Камера сгорания для газовой турбины(варианты) и способ эксплуатации газовой турбины



Камера сгорания для газовой турбины(варианты) и способ эксплуатации газовой турбины
Камера сгорания для газовой турбины(варианты) и способ эксплуатации газовой турбины
Камера сгорания для газовой турбины(варианты) и способ эксплуатации газовой турбины
Камера сгорания для газовой турбины(варианты) и способ эксплуатации газовой турбины

 


Владельцы патента RU 2534189:

Дженерал Электрик Компани (US)

Камера сгорания для газовой турбины содержит группу радиально внешних сопел, по меньшей мере центральное сопло, первую и вторую камеры сгорания. Внешние сопла расположены по существу по кольцевой схеме и выпускной конец каждого из них расположен с возможностью подачи топлива и/или воздуха в первую камеру сгорания. Выпускной конец центрального сопла расположен в осевом направлении перед выпускными концами радиально внешних сопел и выполнен и размещен с возможностью подачи топлива и воздуха во вторую камеру сгорания. Вторая камера сгорания расположена в осевом направлении перед первой камерой сгорания, открыта в нее и имеет длину, достаточную для поддержания факела пламени центрального сопла ограниченным указанной второй камерой сгорания. Выпускные концы радиально внешних сопел удерживаются в кольцевой пластине. Вторая камера сгорания ограничена трубчатым элементом, проходящим от указанной кольцевой пластины в направлении вверх по течению. Изобретение позволяет уменьшить уровень СО в камере сгорания при низкой нагрузке или при ее отсутствии, а также увеличивает надежность оборудования. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Это изобретение относится к газотурбинному оборудованию и, более конкретно, к аксиально-ступенчатой конфигурации сопел камеры сгорания газовой турбины, которая обеспечивает улучшенное сгорание окиси углерода СО.

ПРЕДПОСЫЛКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

В настоящее время существует предел желательному в некоторых случаях уменьшению температуры газов на выходе камеры сгорания из-за количества СО, содержащегося в газообразных продуктах сгорания. Другими словами, температура на выходе камеры сгорания должна поддерживаться относительно высокой, чтобы обеспечить сгорание СО для удовлетворения требуемых уровней выброса СО. Чтобы поддерживать температуру на выходе камеры сгорания достаточно высокой с обеспечением поддержания низкого уровня СО в условиях низкой нагрузки или при отсутствии нагрузки, пользователь должен либо остановить турбину, либо удерживать турбину "онлайн" (во включенном состоянии) даже во время периодов низкой потребности в энергии, таким образом, увеличивая количество расходуемого топлива.

Следовательно, существует потребность в средствах, благодаря которым количество СО, создаваемого сгоранием в газовой турбине, может быть уменьшено, так что для пользователя может быть увеличена возможность изменения диапазона параметров. Более конкретно, если бы уровни СО могли быть уменьшены в камере сгорания при условии низкой нагрузки или в отсутствие нагрузки, пользователи могли бы затрачивать меньше топлива, в то время когда уменьшается потребность в электрической энергии. Это, в свою очередь, в результате приведет к прямой экономии топлива, но без необходимости останавливать турбину и снова запускать ее, когда потребности в энергии снова возникнут, таким образом, улучшая также надежность оборудования.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

В первом примерном, но не ограничивающем варианте изобретение относится к камере сгорания для газовой турбины, содержащей группу радиально внешних сопел, которые расположены по существу по кольцевой схеме и выпускной конец каждого из которых расположен с возможностью подачи топлива и/или воздуха в первую камеру сгорания, и по меньшей мере центральное сопло, выпускной конец которого расположен в осевом направлении перед выпускными концами указанных радиально внешних сопел и выполнен и размещен с возможностью подачи топлива и воздуха во вторую камеру сгорания, расположенную в осевом направлении перед указанной первой камерой сгорания, причем вторая камера сгорания открыта в первую камеру сгорания и имеет длину, достаточную для поддержания факела пламени центрального сопла ограниченным указанной второй камерой сгорания.

В другом примерном аспекте изобретение относится к камере сгорания для газовой турбины, содержащей группу сопел, которые расположены по существу по кольцевой схеме и выпускной конец каждого из которых расположен с возможностью подачи топлива и/или воздуха в первую камеру сгорания, и центральное сопло, при этом выпускной конец центрального сопла и выпускной конец по меньшей мере одного из указанной группы сопел расположены в осевом направлении перед выпускными концами остальных сопел указанной группы и выполнены и размещены с возможностью подачи топлива и воздуха во вторую камеру сгорания, расположенную в осевом направлении перед указанной первой камерой сгорания, причем вторая камера сгорания открыта в указанную первую камеру сгорания и имеет длину, достаточную для поддержания факела пламени центрального сопла и факела пламени указанного по меньшей мере одного сопла из указанной группы сопел ограниченными второй камерой сгорания.

Еще в одном примерном аспекте изобретения предложен способ эксплуатации газовой турбины, имеющей по меньшей мере одну камеру сгорания, снабжаемую топливом и/или воздухом через несколько сопел, включающих внешнюю группу сопел, окружающих центральное сопло, при этом способ включает (а) при отсутствии нагрузки или низкой нагрузке, подачу топлива и воздуха к указанному центральному соплу и только воздуха к указанной внешней группе сопел с обеспечением в то же время изолирования факела пламени, создаваемого указанным центральным соплом, от воздуха, текущего через указанную внешнюю группу сопел, и (b) при более высокой нагрузке, подачу топливовоздушной смеси как через указанную внешнюю группу сопел, так и через центральное сопло с обеспечением поддержания факелов пламени, создаваемых указанной внешней группой сопел, в первой камере сгорания, а факела пламени, создаваемого центральным соплом, во второй камере сгорания, расположенной перед указанной первой камерой сгорания.

Изобретение ниже описано более подробно в сочетании с чертежами, описанными ниже.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Фиг.1 является продольным разрезом камеры сгорания газовой турбины согласно первому примерному, но не ограничивающему варианту изобретения;

Фиг.2 является частичным увеличенным видом в аксонометрии камеры сгорания, показанной на фиг.1;

Фиг.3 является частично рассеченным видом в аксонометрии камеры сгорания, показанной на фиг.2;

Фиг.4 является схематическим чертежом конфигурации камеры сгорания согласно другому примерному, но не ограничивающему варианту.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

На фиг.1-3 показана камера 10 сгорания газовой турбины согласно примерному, но не ограничивающему варианту изобретения. Понятно, что камера 10 сгорания обычно соединена с несколькими другими подобными камерами сгорания, расположенными по кольцевой схеме вокруг корпуса газовой турбины, причем каждая камера сгорания подает газы сгорания к первой ступени турбины. Каждая камера 10 сгорания снабжается воздухом от компрессора (не показан). Воздух от компрессора протекает реверсивно (как показано стрелками) в кольцевой проход 12, расположенный между радиально внутренней и выровненной вдоль оси переходной частью 14 и гильзой 16 камеры сгорания, с одной стороны, и радиально внешними, выровненными вдоль оси каналами 18 и 20, с другой стороны. Воздух от компрессора течет в проход 12 через отверстия 22, 24 системы принудительного охлаждения в соответствующих каналах 18 и 20 для потока, таким образом, обеспечивая охлаждение переходной части и гильзы камеры сгорания, перед реверсированием потока у входного конца камеры сгорания. Вообще, и при определенных рабочих условиях, воздух течет в воздушные инжекторы, связанные с каждым из группы из шести радиально внешних сопел 26 и центральным соплом 28 (число сопел в камере сгорания обычно варьируется от 6 до 8), где он предварительно смешивается с топливом, подаваемым к соплам через концевую крышку 30 камеры сгорания. Топливовоздушная смесь из радиально внешних сопел 28 нагнетается в зону горения, или главную камеру 32 сгорания.

Зажигание осуществляется посредством свечей зажигания (не показаны) в соединении с перекрестными соединительными трубками (также не показаны), которые соединяют соседние камеры сгорания. Горячие газы сгорания текут из камеры 32 сгорания в переходную часть 14 и затем в первую ступень газовой турбины, представленную одной сопловой лопаткой 34. До этого момента камера сгорания, как она описана, в целом хорошо известна, и изобретение здесь относится к расположению центрального сопла 28 относительно радиально внешних сопел 26 и 30 и к размещению второй (или первичной) камеры 36 сгорания перед первой (или главной) камерой 32 сгорания.

Более конкретно, и также со ссылкой на фиг.2 и 3, в особенности, центральное сопло 28 утоплено в направлении вверх по течению (относительно направления течения газов сгорания слева направо на разных чертежах). Другими словами, центральное сопло 28 расположено вдоль оси позади выпускных отверстий радиально внешних окружающих сопел 26. Колпак 38 камеры сгорания поддерживает выпускные концы внешних сопел, но имеет такую конфигурацию и смонтирован так, что воздух компрессора течет между колпаком и стенкой 40 корпуса (фиг.1). Выпускные концы указанных радиально внешних сопел 26 удерживаются в кольцевой пластине 44. От колпака 38 в направлении назад проходит по существу цилиндрический трубчатый элемент 42, проходящий к выпускному концу центрального сопла 28, с образованием,таким образом, первичной камеры 36 сгорания, которая открыта в главную камеру 32 сгорания у самой передней пластины 44 колпака 38. Длину камеры 36 задают так, чтобы она была достаточной для обеспечения полного сгорания СО, в то же время защищая факел пламени центрального сопла от окружающего холодного воздуха, текущего в главную камеру 32 сгорания через радиально внешние сопла 26.

Топливо подается к трубкам радиально внешних сопел (две показаны на фиг.1 под номером 46 позиции) и к трубке 48 центрального сопла через концевую крышку 30, как отмечено выше, в то время как воздух подается к радиально внешним соплам 26 через впускные отверстия 50 центробежных форсунок для предварительного смешивания (два отверстия показаны на фиг.3), обычной конфигурации, и к центральному соплу 28 через впускное отверстие центробежной форсунки предварительного смешивания, через отверстия 52 в радиальной лопасти 54.

При режимах с низкой нагрузкой, вплоть до полной скорости без нагрузки (FSNL), топливо подается только к центральному соплу 28, в то время как воздух течет через радиально внешние сопла 26. Путем ограничения факела пламени центрального сопла первичной камерой 36 сгорания этот факел защищен от холодного воздуха, поступающего через радиально внешние сопла 26 и, таким образом, не подвергается нежелательному падению температуры. В результате, при поддержании факела пламени центрального сопла при высокой температуре и при достаточном объеме топлива, подаваемого к центральному соплу 28, факел пламени центрального сопла будет сжигать имеющийся СО. Уменьшение уровней СО, в свою очередь, позволит оператору турбины еще более снизить расход топлива при уменьшении нагрузки, когда потребности в энергии низкие.

Когда нагрузка увеличивается, наступает момент, когда количество топлива, требуемое для сгорания, превышает количество, которое может быть получено от центрального сопла 28. Радиально внешние сопла 26 тогда приводят в действие и к ним подают топливо, смешивая его с воздухом, подаваемым компрессором, как описано выше. Горящие факелы пламени, связанные с внешними соплами 26, находятся за первичной камерой 36 сгорания внутри основной камеры 32 сгорания. Радиально внешние сопла 26 могут быть "зажжены" одновременно или в некоторой определенной заранее последовательности (или одновременно группами по 2 или 3, например), как это диктуется оптимизацией сгорания для конкретных задач камеры сгорания.

В любом случае, в режиме полной скорости без нагрузки (FSNL) факел пламени центрального сопла остается в первичной камере 36 сгорания, в то время как факелы пламени внешних сопел остаются в главной камере 32 сгорания, вниз по течению за первичной камерой 36 сгорания. Из-за того что трубчатый элемент 42, ограничивающий первичную камеру 36 сгорания, непосредственно находится под воздействием факела пламени центрального сопла, он должен охлаждаться любыми подходящими средствами, такими как, например, нанесение теплового барьерного покрытия, системой принудительного охлаждения, добавлением турбулизаторов или любой комбинацией вышеперечисленного.

В оптимизированном применении изобретения к конкретной модели турбины одна треть (1/3) воздуха для горения протекает через центральное сопло, и две трети (2/3) - через группу внешних сопел, с коэффициентом φ приблизительно 0,6 (φ - эквивалентное отношение, определяемое как отношение действительного отношения топливо/воздух к стехиометрическому значению). Типичные значения φ находятся в пределах от 0,50 до 0,65.

В альтернативном рабочем режиме на полной скорости при отсутствии нагрузки (FSNL) факел пламени в центральном сопле 28 может быть потушен на относительно короткое время, и затем в это сопло могут снова начать подавать топливо, так что факел снова зажигают (и поддерживают) вниз по течению за первичной камерой 36 сгорания. Путем повторного зажигания факела пламени центрального сопла в основной камере 40 сгорания и удержания его вне первичной камеры 36 сгорания температуру трубчатого элемента 42 можно сделать ниже, и зона смешивания топлива и воздуха, подаваемого к центральному соплу 28, расширяется, в результате чего получается лучшее смешивание и низкие выбросы СО. В этом альтернативном рабочем режиме FSNL может быть предпочтительным, чтобы стенка трубчатого элемента 42 сужалась внутрь в направлении вниз по течению. Более высокая скорость смеси топливо/воздух, движущейся через уменьшенное поперечное сечение, предотвратит перемещение факела пламени центрального сопла вверх по течению, обратно в первичную камеру сгорания. Заметим, что в случае, когда решено повторно зажечь пламя в первичной камере 36 сгорания, необходимо использовать свечу зажигания или другое поджигающее устройство в камере.

Еще в одном примерном, но не ограничивающем варианте, более одного сопла могут быть защищены от холодного воздуха, протекающего через окружающие или прилегающие сопла в режиме FSNL. Например, центральное сопло и одно или два других сопла внешней группы могут быть утоплены таким же способом, как описано выше в связи с центральным соплом 28. Кроме того, эти одно или два дополнительных сопла могут быть расположены в одной камере сгорания продолговатой, овальной или другой формы, т.е. форма камеры сгорания будет диктоваться числом и расположением утопленных сопел. Одно такое расположение показано на фиг.4, где центральное сопло 128 и одно сопло из окружающей группы радиально внешних сопел 126 утоплены во второй камере 136 сгорания, ограниченной продолговатым трубчатым элементом 142.

Эта разработанная многоступенчатая камера сгорания, таким образом, способна изолировать сопла, в которые подается топливо (например, центральное сопло 28), защищая факелы от чрезмерно холодного окружающего воздуха, выходящего из соседних сопел, в которые не подается топливо (например, радиально внешние сопла 26), в режимах с частичной нагрузкой или без нагрузки путем установления зоны сгорания в утопленной камере сгорания (первичной камере 36 сгорания) для полного сгорания СО в конце этой камеры.

1. Камера (10) сгорания для газовой турбины, содержащая:
группу радиально внешних сопел (26), которые расположены по существу по кольцевой схеме и выпускной конец каждого из которых расположен с возможностью подачи топлива и/или воздуха в первую камеру (32) сгорания,
по меньшей мере центральное сопло (28), выпускной конец которого расположен в осевом направлении перед выпускными концами указанных радиально внешних сопел и выполнен и размещен с возможностью подачи топлива и воздуха во вторую камеру (36) сгорания, расположенную в осевом направлении перед указанной первой камерой (32) сгорания, причем вторая камера (36) сгорания открыта в первую камеру (32) сгорания и имеет длину, достаточную для поддержания факела пламени центрального сопла ограниченным указанной второй камерой (36) сгорания,
при этом выпускные концы указанных радиально внешних сопел (26) удерживаются в кольцевой пластине (44), причем указанная вторая камера сгорания ограничена трубчатым элементом (42), проходящим от указанной кольцевой пластины (44) в направлении вверх по течению.

2. Камера сгорания по п.1, в которой имеются средства (30, 50) для подачи либо только воздуха, либо воздуха и топлива к указанной группе радиально внешних сопел.

3. Камера сгорания по п.2, в которой имеются средства (30) для подачи топлива и воздуха к указанному центральному соплу.

4. Камера сгорания по п.1, в которой кроме выпускного конца центрального сопла (128) выпускной конец по меньшей мере одного сопла из указанной группы радиально внешних сопел (126) расположен перед выпускными концами остальных радиально внешних сопел.

5. Камера сгорания по п.4, в которой указанное по меньшей мере одно сопло из указанной группы радиально внешних сопел (126) выполнено и расположено с возможностью подачи топлива и воздуха в указанную вторую камеру (136) сгорания.

6. Камера (10) сгорания для газовой турбины, содержащая:
группу сопел (26), которые расположены по существу по кольцевой схеме и выпускной конец каждого из которых расположен с возможностью подачи топлива и/или воздуха в первую камеру (32) сгорания,
центральное сопло (128), при этом выпускной конец центрального сопла и выпускной конец по меньшей мере одного сопла из указанной группы сопел (126) расположены в осевом направлении перед выпускными концами остальных сопел указанной группы и выполнены и размещены с возможностью подачи топлива и воздуха во вторую камеру (36) сгорания, расположенную в осевом направлении перед указанной первой камерой (32) сгорания, причем вторая камера (36) сгорания открыта в указанную первую камеру (32) сгорания и имеет длину, достаточную для поддержания факела пламени центрального сопла и факела пламени указанного по меньшей мере одного сопла из указанной группы сопел ограниченными второй камерой (36) сгорания.

7. Камера сгорания по п.6, в которой выпускные концы указанных радиально внешних сопел (126), за исключением выпускного конца указанного по меньшей мере одного сопла из указанной группы сопел, удерживаются в кольцевой пластине (44), при этом указанная вторая камера сгорания ограничена трубчатым элементом (42), проходящим от указанной кольцевой пластины в направлении вверх по течению.

8. Камера сгорания по п.6, в которой имеются средства (30, 50) для подачи либо одного только воздуха, либо воздуха и топлива к указанной группе радиально внешних сопел.

9. Камера сгорания по п.8, в которой имеются средства (30) для подачи топлива и воздуха к центральному соплу.

10. Способ эксплуатации газовой турбины, имеющей по меньшей мере одну камеру (10) сгорания по п.1 или 6, снабжаемую топливом и/или воздухом через несколько сопел (26), включающих внешнюю группу сопел, окружающих центральное сопло (28), включающий:
a) при отсутствии нагрузки или низкой нагрузке, подачу топлива и воздуха к указанному центральному соплу (28) и только воздуха к указанной внешней группе сопел (26) с обеспечением в то же время изолирования факела пламени, создаваемого указанным центральным соплом (28), от воздуха, текущего через указанную внешнюю группу сопел (26), и
b) при более высокой нагрузке, подачу топливовоздушной смеси как через указанную внешнюю группу сопел (26), так и через центральное сопло (28) с обеспечением поддержания факелов пламени, создаваемых указанной внешней группой сопел, в первой камере (32) сгорания, а факела пламени, создаваемого центральным соплом, во второй камере (36) сгорания, расположенной перед указанной первой камерой сгорания.

11. Способ по п.10, в котором дополнительно:
c) гасят факел пламени, создаваемый центральным соплом (28), и
d) повторно зажигают новый факел пламени, создаваемый указанным центральным соплом (28), причем указанный новый факел удерживают в первой камере (32) сгорания.

12. Способ по п.10, в котором указанная первая камера (32) сгорания имеет длину, достаточную для сжигания CO при низких уровнях нагрузки или при отсутствии нагрузки.

13. Способ по п.10, в котором охлаждают трубчатый элемент (42), ограничивающий вторую камеру (36) сгорания.

14. Способ по п.13, в котором указанный трубчатый элемент охлаждают принудительным охлаждением, или с использованием теплозащитного покрытия, или с использованием турбулизаторов, или любой комбинацией этих методов.

15. Способ по п.10, в котором этап (a) выполняют в отношении по меньшей мере одного дополнительного сопла в указанной внешней группе сопел.

16. Способ по п.10, в котором этап (a) выполняют при условиях полной скорости и отсутствия нагрузки.

17. Способ по п.10, в котором этап (b) выполняют при условиях полной скорости и отсутствия нагрузки.

18. Способ по п.16, в котором этап (b) выполняют при условиях полной скорости и отсутствия нагрузки.



 

Похожие патенты:

Горелка газовой турбины содержит реакционную камеру (5) и множество выходящих в реакционную камеру (5) реактивных сопел (6). Реактивными соплами (6) с помощью струи (2) флюида через выпускное отверстие (22) флюид подается в реакционную камеру (5).

Камера сгорания содержит торцевую крышку, камеру воспламенения, расположенную за торцевой крышкой, форсунки, расположенные радиально в торцевой крышке и содержащие первое подмножество форсунок и второе подмножество форсунок.

Кольцевая малоэмиссионная камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус с расположенной в нем кольцевой жаровой трубой, включающей две отстоящие друг от друга кольцевые оболочки, соединенные между собой в передней по потоку части жаровой трубы фронтовым устройством, систему подачи топлива и, по меньшей мере, две запальные свечи.

Изобретение относится к энергетическому, химическому и транспортному машиностроению и может быть использовано в камерах сгорания газотурбинных установок. Предложен способ сжигания топлива, заключающийся в предварительном разделении потока воздуха на коаксиальные кольцевые струи, закрутке соседних смежных струй в противоположных направлениях, причем ближайшие одна к другой части соседних закрученных в противоположном направлении струй подают в радиальном направлении навстречу одна другой с образованием турбулентного сдвигового слоя, при этом подачу топлива осуществляют в этот слой для последующего воспламенения образовавшейся топливовоздушной смеси.

Изобретение относится к устройству сгорания, в частности газотурбинному двигателю, содержащему: трубопровод подачи топлива в устройство сгорания для обеспечения подачи всего топлива в устройство сгорания; по меньшей мере одну горелку, включающую множество трубопроводов подачи топлива по меньшей мере в одну горелку, при этом подача топлива в множество трубопроводов подачи топлива по меньшей мере в одну горелку соответствует общей подаче топлива в трубопровод подачи топлива в устройство; объем сгорания, связанный по меньшей мере с одной горелкой; датчик температуры, расположенный в устройстве с возможностью передачи информации о температуре, относящейся к части устройства, которая подлежит защите от перегрева; датчик давления, предназначенный для передачи информации о давлении внутри объема сгорания; и систему управления.

Изобретение относится к области авиационной техники. Сверхзвуковой плазмохимический стабилизатор горения для прямоточной камеры сгорания состоит из установленных в проточной части камеры сгорания двух последовательно расположенных по потоку электродов, выполненных в виде обтекаемых пилонов с симметричными аэродинамическими профилями, один из которых - анод, электрически изолирован от металлической стенки камеры сгорания и оборудован трубкой для подвода топлива и инжекторами для впрыска топлива в поток, при этом анод имеет излом так, что корневая часть анода имеет отрицательную стреловидность относительно направления потока, а концевая - нулевую стреловидность, а второй электрод - катод расположен в следе за первым и непосредственно закреплен на стенке камеры сгорания, в анод дополнительно встроены трубка и инжекторы для впрыска в поток одновременно с топливом химически активных добавок, торец концевой части анода со стороны набегающего потока имеет выступ в виде тонкой прямоугольной пластины, расположенной в плоскости симметрии пилона, задняя кромка пластины скошена и имеет скругления в угловых точках, при этом угол между торцевой поверхностью и задней кромкой анода также скруглен.

Изобретение относится к узлу сгорания для газотурбинного двигателя. .

Горелка // 2470229

Камера сгорания в сборе содержит основной корпус, формируемый подающим коллектором с системой подачи топлива и топливными форсунками, продолжающимися от подающего коллектора и снабжаемыми топливом посредством системы подачи топлива подающего коллектора. Подающий коллектор имеет сандвич-конструкцию и сформирован из отдельных элементов. Количество отдельных элементов коллектора превышает количество типов топлива в системе подачи топлива. Система подачи топлива содержит по меньшей мере один газопроводный канал и по меньшей мере один жидкотопливный канал. Подающий коллектор сформирован из по меньшей мере трех отдельных элементов. Изобретение позволяет создать эффективную камеру сгорания в сборе при значительном снижении затрат на изготовление основного корпуса. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Камера сгорания газовой турбины содержит пилотную топливную форсунку, расположенную в среднем участке цилиндра, открывающегося на одном конце в камеру сгорания. Пилотная топливная форсунка содержит топливную форсунку, а также радиально отстоящую вокруг внешнего периметра топливной форсунки цилиндрическую наружную обшивку. Между топливной форсункой и наружной обшивкой расположен пилотный турбулизирующий элемент. Несколько основных горелок расположены относительно радиального направления вокруг пилотной топливной форсунки. Пилотный конус выполнен с внутренней стороной и внешней стороной и расположен со стороны камеры сгорания на пилотной топливной форсунке и со стороны камеры сгорания имеет отверстие, так что при смешивании воздуха и пилотного топлива в пилотном конусе (4) образуется пилотное пламя для воспламенения впрыскиваемого от основных горелок топлива. Пилотный конус имеет на своей внутренней стороне и внешней стороне турбулизирующие генераторы. Турбулизирующие генераторы являются трапециевидными и/или треугольными полосами, расположенными в отверстии пилотного конуса по всей окружности отверстия. Трапециевидные и/или треугольные полосы расположены на пилотном конусе попеременно под углом +/-30°. Изобретение направлено на создание камеры сгорания, которая может эксплуатироваться с повышенной температурой пламени, и, следовательно, с увеличенным кпд. 3 н. и 2 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области сжигания топлива и может найти применение в воздушно-реактивных двигателях, в газотурбинных, топочных и теплоэнергетических установках, в установках по переработке и утилизации бытовых и промышленных отходов. Устройство для сжигания топлива включает камеру сгорания, содержащую в корпусе коническую жаровую трубу, образующую канал подвода основного воздуха, устройство подвода основного топлива. К устройству подвода основного топлива примыкает головка камеры сгорания, выполненная сферической с радиусом, равным радиусу жаровой трубы. Корпус камеры сгорания содержит крышку с внутренней поверхностью в виде «тора». Торец стенки жаровой трубы выполнен скругленным и вместе с внутренней поверхностью в виде «тора» образует канал с проходным сечением, равным проходному сечению канала, образованного наружным диаметром жаровой трубы и внутренним диаметром корпуса устройства. Торец жаровой трубы заглублен в крышку на длину, равную не менее двух расстояний между корпусом и жаровой трубой. На противоположной стороне жаровой трубы расположена головка камеры сгорания, снабженная форсункой пускового топлива и свечой зажигания. Изобретение направлено на упрощение конструкции и технологии ее сборки, повышение надежности работы. 3 ил.

Изобретение относится к горелочному устройству промежуточного подогрева и способу работы газотурбинной установки с последовательным сгоранием. Горелочное устройство промежуточного подогрева выполнено для второй камеры сгорания газотурбинной установки. Газотурбинная установка содержит первое сжигающее устройство с первой камерой сгорания и первой горелкой и второе сжигающее устройство со второй камерой сгорания и второй горелкой. Горелочное устройство содержит канал с площадью поперечного сечения, центральное тело, плоскость впрыска топлива. Плоскость впрыска топлива расположена вдоль длины центрального тела. Центральное тело расположено в канале выше по потоку от второй камеры сгорания и оканчивается на впуске второй камеры сгорания. Поперечное сечение канала, ограниченного второй горелкой и последующей второй камерой сгорания, увеличивается ступенчато от выпуска второй горелки до впуска второй камеры сгорания. Отношение периметра поперечного сечения выпуска второй горелки к периметру поперечного сечения впуска второй камеры сгорания составляет от 0,6 до 1. Техническим результатом является упрощение проектирования компонентов газотурбинной установки. 2 н. и 23 з.п. ф-лы, 11 ил.

Система для впрыска эмульсии из первой текучей среды и второй текучей среды в пламя горелки содержит центральный газовый канал, наружный газовый канал, канал текучей среды и смесительное устройство для образования эмульсии из первой текучей среды и второй текучей среды и для выпуска эмульсии в сужающийся кольцевой канал текучей среды и для впрыска эмульсии из указанного кольцевого канала текучей среды в пламя. Центральный газовый канал проходит вдоль продольной центральной оси от верхнего по потоку конца до нижнего по потоку конца. Наружный газовый канал расположен коаксиально с газовым каналом. Канал текучей среды расположен коаксиально между газовым каналом и наружным газовым каналом с образованием сужающегося вниз по потоку кольцевого канала текучей среды. Центральный газовый канал и канал текучей среды разделены с помощью первой стенки в форме усеченного конуса на ее нижнем по потоку конце, заканчивающемся кольцевым внутренним выступом. Канал текучей среды и наружный газовый канал разделены с помощью второй стенки в форме усеченного конуса на ее нижнем по потоку конце, заканчивающимся кольцевым наружным выступом. Система установлена с концентричным окружением источника нагревания, подающего через газовый канал горячие газы, направляемые в пламя горелки. Изобретение уменьшает выброс NOx при горении основного пламени. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 6 ил.
Наверх