), что не обеспечивает оптимальное распределение воздуха по длине жаровой трубы, или (при достаточной герметичности, т.е. при малых зазорах) могут происходить отказы в перемещениях регулирующих элементов из-за коробления жаровой трубы, особенно при ее неравномерном нагреве, и от температурных расширений жаровой трубы и регулируемых элементов.

В основу изобретения положено решение следующих задач:

- снижение эмиссии вредных веществ;

- окисление CO до CO2, уменьшающее при этом эмиссию CO из камеры сгорания в несколько раз и обеспечивающее тем самым экологически безопасный уровень эмиссии СО из двигателя;

- увеличение полноты сгорания топливовоздушной смеси и к.п.д. камеры сгорания;

- обеспечение экологически более чистого горения.

Для достижения указанного технического результата камера сгорания ГТД содержит корпус, жаровую трубу с зонами горения и разбавления, систему подачи топлива, систему подачи первичного и вторичного потоков воздуха и устройство зажигания топливовоздушной смеси. Система подачи вторичного потока воздуха снабжена устройством воздействия на поток вторичного воздуха в полости кольцевого канала между стенками камеры сгорания и жаровой трубы.

Новым в изобретении является то, что устройство воздействия на поток вторичного воздуха камеры сгорания содержит источник лазерного излучения, оптическое волокно и, по меньшей мере, два расположенных друг напротив друга зеркала. Зеркала размещены в полости кольцевого канала, где одно из зеркал имеет на фокальной линии сквозное отверстие, причем источник лазерного излучения выполнен с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетное состояние и соединен через оптическое волокно со сквозным отверстием зеркала.

Новым также является то, что камера сгорания в качестве источника излучения содержит твердотельный лазер, который выполнен с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетное состояние O2(a1Δg) с длиной волны излучения равной 1268±0,5 нм.

Новым также является то, что камера сгорания в качестве источника излучения содержит твердотельный лазер, который выполнен с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетное состояние с длиной волны излучения равной 762±0,5 нм.

Новым также является то, что зеркала расположены в полости кольцевого канала, охватывающей зону горения или зону разбавления жаровой трубы.

Способ работы камеры сгорания ГТД заключается в том, что в камеру сгорания раздельно подают горючее и воздух. Поток воздуха разделяют на две части. Поток первичного воздуха смешивают с горючим и воспламеняют в полости жаровой трубы. Потоком вторичного воздуха охлаждают стенки жаровой трубы, при этом в полости кольцевого канала между жаровой трубой и стенками корпуса камеры сгорания осуществляют воздействие на поток вторичного воздуха и подают его через отверстия в стенке жаровой трубы камеры сгорания.

Новым в изобретении является то, что воздействие на поток вторичного воздуха перед его подачей в камеру сгорания осуществляют лазерным излучением с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетное состояние при многократном прохождении лазерного излучения между зеркалами.

Новым также является то, что воздействие на поток вторичного воздуха осуществляют лазерным излучением с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетное состояние O2(a1Δg) с длиной волны излучения равной 1268±0,5 нм. А также, воздействие на поток вторичного воздуха осуществляют лазерным излучением с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетное состояние с длиной волны 762±0,5 нм. Воздействие на поток вторичного воздуха осуществляют лазерным излучением в полости кольцевого канала, охватывающей зону горения или зону разбавления жаровой трубы.

Механизм воздействия на поток воздуха с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетные состояния O2(a1Δg) и описан в следующих статьях: 1) Adam Hicks, Seth Norberg, Paul Shawcross, Walter R Lempert, J William Rich and Igor V Adamovich. Singlet oxygen generation in a high pressure non- self-sustained electric discharge //J. Phys. D: Appl. Phys. 38 (2005) 3812-3824; 2) K.F. Pliavaka, S.V. Gorbatov, S.V. Shushkou, F.V. Pliavaka, A.P. Chemukho, S.A. Zhdanok, V.V. Naumov, A. M. Starik, A. Bourig, J.-P. Martin. Singlet oxygen production in electrical non-self-sustained HV pulsed + DC cross discharge at atmospheric pressure with application to plasma assisted combustion technologies // In Contributed Papers of International Workshop on Nonequilibrium Processes in Combustion and Plasma Based Technologies, page 186-191, Minsk, 2006.

Возбуждение молекул O2 в состояние осуществляется лазерным излучением с длинной волны 762 нм. Воздействие лазерным излучением с длинной волны 1268 нм обеспечивает возбуждение молекулярного кислорода в состояние O2(a1Δg).

Настоящее изобретение основано на следующих физических процессах. Интенсификация окисления CO до CO2 в низкотемпературной области достигается посредством возбуждения молекул O2 из основного в возбужденное электронное состояние . Далее в результате относительно быстрого тушения состояния в воздухе возникает метастабильное состояние O2(a1Δg). Молекулы синглетного кислорода O2(a1Δg) реагируют с молекулами CO на несколько порядков величины быстрее, чем молекулы O2 в основном электронном состоянии (Sharipov A.S. and Starik A.M. // J. Phys. Chem. A. 2011. V.115. P.1795-1803). Поступая вместе с вторичным воздухом в пристеночную область жаровой трубы с относительно низкой температурой (T=900-1000 К), синглетный кислород O2(a1Δg) инициирует протекание цепного механизма, приводящего к быстрому окислению CO до CO2. При этом эмиссия CO из камеры сгорания уменьшается в несколько раз. Увеличивается полнота сгорания топливовоздушной смеси и к.п.д. камеры сгорания в целом.

Таким образом, решены поставленные в изобретении задачи, по сравнению с известными аналогами.

Настоящее изобретение поясняется последующим подробным описанием камеры сгорания ГТД и способа ее работы со ссылкой на чертежи, представленные на фиг.1-2, где

на фиг.1 - схема камеры сгорания ГТД;

на фиг.2 - расчет изменения во времени мольных долей компонентов при окислении СО в продуктах сгорания.

На схеме камеры сгорания газотурбинного двигателя (фиг.1) приняты следующие обозначения:

1. жаровая труба;

2. корпус камеры;

3. система подачи топлива;

4. источник лазерного излучения (твердотельный Nd:YAG-лазер);

5. зеркала;

6. оптическое волокно;

7. место ввода оптического волокна;

8. отверстия для подачи вторичного воздуха;

9. циркуляционные потоки в камере сгорания;

10. полость кольцевого канала;

11. устройство зажигания;

12. поток первичного воздуха;

13. поток вторичного воздуха.

Камера сгорания ГТД содержит жаровую трубу 1 с зонами горения и разбавления, размещенную в корпусе 2, систему 3 подачи топлива, систему подачи первичного и вторичного потоков 12, 13 воздуха и устройство 11 зажигания топливовоздушной смеси (см. фиг.1). Камера сгорания ГТД снабжена устройством воздействия на поток 13 вторичного воздуха, выполненным в виде источника 4 лазерного излучения с оптическим волокном 6 и, по меньшей мере, двумя расположенными друг напротив друга зеркалами 5. Зеркала 5 размещены в полости 10 кольцевого канала, где одно из зеркал 5 имеет на фокальной линии сквозное отверстие (не показано). Источник 4 лазерного излучения через оптическое волокно 6 соединен с местом ввода 7 и сквозным отверстием зеркала 5.

Источник 4 лазерного излучения может быть выполнен в виде твердотельного Nd:YAG-лазера, основная частота которого преобразуется кристаллом Al2O3Ti3+ в широкополосное излучение, включающее длину волны 762 нм, которая вызывает переход молекул кислорода из основного электронного состояния в возбужденное синглетное состояние . Выделение соответствующего спектрального диапазона излучения, которое вызывает указанный переход, можно осуществить стандартным методом с помощью монохроматора либо отдельной дифракционной отражательной решетки, установленной на пути излучения, выходящего из кристалла Al2O3Ti3+, и отражением выделенного решеткой спектра в область протекания реакции горения между внешней поверхностью жаровой трубы 1 и стенкой корпуса 2 камеры сгорания. Возможность осуществления подобной оптической схемы подтверждается результатами исследований (статья: Н.И. Липатов, А.С.Бирюков, Э.С.Гулямова. Световой котел-генератор синглетного кислорода O2(a1Δg) // Квантовая электроника 2008. Т.38. №13. C.1179-1182).

Далее в результате относительно быстрого тушения состояния в воздухе

возникает (1) метастабильное состояние O2(a1Δg). Наличие активных центров-носителей цепного механизма окисления молекул CO в форме синглетного кислорода O2(a1Δg) - позволяет интенсифицировать протекание цепной реакции окисления

в рассмотренной области камеры сгорания, где наряду с образовавшимися в реакции (2) носителями цепного механизма атомами кислорода присутствуют также активные атомы Н и радикалы ОН, участвующие в цепном механизме окисления CO. Это позволяет уменьшить на выходе из камеры сгорания количество монооксида углерода до минимально возможного уровня.

Аналогичный механизм окисления молекул СО присутствует в случае возбуждения молекул O2 в синглетное состояние O2(a1Δg) при воздействии лазерного излучения с длинной волны 1268 нм.

Способ работы камеры сгорания ГТД осуществляется следующим образом. В камеру сгорания раздельно подают горючее и воздух. В рабочем объеме камеры формируются зоны горения и разбавления, при этом за фронтовым устройством жаровой трубы 1 образуются циркуляционные потоки 9, необходимые для стабилизации пламени. В эту зону через систему 3 подачи топлива центробежной форсункой распыляется горючее. Поток воздуха разделяют на две части. Поток 12 первичного воздуха смешивают с горючим и воспламеняют в полости жаровой трубы 1. Потоком 13 вторичного воздуха охлаждают стенки жаровой трубы 1. В полости 10 кольцевого канала между жаровой трубой 1 и стенками корпуса 2 камеры сгорания на поток 13 вторичного воздуха воздействуют лазерным излучением соответствующей длины. После обработки потока 13 вторичного воздуха его подают через отверстия 8 в стенке жаровой трубы 1 камеры сгорания.

Воздействие на поток 13 вторичного воздуха осуществляют лазерным излучением в полости 10 кольцевого канала, охватывающей зону горения или разбавления жаровой трубы 1. Источник 4 лазерного излучения обеспечивает возбуждение молекулярного кислорода в синглетные состояния O2(a1Δg) и длиной волны 1268 нм и 762 нм, соответственно.

На фиг.2 приведены результаты расчета изменения во времени мольных долей монооксида углерода и других компонентов для характерных параметров камеры сгорания в области интенсивного охлаждения стенки жаровой трубы 1 (с температурой газа Т0=900 К и давлением Р0=1 атм) потоком 13 вторичного воздуха в случае возбуждения молекул 02 в состояние . Из представленного графика видно, что за время t=0,1 с концентрация СО уменьшается более чем в 10 раз. Таким образом, эмиссия СО уменьшается до нескольких ppm, что существенно ниже норм «ИКАО» (статья: Starik A.M., Koslov V.E., Titova N.C. // Combust. Flame 2010. V.157. N.2. P.313-327).

Предлагаемое техническое решение позволяет практически полностью исключить монооксид углерода в выхлопных газах ГТД, увеличить полноту сгорания топливовоздушной смеси и к.п.д. камеры сгорания, обеспечить экологически более чистое горение, что в совокупности создает значительный технико-экономический эффект и может быть реализовано на практике в авиационном двигателестроении.

1. Камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая 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, отличающаяся тем, что устройство воздействия на поток вторичного воздуха содержит источник лазерного излучения, оптическое волокно и, по меньшей мере, два расположенных напротив друг друга зеркала, размещенных в полости кольцевого канала, где одно из зеркал имеет на фокальной линии сквозное отверстие, причем источник лазерного излучения выполнен с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетное состояние и соединен через оптическое волокно со сквозным отверстием зеркала.

2. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что в качестве источника излучения содержит твердотельный лазер, который выполнен с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетное состояние O2(a1Δg) с длиной волны излучения, равной 1268±0,5 нм.

3. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что в качестве источника излучения содержит твердотельный лазер, который выполнен с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетное состояние с длиной волны излучения, равной 762±0,5 нм.

4. Камера сгорания по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что зеркала расположены в полости кольцевого канала, охватывающей зону горения жаровой трубы.

5. Камера сгорания по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что зеркала расположены в полости кольцевого канала, охватывающей зону разбавления жаровой трубы.

6. Способ работы камеры сгорания газотурбинного двигателя, заключающийся в том, что в камеру сгорания раздельно подают горючее и воздух, поток воздуха разделяют на две части, поток первичного воздуха смешивают с горючим и воспламеняют в полости жаровой трубы, потоком вторичного воздуха охлаждают стенки жаровой трубы, при этом воздействуют на поток вторичного воздуха и подают его через отверстия в стенке жаровой трубы камеры сгорания, отличающийся тем, что воздействие на поток вторичного воздуха перед его подачей в камеру сгорания осуществляют лазерным излучением с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетное состояние при многократном прохождении лазерного излучения между зеркалами.

7. Способ по п.6, отличающийся тем, что воздействие на поток вторичного воздуха осуществляют лазерным излучением с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетное состояние O2(a1Δg) с длиной волны излучения, равной 1268±0,5 нм.

8. Способ по п.6, отличающийся тем, что воздействие на поток вторичного воздуха осуществляют лазерным излучением с возможностью обеспечения возбуждения молекулярного кислорода в синглетное состояние с длиной волны 762±0,5 нм.

9. Способ по любому из пп.6-8, отличающийся тем, что воздействие на поток вторичного воздуха осуществляют лазерным излучением в полости кольцевого канала, охватывающей зону горения жаровой трубы.

10. Способ по любому из пп.6-8, отличающийся тем, что воздействие на поток вторичного воздуха осуществляют лазерным излучением в полости кольцевого канала, охватывающей зону разбавления жаровой трубы.



 

Похожие патенты:

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

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. .

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