Способ сжигания предварительно подготовленной "бедной" топливовоздушной смеси в двухконтурной малоэмиссионной горелке с повышенной устойчивостью сжигания пилотного топлива



Способ сжигания предварительно подготовленной бедной топливовоздушной смеси в двухконтурной малоэмиссионной горелке с повышенной устойчивостью сжигания пилотного топлива
Способ сжигания предварительно подготовленной бедной топливовоздушной смеси в двухконтурной малоэмиссионной горелке с повышенной устойчивостью сжигания пилотного топлива
Способ сжигания предварительно подготовленной бедной топливовоздушной смеси в двухконтурной малоэмиссионной горелке с повышенной устойчивостью сжигания пилотного топлива
Способ сжигания предварительно подготовленной бедной топливовоздушной смеси в двухконтурной малоэмиссионной горелке с повышенной устойчивостью сжигания пилотного топлива
Способ сжигания предварительно подготовленной бедной топливовоздушной смеси в двухконтурной малоэмиссионной горелке с повышенной устойчивостью сжигания пилотного топлива
Способ сжигания предварительно подготовленной бедной топливовоздушной смеси в двухконтурной малоэмиссионной горелке с повышенной устойчивостью сжигания пилотного топлива
Способ сжигания предварительно подготовленной бедной топливовоздушной смеси в двухконтурной малоэмиссионной горелке с повышенной устойчивостью сжигания пилотного топлива
Способ сжигания предварительно подготовленной бедной топливовоздушной смеси в двухконтурной малоэмиссионной горелке с повышенной устойчивостью сжигания пилотного топлива
Способ сжигания предварительно подготовленной бедной топливовоздушной смеси в двухконтурной малоэмиссионной горелке с повышенной устойчивостью сжигания пилотного топлива
Способ сжигания предварительно подготовленной бедной топливовоздушной смеси в двухконтурной малоэмиссионной горелке с повышенной устойчивостью сжигания пилотного топлива
Способ сжигания предварительно подготовленной бедной топливовоздушной смеси в двухконтурной малоэмиссионной горелке с повышенной устойчивостью сжигания пилотного топлива
Способ сжигания предварительно подготовленной бедной топливовоздушной смеси в двухконтурной малоэмиссионной горелке с повышенной устойчивостью сжигания пилотного топлива
Способ сжигания предварительно подготовленной бедной топливовоздушной смеси в двухконтурной малоэмиссионной горелке с повышенной устойчивостью сжигания пилотного топлива
Способ сжигания предварительно подготовленной бедной топливовоздушной смеси в двухконтурной малоэмиссионной горелке с повышенной устойчивостью сжигания пилотного топлива
Способ сжигания предварительно подготовленной бедной топливовоздушной смеси в двухконтурной малоэмиссионной горелке с повышенной устойчивостью сжигания пилотного топлива

 


Владельцы патента RU 2564474:

Публичное акционерное общество "Газпром" (RU)

Способ сжигания предварительно подготовленной “бедной” топливовоздушной смеси в малоэмиссионной горелке заключается в регулировании относительного расхода пилотного топлива на всех возможных режимах работы малоэмиссионной горелки независимо от расхода основного топлива с учетом температуры воздуха и температуры “бедной” топливовоздушной смеси из условия получения минимальной концентрации оксидов азота при сохранении устойчивости горения топливовоздушной смеси в дополнительной циркуляционной зоне. Последующее ограничение скорости подачи пилотного топлива в дополнительную циркуляционную зону малоэмиссионной горелки не более (5-10) м/с за счет использования проницаемой пластины, пропускная способность которой с этой целью задается путем выбора структуры и толщины пористого материала. При этом используют катализаторы, нанесенные на разветвленную поверхность проницаемой пластины, причем тип катализатора зависит от рабочей температуры проницаемой пластины. В качестве плохообтекаемого тела используют полый конический стабилизатор с углом при вершине 30°. Изобретение позволяет увеличить диапазон устойчивого горения “бедной” топливовоздушной смеси, уменьшить эмиссию оксидов азота, увеличить надежность и ресурс работы малоэмиссионной горелки. 7 з.п. ф-лы, 7 ил., 1 табл.

 

Изобретение относится к области машиностроения, энергетики, транспорта и к другим областям, где имеют место процессы сжигания «бедной» топливовоздушной смеси (ТВС), в частности, к созданию малоэмиссионных камер сгорания (МКС) авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и стационарных газотурбинных установок (ГТУ) на базе малоэмиссионных горелок (МГ) с предварительной подготовкой и сжиганием «бедных» смесей жидких или газообразных топлив и воздуха.

Известно [1] (Лефевр А. Процессы в камерах сгорания ГТД: Пер. с англ. - М.: Мир, 1986. 566 с.), что процесс горения ТВС стехиометрического состава происходит при максимальной температуре с образованием максимальных концентраций оксидов азота [NOx]. Для уменьшения эмиссии NOx стремятся уменьшить температуру процесса за счет сжигания «бедных» ТВС. Однако при этом ухудшается устойчивость сгорания «бедной» смеси и обычно сопровождается пульсациями давления. Поэтому при сжигании «бедных» ТВС на первое место выдвигается проблема устойчивости их горения. Если «бедная» ТВС остается еще реакционно-способной, но движется с большой скоростью, превышающей скорость распространения пламени, то цель стабилизации пламени состоит в том, чтобы за пределами высокоскоростного газового потока создать область со скоростью, меньшей, чем скорость распространения пламени в этой смеси.

Среди устройств, применяемых для стабилизации пламени в потоке реакционно-способной ТВС при разработке МГ, плохообтекаемые тела и аксиально-лопаточные завихрители (АЛЗ), несомненно, получили преимущественное распространение и поэтому их характеристики наиболее исследованы [1], [2] (Б.В. Раушенбах, С.А. Белых, И. В. Беспалов и др. Физические основы рабочего процесса в камерах сгорания воздушно-реактивных двигателей. М.: Изд-во «Машиностроение». 1964. 526 с.) и [3] (Щукин В.К., Халатов А.А. Теплообмен, массообмен и гидродинамика закрученных потоков в осесимметричных каналах. - М.: Машиностроение, 1982. 200 с.). Причем АЛЗ могут выполнять различные роли: обеспечивать предварительную подготовку ТВС, препятствовать проскоку пламени в зону смешения и создавать циркуляционную зону с возвратным течением, где происходит устойчивое горение этой смеси.

Так как плохообтекаемые тела, изготовленные из тугоплавких металлов, при горении стехиометрической ТВС находятся в зоне очень высоких температур, превышающих температуру их плавления, то для обеспечения работоспособности и ресурса работы они требуют охлаждения.

Проблемы обеспечения устойчивости горения «бедной» ТВС, а также работоспособности и ресурса работы плохообтекаемых тел при создании МГ должны решаться одновременно. Однако в известных способах, реализованных при создании МГ, эти проблемы решаются либо частично, либо не достаточно эффективно. Многообразие форм и размеров плохообтекаемых тел и способов подачи пилотного топлива с целью организации устойчивого горения «бедной» ТВС и обеспечения ресурса работы плохообтекаемых тел порождают многообразие технических решений их реализации, не всегда достаточно эффективных.

Попытки значительно уменьшить эмиссию окислов азота привели к использованию очень «бедных» ТВС, которые не способны гореть из-за низких концентраций топлива в смеси. Цель стабилизации пламени в данном случае состоит не только в том, чтобы создать область со скоростью, меньшей, чем скорость распространения пламени, но и изменить в этой области состав «бедной» ТВС так, чтобы повысить в ней концентрацию топлива до реакционно-способного состава путем подачи в область стабилизации некоторого количества пилотного топлива. Иными словами, создать «дежурный» факел устойчивого сжигания реакционно-способной ТВС во втором (дополнительном) контуре МГ.

При значительном «обеднении» ТВС все труднее обеспечить ее однородность из-за значительного уменьшения в ней концентрации топлива и локального способа его подачи. Поэтому значительно «обедненная» ТВС становится неоднородной. В ее чередующихся локальных зонах образуется менее «обедненная» и «переобедненная» ТВС. Сжигание такой ТВС, несмотря на то, что средняя адиабатическая температура горения снижается, сопровождается увеличениями температуры горения смеси и эмиссии окислов азота в менее «обедненных» локальных зонах, а также уменьшением температуры горения смеси и ростом неполноты сгорания топлива и эмиссии окиси углерода и углеводородов в локальных «переобедненных» зонах. Обусловленная неоднородностью температуры горения смеси неоднородность плотности среды генерирует в ней неоднородность давления. Пульсации давления, в свою очередь, приводят к колебаниям перепада давления и изменениям расхода топлива, что приводит к дополнительному росту амплитуды пульсаций давления и т.д.

Способы сжигания «бедной» ТВС, в которых для повышения устойчивости ее горения применяется «дежурный» («пилотный») факел, можно разделить на два класса:

- способы, в соответствии с которыми в зону горения «дежурного» факела подается предварительно подготовленная и реакционноспособная ТВС;

- способы, в соответствии с которыми пилотное топливо подается непосредственно в зону горения «дежурного» факела.

В МГ со сжиганием «бедной» ТВС по способу первого класса расход пилотного топлива ограничен коэффициентом избытка воздуха (α) и расходом пилотного воздуха, который зависит от режима работы двигателя. Диапазон изменения α для реакционно-способной ТВС зависит от вида топлива. В табл. 1 приведены нижний и верхний концентрационные пределы распространения пламени и соответствующие им предельные значения α для различных углеводородных топлив.

Для экономии топлива обычно используется только «бедная» ветвь диапазона устойчивого горения ТВС. Невозможность широкого и независимого от расхода воздуха регулирования расхода пилотного топлива отрицательно сказывается на экологических характеристиках МГ.

В МГ со сжиганием «бедной» ТВС по способу второго класса расход воздуха, вовлекаемого в зону горения «дежурного» факела, будет определяться расходом пилотного топлива и значением α.

Рассмотрим известные способы повышения надежности воспламенения, ресурса работы и устойчивости горения предварительно подготовленной «бедной» ТВС.

Известно устройство для сжигания газообразного, жидкого, а также средне- или низкокалорийного топлива [4] (Патент ER №908671, кл. 6 F23D 17/00, 1990), содержащее камеру смешения, завихритель, вход подачи воздуха в камеру смешения, первый и второй входы подачи газообразного топлива, первый и второй входы подачи жидкого топлива.

В устройстве обеспечивается недостаточно хорошее качество смешения газообразного и жидкого топлива с воздухом, что приводит к возникновению пульсаций концентраций топлива и, как следствие, к повышенному уровню эмиссии оксидов азота.

Недостатки известного устройства [4] частично устраняются в устройстве для сжигания жидкого или газообразного топлива, содержащего, установленные последовательно перед входом потока в камеру сгорания, устройство подачи жидкого или газообразного топлива, гомогенизатор, завихритель потока и стабилизатор пламени [5] (патент США №6880340, МПК F02C 1/00, 2005). Устойчивость горения ТВС в данном устройстве [5] достигается путем организации циркуляционной зоны за стабилизатором пламени. В потоке воздуха установлена перфорированная перегородка. Поток воздуха вначале пропускают через перфорированную перегородку, а затем подают в него топливо. Такой способ смешения компонентов позволяет:

- сократить зону горения и уменьшить тепловую нагрузку на жаровую трубу камеры сгорания, так как подготовка ТВС вынесена за пределы зоны горения и осуществляется предварительно;

- получить более однородную ТВС, чем при отсутствии перфорированной перегородки, и уменьшить неравномерность распределения топлива;

- уменьшить эмиссию окислов азота и уровень пульсаций давления.

Однако установка перфорированной перегородки значительно увеличивает гидравлическое сопротивление потока. Поэтому для сохранения расхода воздуха необходимо повысить напор, что снижает эффективность работы устройства.

Еще одним недостатком данного технического решения является то, что повышенной турбулизации подвергается только один компонент - воздух, а другой компонент - топливо подается обычным способом.

Недостатком данного устройства является также отсутствие охлаждения теплонапряженных элементов стабилизатора и его небольшой ресурс работы.

Известны устройства для сжигания жидкого или газообразного топлива [6] (патент РФ №2270402, МПК F23R 3/00, 2006) и [7] (патент РФ №2324117, МПК F23R 3/42, F23D 17/00, 2006), которые содержат устройство подачи жидкого и/или газообразного топлива, гомогенизатор, завихритель потока, конический входной диффузор жаровой трубы, в котором установлен стабилизатор пламени, цилиндрическую среднюю часть жаровой трубы и сужающуюся к выходу часть жаровой трубы с критическим сечением. Гомогенизатор, завихритель потока и стабилизатор пламени установлены последовательно. Завихритель потока расположен между гомогенизатором и коническим входным диффузором жаровой трубы, а стабилизатор пламени установлен в коническом диффузоре с образованием кольцеобразного канала. Причем в устройстве [7] соотношение площадей на выходе и на входе этого канала, отнесенное к относительной длине этого канала, не превышает 0,3. Угол поворота лопаток завихрителя относительно направления потока смеси в гомогенизаторе составляет не менее 30°.

Утверждается, что «улучшается смесеобразование за счет исключения из процесса перемешивания центральной низкоскоростной части потока путем размещения в ней стабилизатора пламени, увеличивается осредненная скорость потока и исключается возникновение его вращающегося ядра с малой относительной скоростью движения газов». Однако не указывается, какими средствами обеспечивается низкоскоростная часть потока на выходе из завихрителя, которая затем исключается из процесса перемешивания компонентов путем размещения в коническом входном диффузоре жаровой трубы стабилизатора пламени.

Утверждается также, что «при указанном соотношении площадей на выходе и входе конического кольцеобразного канала площадь задней торцевой поверхности стабилизатора пламени, определяющей объем зоны рециркуляции, можно выбрать практически любой, достаточной для подогрева, воспламенения и устойчивого горения «обедненной» смеси на всех режимах работы устройства, незначительно изменяя радиальные габариты камеры сгорания и конусность стабилизатора пламени». Однако не дается рекомендаций в отношении размеров площади задней торцевой поверхности стабилизатора пламени, которая обеспечивала бы достаточный подогрев, воспламенение и устойчивое горение «обедненной» смеси на всех режимах работы устройства, и какую долю она должна составлять от площади конического входного диффузора жаровой трубы, чтобы обеспечить минимальное гидравлическое сопротивление стабилизатора пламени.

При движении вращающего потока смеси вдоль кольцеобразного канала возникает кориолисова сила, которая действует в направлении обратном вращению, изменяя планируемое направление движения этого потока в канале при ее отсутствии [8] (Астрономический сайт «Галактика», 2004 г.). Поэтому не понятно, как «за счет кориолисовых сил отдельные объемы смеси перемещаются от середины потока к периферии и наоборот, достигая высокой эффективности перемешивания компонентов при малых гидравлических потерях». То есть не понятно, как может одна и та же кориолисова сила действовать не на весь поток смеси, а только на его отдельные «объемы» (правильнее сказать, отдельные частицы потока) и в различных направлениях.

Кроме того, на наш взгляд, является ошибочным утверждение о том, что «при этом достигается максимализация осредненной скорости движения потока и его турбулизации при минимальных потерях кинетической энергии на создание указанной траектории движения потока». Как известно, гидравлические потери давления и кинетическая энергия пропорциональны квадрату скорости [2] и [9] (В.Ф. Голубев. Основы теоретической механики. Физматлит. 2001) соответственно.

Следует обратить внимание на то, что на пусковых режимах охлаждение кромок стабилизатора обеспечивается пилотным топливом, а на режимах при выключенном пилотном топливе кромки стабилизатора будут перегреваться, снижая ресурс работы устройства.

Недостатки способов, реализованных в патентах-аналогах [4]-[7], устраняются в способе [10] (Патент РФ №2451878, F23R 3/00,2012), который принят нами в качестве прототипа.

Устройство, в котором реализован данный способ [10], содержит установленные последовательно: входной лопаточный аппарат, где производится струйная подача основного газообразного топлива в сносящий поток воздуха, проницаемый элемент, АЛЗ турбинного типа с центральным телом и конический стабилизатор. Пилотное топливо подается непосредственно в зону горения «дежурного» факела.

В отличие от способа предварительной подготовки ТВС, принятого в патентах [4]-[7], в данном способе применяется двухступенчатый способ смешения газообразного топлива и воздуха:

- в первой ступени так же, как и в способах по патентам [4]-[7], применяется струйное смешение газообразного топлива и воздуха;

- во второй ступени, в отличие от способов по патентам [4]-[7], образовавшаяся в первой ступени ТВС дополнительно пропускается через микроканалы пористого тела проницаемого элемента. При взаимодействии турбулентных пульсаций всех параметров потока (скорости, температуры, давления и концентраций топлива), соизмеримых по амплитуде с размерами микроячеек пористого тела, со стенками ячеек происходит усреднение амплитуд («срезание» стенками ячеек локально больших амплитуд) и достигается практически полная однородность всех параметров потока.

Пилотное топливо подают в виде одиночных струй через систему дозирующих отверстий, выполненных в днище полого конуса. Однако из-за небольших размеров днища полого конуса не удается разместить необходимое количество отверстий и на режимах больших нагрузок пилотное топливо приходится подавать с большими скоростями, намного превосходящими скорость потока «бедной» ТВС, движущегося навстречу пилотному топливу. Если скорости движения пилотного топлива слишком велики, то струи топлива, с одной стороны, могут проскочить через дополнительную циркуляционную зону без смешения с «бедной» ТВС или только частично смешаться с ней. С другой стороны, на режимах малых нагрузок и режиме запуска камеры сгорания приходится подавать такое количество пилотного топлива, при котором в дополнительной циркуляционной зоне образуется очень «богатая» ТВС. Горение такой ТВС сопровождается образованием большого количества сажи, которая из-за холодных стенок полого конуса не может сублимировать и откладывается на его днище, препятствуя поступлению пилотного топлива в «дежурную» зону.

Охлаждение теплонапряженной кромки стабилизатора обеспечивается «бедной» ТВС, подаваемой в виде струй через систему отверстий, выполненных в стенке стабилизатора, и через коническую щель, образованную внутренней конической поверхностью стабилизатора и внешней конической поверхностью полого конуса. За пределами полого конуса охлаждающая среда движется далее как пристеночная пленка вдоль внутренней поверхности стабилизатора, хладоресурс которой расходуется почти полностью. Необходимо отметить, что одна часть этой охлаждающей «бедной» ТВС участвует в процессе смешения с пилотным топливом, а другая ее часть уносится эжектирующим потоком в основную циркуляционную зону.

Пленочное охлаждение теплонапряженных элементов хорошо зарекомендовало себя в камерах сгорания ГТД и ГТУ. Однако подача охлаждающей «бедной» ТВС в дополнительную циркуляционную зону, кроме пилотного топлива, снижает степень разрежения за стабилизатором, интенсивность дополнительной вихревой зоны и уменьшает количество вовлекаемой в эту зону «бедной» ТВС в виде возвратного потока для смешения с пилотным топливом. Что отрицательно сказывается на устойчивости «дежурного» факела.

Задачами данного изобретения являются:

- увеличение эффективности сжигания пилотного топлива;

- повышение устойчивости горения «бедной» ТВС;

- снижение эмиссии окислов азота;

- снижение потерь полного давления;

- повышение надежности и ресурса работы МГ.

Выполнение поставленных задач обеспечивается с помощью следующих технических решений.

Способ сжигания предварительно подготовленной «бедной» топливовоздушной смеси в малоэмиссионной горелке, включающей открытую с обоих концов кольцевую внешнюю втулку, проницаемый элемент с заданными значениями пористости и дисперсности, выполненный из металла, аксиально-лопаточный завихритель турбинного типа с центральным телом, расположенный за проницаемым элементом, и центральное тело, выполненное в виде центральной втулки, которая на выходе из малоэмиссионной горелки завершается полым коническим стабилизатором, центральное тело имеет такую длину, при которой полый конический стабилизатор располагается за аксиально-лопаточным завихрителем, центральное тело имеет сквозное осевое отверстие и разделяет малоэмиссионную горелку на два соосных контура: внешний и внутренний, причем внешний контур охватывает внутренний контур, внешний контур образует проточную часть малоэмиссионной горелки, каждая втулка (внешняя и центральная) содержит кольцевой топливный ресивер, каждый из которых расположен вблизи входа в горелку, внешняя втулка содержит, кроме того, подводящий топливный патрубок, полый конический стабилизатор представляет собой круговой усеченный конус, мнимая вершина которого направлена против потока, со стороны входа в горелку стабилизатор закрыт днищем, в котором выполнено сквозное осевое отверстие, а со стороны выхода из горелки стабилизатор открыт, в стабилизаторе, кроме того, выполнены перепускные отверстия вблизи днища равномерно по окружности, топливо разделяют на основное и пилотное, в качестве основного и пилотного топлив используют преимущественно газообразное топливо, в потоке воздуха перед проницаемым элементом между внешней и центральной втулками расположена полая кольцевая обечайка, соединенная с ними с помощью полых радиальных лопаток, количество лопаток, соединяющих обечайку с центральной втулкой ограничено возможностью их размещения на центральной втулке, количество лопаток, соединяющих обечайку с внешней втулкой, может быть больше, чем количество таких лопаток, соединяющих обечайку с центральной втулкой, профиль обечайки и профили радиальных лопаток в соответствующих перпендикулярных сечениях выполнены в форме аэродинамически совершенного симметричного профиля, обечайка делит проточную часть внешнего контура на периферийную и центральную, причем отношение расходов воздуха, идущих через периферийную и центральную проточную части внешнего контура, примерно равно отношению их периметров, внутренняя полость обечайки, внутренние полости радиальных лопаток и внутренние полости центрального и внешнего топливных ресиверов образуют единую топливную полость, все элементы которой имеют дозирующую перфорацию, выполненную в конце магистрали подачи основного топлива, диаметры отверстий для подачи основного топлива выполнены пропорциональными глубине канала, в котором движется воздух, если значение отношения глубины канала к диаметру этого отверстия меньше 20, в противном случае диаметр отверстий для подачи основного топлива сохраняют одним и тем же независимо от изменения глубины канала, относительный шаг между отверстиями перфорации для подачи основного топлива выполнен не меньше 2.5-3.0, за полым коническим стабилизатором установлен соосно с ним и на некотором осевом расстоянии от него по потоку полый усеченный конус с мнимой вершиной, направленной против потока, так, что между внутренней поверхностью стабилизатора и внешней поверхностью полого конуса образуется сужающаяся к выходу коническая кольцевая щель, соединенная с проточной частью горелки с помощью системы отверстий, выполненных в передней части конического стабилизатора равномерно по окружности, передний конец полого конуса закрыт днищем, а его задний конец открыт, днище полого конуса содержит дозирующую перфорацию, причем основание полого конуса смещено в осевом направлении против потока относительно основания конического стабилизатора на расстояние L, равное 15-20 калибрам минимального размера кольцевой щели, так, что часть внутренней конической поверхности стабилизатора, примыкающая к его основанию, и его задний торец остаются открытыми, в соответствии с которым весь воздух подают только во внешний контур под давлением, основное топливо и воздух предварительно смешивают путем подачи топлива в сносящий поток воздуха под избыточным давлением через подводящий топливный патрубок и отверстия дозирующей перфорации топливных коллекторов, обечайки и радиальных лопаток с целью сокращения пути смешения и повышения однородности смеси, причем струи основного топлива подают под спутными углами 30°-60° к сносящему воздушному потоку, далее поток образовавшейся «бедной» топливовоздушной смеси пропускают через проницаемый элемент, где происходит основное смешение компонентов с образованием однородной топливовоздушной смеси, максимальную действительную скорость движения «бедной» топливовоздушной смеси на входе в проницаемый элемент поддерживают не больше (40-60) м/с за счет соответствующего выбора размера площади поверхности проницаемого элемента, затем поток ускоряют и закручивают с целью образования основной циркуляционной зоны за малоэмиссионной горелкой путем пропускания потока «бедной» топливовоздушной смеси через аксиально-лопаточный завихритель, за стабилизатором, как за плохообтекаемым телом, формируют дополнительную циркуляционную зону существенно меньших размеров, чем основная циркуляционная зона, путем подачи потока «бедной» топливовоздушной смеси на этот стабилизатор, пилотное топливо подают по отверстию центральной втулки, далее его распределяют в виде системы одиночных струй путем его пропускания через отверстия дозирующей перфорации полого конуса, а затем подают под избыточным давлением в дополнительную циркуляционную зону стабилизатора, где происходит смешение этого топлива с находящейся в ней «бедной» топливовоздушной смесью, «бедную» топливовоздушную смесь подают также через перепускные отверстия, выполненные в коническом стабилизаторе, далее эту смесь подают по сужающейся к выходу конической кольцевой щели, а затем в виде пристеночной струи подают вдоль открытой внутренней конической поверхности стабилизатора под действием перепада давлений, возникающего между проточной частью внешнего контура горелки и дополнительной циркуляционной зоной при обтекании конического стабилизатора «бедной» топливовоздушной смесью, при этом относительный расход пилотного топлива, определяемый как отношение расхода пилотного топлива к сумме расходов пилотного и основного топлива, регулируют на всех возможных режимах работы малоэмиссионной горелки независимо от расхода основного топлива из условия получения минимальной эмиссии оксидов азота при сохранении устойчивости горения топливовоздушной смеси в дополнительной циркуляционной зоне.

Предпочтительно, что относительный расход пилотного топлива уменьшают с увеличением температуры воздуха и температуры «бедной» топливовоздушной смеси при сохранении устойчивости горения топливовоздушной смеси в дополнительной циркуляционной зоне.

Предпочтительно, что в основании полого конуса устанавливают проницаемую пластину, выполненную из металла, пропускная способность которой больше пропускной способности дозирующей перфорации полого конуса, пилотное топливо вначале пропускают через дозирующую перфорацию полого конуса, а затем - через проницаемую пластину.

Предпочтительно, что пропускную способность проницаемой пластины выбирают такой, что максимальная скорость пилотного топлива на выходе из этой пластины не превышает (5-10) м/с за счет выбора структуры пористого материала (пористости и размеров пор) и толщины проницаемой пластины.

Предпочтительно, что на разветвленную поверхность проницаемой пластины наносят катализатор.

Предпочтительно, что в качестве катализатора используют медь, если рабочая температура проницаемой пластины на всех возможных режимах работы малоэмиссионной горелки меньше температуры плавления меди.

Предпочтительно, что в качестве катализатора используют платину, если рабочая температура проницаемой пластины достигает температуры плавления меди.

Предпочтительно, что используют конический стабилизатор с углом при вершине, близким к 30°.

Способ поясняется следующими фигурами и таблицами.

Фиг. 1 - изображение продольного разреза МГ в сечении А-А, указанному на изображении фиг. 2.

Фиг. 2 - изображение вида спереди на МГ по стрелке А, указанной на изображении продольного разреза МГ (фиг. 1).

Фиг. 3 - изображение вида на отверстия 20 дозирующей перфорации, выполненные в днище полого конуса 16, по стрелке Б, указанной на изображении продольного разреза МГ (фиг. 1).

Фиг. 4 - изображение вида на перепускные отверстия 17, выполненные в коническом стабилизаторе 15, по стрелке Б, указанной на изображении продольного разреза МГ (фиг. 1).

Фиг. 5 - изображение аэродинамически совершенного симметричного профиля полой радиальной лопатки в сечениях Б-Б и С-С, указанных на изображении продольного разреза МГ (фиг. 1).

Фиг. 6 - изображение прямой турбинной решетки профилей, полученной как развертка профилированных лопаток АЛЗ турбинного типа с центральным телом 13 в сечении В-В, указанном на изображении продольного разреза МГ (фиг. 1).

Фиг. 7 - изображение аэродинамически совершенного симметричного профиля полой обечайки в сечении Г-Г, указанном на изображении МГ (фиг. 2).

Фиг. 8 - влияние состава матановоздушной смеси на образование окиси азота и адиабатическую температуру при горении в реакторе смешения.

Фиг. 9 - влияние состава топливовоздушной смеси и диаметра конического стабилизатора с углом при вершине 30° на скорость потока, при которой происходит срыв пламени.

Фиг. 10 - влияние состава и начальной температуры метановоздушной смеси на нормальную скорость распространения пламени при горении.

Фиг. 11 - влияние начальной температуры топливовоздушной смеси на максимальную нормальную скорость распространения пламени для различных топлив.

Фиг. 12 - зависимость относительного разрежения за коническим стабилизатором МГ с АЛЗ от относительного перепада давлений на МГ.

Фиг. 13 - сопоставление каталитической активности различных материалов, нанесенных на одиночную сетку, при исследовании процесса горения метановоздушных смесей.

Фиг. 14 - влияния угла раскрытия конического стабилизатора на его коэффициент смягчения входа.

Таблица 1. Физические свойства углеводородных топлив и водорода при горении в воздухе. Обоснования технических решений, представленных выше.

1. Было установлено экспериментально, что состав горечей смеси оказывает существенное влияние на эмиссию оксидов азота (NOx). В частности, на фиг. 8 приведены экспериментальные данные о влиянии состава метановоздушной смеси на образование оксида азота (NO) при горении в реакторе смешения [11] (Варнатц Ю., Маас У., Диббл Р. Горение. Физические и химические аспекты, моделирование, эксперименты, образование загрязняющих веществ. Пер. с англ. Г.Л. Агафонова. Под ред. П.А. Власова М.: ФИЗМАТЛИТ, 2006. 352 с.). Там же (на фиг. 8) приведены расчетные данные о влиянии состава матановоздушной смеси на адиабатическую температуру при ее горении [12] (Пирумов У.Г. Обратная задача теории сопла. М.: Машиностроение, 1988, 240 с.).

Из графиков (см. фиг. 8) видно, что эмиссия NO полностью определяется составом смеси и адиабатической температурой ее горения. Максимальная эмиссия NO и максимальная адиабатическая температура при горении ТВС соответствуют области, близкой к стехиометрическому составу смеси (α=1.0). Причем оптимумы обеих кривых совпадают по а и немного смещены в сторону «богатой» смеси. По мере «обогащения» или «обеднения» смеси эмиссия NO и адиабатическая температура при горении ТВС существенно уменьшаются. При крайних значениях α, соответствующих нижнему и верхнему концентрационным пределам распространения метановоздушного пламени, эмиссия NO равна нулю, так как горение однородной (полностью перемешанной) ТВС прекращается.

Предлагается воздействовать на состав ТВС, «обогащая» или «обедняя» ее путем регулирования относительного расхода пилотного топлива независимо от расхода основного топлива на всех возможных режимах работы МГ при сохранении устойчивости горения ТВС в дополнительной циркуляционной зоне, с целью снижения эмиссии оксидов азота. Причем, чем больше «обогащается» или «обедняется» ТВС, не выходя за пределы устойчивого горения ТВС по а, тем в большей степени снижается эмиссия NO.

МГ, как элемент камеры сгорания и ГТД, работает на тех же режимах, что и ГТД. Если режимы работы ГТД оценивать оборотами ротора ГТД, то в этом случае по мере увеличения оборотов ротора ГТД различают режимы минимальные, переходные (в том числе и режим малого газа) и максимальный или номинальный режим. При выходе ГТД на номинальный режим работы, который сопровождается постепенным ростом давления и температуры воздуха на выходе из компрессора вследствие сжатия воздуха, МГ и ГТД проходят все перечисленные режимы работы. Поэтому, когда употребляется термин «на всех возможных режимах работы МГ», то имеются в виду именно эти режимы работы ГТД.

Экономически более выгодно «обеднять» ТВС путем уменьшения относительного расхода пилотного топлива.

Следует обратить внимание также на то, что диапазон устойчивого горения «бедной» ТВС намного шире диапазона устойчивого горения «богатой» ТВС. Для подтверждения этого факта в табл. 1 приведены концентрационные пределы распространения пламени и соответствующие им предельные значения коэффициента избытка воздуха для различных углеводородных топлив [13] (Водород. Свойства, получение, хранение, транспортирование, применение. Справ. изд. Под ред. Д.Ю. Гамбурга, Н.Ф. Дубовкина. М.: Химия, 1989, 672 с.).

Поэтому при горении «бедной» ТВС можно производить более глубокое регулирование расхода пилотного топлива, то есть можно больше уменьшать относительный расход пилотного топлива без потери устойчивости горения «бедной» ТВС и более существенно снижать эмиссию оксидов азота, чем при горении «богатой» ТВС.

Пределы устойчивого горения ТВС в следе за плохообтекаемым телом (в частности, за коническим стабилизатором) обычно характеризуются средней скоростью потока смеси wcp на срезе стабилизатора, при которой происходит срыв пламени для заданного состава смеси, то есть для заданного коэффициента избытка воздуха а. На фиг. 9 приведен график экспериментальной зависимости wcp=ƒ(α) для двух конических стабилизатора с углами при вершине 30° и с различными диаметрами при продувке их в трубе [2]. В соответствии с этой зависимостью максимальные скорости потока смеси, при которых происходит срыв пламени со стабилизатора заданной формы и размера, а, следовательно, и максимальная устойчивость горения ТВС соответствуют области, близкой к стехиометрическому составу смеси (α=1.0). По мере «обогащения» или «обеднения» смеси скорость срыва пламени wcp существенно уменьшается. Крайние значения а соответствуют «богатому» и «бедному» концентрационным пределам распространения пламени. То есть область устойчивого горения (см. фиг. 9) лежит между этими крайними значениями α под кривой wcp=ƒ(α).

Поэтому в прототипе относительный расход пилотного топлива регулируют на всех возможных режимах работы МГ независимо от расхода основного топлива из условия обеспечения максимальной устойчивости горения ТВС, так как в дополнительной циркуляционной зоне за стабилизатором поддерживают состав ТВС, близкий к стехиометрическому (см. фиг. 9).

В заявленном изобретении, в отличие от прототипа, относительный расход пилотного топлива регулируют на всех возможных режимах работы МГ независимо от расхода основного топлива, исходя из других условий, а именно из условия получения минимальной концентрации оксидов азота при сохранении устойчивости горения ТВС в дополнительной циркуляционной зоне за стабилизатором.

2. Более глубокому «обеднению» ТВС с одновременным повышением устойчивости сжигания пилотного топлива в дополнительной циркуляционной зоне за стабилизатором способствует также существенный рост нормальной скорости распространения пламени и устойчивости горения ТВС при увеличении начальной температуры ТВС. Для примера, на фиг. 10 приведена зависимость влияния состава и начальной температуры метановоздушной смеси на нормальную скорость распространения пламени при горении данной смеси в воздухе [2]. Эта особенность характерна не только для метана, но и для других углеводородных топлив и водорода. На фиг. 11 приведено сопоставление зависимостей, определяющих влияние начальной температуры ТВС на максимальную нормальную скорость распространения пламени при горении различных углеводородных топлив и водорода в воздухе [2].

В связи с этим предлагается при увеличении начальной температуры ТВС в большей степени уменьшать относительный расход пилотного топлива, определяемый как отношение расхода пилотного топлива к сумме расходов пилотного и основного топлив, независимо от расхода основного топлива.

Например, на номинальном режиме работы ГТД, где и наблюдаются максимальные значения начальной температуры ТВС, адиабатической температуры при горении ТВС и эмиссии оксидов азота, можно более значительно уменьшить относительный расход пилотного топлива, независимо от расхода основного топлива, и более существенно уменьшить эмиссию оксидов азота в камере сгорания ГТД, чем на минимальных режимах работы ГТД, не опасаясь за потерю устойчивости горения ТВС, так как при этом нормальная скорость распространения пламени и устойчивость горения ТВС с увеличением начальной температуры ТВС многократно растет (см. графики на фиг. 11). То есть, при таком регулировании относительного расхода пилотного топлива обеспечивается не только более значительное уменьшение эмиссии оксидов азота, но и повышенная устойчивость сжигания пилотного топлива в дополнительной циркуляционной зоне за стабилизатором.

3. Известно [14] (Клячкин А.Л. Теория воздушно-реактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1969, 512 с.), что при большой скорости истечения топлива оно может проскочить через зону обратных токов, не смешавшись с воздухом и не воспламенившись - наступает срыв пламени. Такая же ситуация может возникнуть в предлагаемой двухконтурной МГ. Если скорость истечения пилотного топлива превышает скорость возвратного течения «бедной» ТВС в циркуляционной зоне за стабилизатором, топливо может проскочить через эту зону, не смешавшись с «бедной» ТВС. Тогда наступает срыв пламени, то есть потеря устойчивости горения ТВС, так как «бедная» ТВС, поступающая в циркуляционную зону, является нереакционно-способной.

Для увеличения эффективности процесса смешения компонентов и расширения диапазона устойчивого горения ТВС в дополнительной циркуляционной зоне необходимо уменьшить скорость истечения пилотного топлива в зону горения «дежурного» факела путем установки в основании полого конуса проницаемой пластины, выполненной из металла, пропускная способность которой больше пропускной способности дозирующей перфорации полого конуса, и пропустить пилотное топливо вначале через отверстия дозирующей перфорации полого конуса, а затем - через проницаемую пластину. Проницаемую пластину можно рассматривать как перфорированную пластину с бесконечным количеством отверстий.

При сохранении расхода пилотного топлива увеличение пропускной способности проницаемой пластины по сравнению с суммарной площадью отверстий дозирующей перфорации полого конуса приведет к падению скорости истечения пилотного топлива в зону обратных токов за стабилизатором, к улучшению условий его смешения с «бедной» ТВС и увеличению устойчивости горения образовавшейся реакционно-способной ТВС.

4. Были проведены экспериментальные исследования газодинамических характеристик двухконтурной МГ. На фиг. 12 представлено влияние относительного перепада давления на горелке на относительное разрежение за стабилизатором. Расчеты, выполненные по формуле

где RCM и TCM -газовая постоянная и температура ТВС;

PBX - давление воздуха на входе в МГ;

ΔРраз / PBX - относительное разрежение за стабилизатором,

показывают, что под действием разрежения за стабилизатором скорость втекания «бедной» ТВС и в зависимости от режима работы ГТД находится в диапазоне 65-70 м/с.

Результаты экспериментальных исследований устойчивости горения ТВС в МГ свидетельствуют, что при истечении пилотного топлива со скоростью, которая не превышает (5-10) м/с, устойчивость горения ТВС в дополнительной циркуляционной зоне за стабилизатором оказывается максимальной.

Пропускной способностью проницаемой пластины и скоростью истечения из нее пилотного топлива можно управлять за счет выбора ее структуры (пористости, толщины и размера пор). Причем структуру проницаемой пластины можно подобрать такую, что скорость истечения пилотного топлива в зону горения не будет превышать (5-10) м/с, при которой достигается максимальная устойчивость горения ТВС. При выборе скорости истечения пилотного топлива в зону горения учитывался также тот факт [2], что скорости потока, превышающие (5-10) м/с, уменьшают предел срыва пламени.

5. Для МКС с двухкаскадным кольцевым расположением МГ, работающих на предварительно подготовленной «бедной» ТВС, кроме обеспечения устойчивого горения такой смеси, устранения проскока пламени в область подготовки «бедной» ТВС и пульсаций давления, необходимо обеспечить надежное воспламенение ТВС или розжиг МКС. Проблема надежного розжига для таких МКС особенно остро возникает из-за того, что воспламенение ТВС, находящейся в дополнительной циркуляционной зоне, производится обычно в 2-х диаметрально расположенных активных МГ и пламя необходимо передать к остальным пассивным МГ. Эта проблема осложняется тем, что для формирования основной циркуляционной зоны 8 (см. фиг. 1) обычно применяется закрутка потока с помощью АЛЗ. Так как закрутка в соседних МГ направлена в одну сторону, то в месте соприкосновения вихревых потоков возникают разнонаправленные вектора скоростей. Суммарная скорость потока при сложении векторов может превысить нормальную скорость распространения пламени, препятствуя передаче пламени от активных МГ к остальным пассивным МГ.

Отмеченный недостаток современных МКС с воспламенением ТВС от внешнего источника можно устранить путем применения каталитического воспламенения реакционно-способной смеси пилотного топлива и воздуха в закромочной области стабилизатора двухконтурной МГ. Поскольку такое каталитическое воспламенение можно организовать в каждой МГ, устраняется проблема передачи пламени от горелки к горелке.

Чтобы реализовать каталитическое воспламенение ТВС, необходимо на проницаемую пластину, установленную в основании полого конуса, нанести катализатор.

На фиг. 13 приведено сопоставление каталитической активности 9-ти материалов: Pt-Cu-Ag-латунь-Si-Cr-Ni-Cd-нержавеющая сталь, полученное в работе [15] (Карим и Кибрайя. «Изменение пределов критерия срыва пламени в результате обеднения смеси при горении гомогенного метановоздушного потока в присутствии сетки». Энергетические машины, 1986, №3. С. 7-11) при исследовании процесса горения метановоздушных смесей в присутствии одинарной проволочной сетки с каталитическими покрытиями. Было установлено, что платина является наиболее активным катализатором при горении смеси метана с воздухом. Близкой по каталитической активности к платине оказалась медь. Было также установлено [15], что срыв пламени наступал раньше при увеличении скорости потока. Следует подчеркнуть, что результаты исследований активности катализаторов справедливы не только при горении метановоздушных смесей, но и при горении смесей любых других углеводородных топлив и воздуха. Учитывая активность исследованных в работе [15] катализаторов, в качестве основных катализаторов для нанесения на разветвленную поверхность проницаемой пластины следует рассматривать платину и медь.

6. Если температура проницаемый пластины МГ не превышает температуру плавления меди, целесообразно применять преимущественно медь, так как она, хотя немного уступает по каталитической активности платине, но намного дешевле ее.

7. Целесообразность применения платины вместо меди проявляется в том случае, когда на номинальных режимах работы камеры сгорания температура проницаемой пластины МГ может превысить температуру плавления меди, что неизбежно приведет к расплавлению медного каталитического покрытия, заполнению пор проницаемой пластины расплавом меди и потере ее пропускной способности.

8. Чем больше отклоняется вектор скорости потока, обтекающего конический стабилизатор, от осевого направления, тем больше ширина закромочного следа, разрежение в закромочной области, размеры зоны обратных токов с большим временем пребывания в них ТВС и устойчивость горения ТВС. Одновременно с этим растет сопротивление стабилизатора потоку. Из экспериментальных данных, полученных в работах [1] и [2], следует, что оптимальным углом при вершине конического стабилизатора, обеспечивающим достаточное разрежение в его закромочной области для устойчивого горения ТВС (см. фиг. 12) и допустимое сопротивление потоку, является угол при вершине конуса, близкий к 30°.

Потери полного давления при обтекании конического стабилизатора ΔPcm можно определить по формуле [2]

где

ζ - местный коэффициент потерь полного давления;

Fcm и Fmp - соответственно площадь на срезе стабилизатора и площадь трубы, в которой находится стабилизатор;

р и wcp - плотность и средняя скорость на срезе стабилизатора;

η - коэффициент смягчения входа для конического стабилизатора.

На фиг. 14 приведена экспериментальная зависимость влияния угла раскрытия конического стабилизатора на его коэффициент смягчения входа [2]. Из графика (см. фиг. 14) видно, что чем меньше угол раскрытия, тем меньше η и потери полного давления при обтекании стабилизатора.

Изображения МГ, в которой реализуется предложенный способ сжигания предварительно подготовленной «бедной» ТВС, приведены на рисунках (фиг. 1-фиг. 7).

МГ, изображение продольного разреза которой приведено на фиг. 1, содержит подводящий топливный патрубок 21, открытую с обоих концов внешнюю втулку 11 (не обязательно цилиндрическую), включающую внешний топливный ресивер 2, выполненный вблизи входа в МГ, и дозирующую перфорацию 4, выполненную в конце магистрали подачи основного топлива 1, центральное тело, включающее полый конический стабилизатор 15 и центральную втулку 12, установленную соосно с внешней втулкой и включающую центральный топливный ресивер 3, выполненный вблизи входа в МГ, и дозирующую перфорацию 4, выполненную в конце магистрали подачи основного топлива 1, ПЭ 10, установленный за входным лопаточным аппаратом между внешней и центральной втулками соосно с ними, АЛЗ турбинного типа с центральным телом 13, установленный за ПЭ между внешней и центральной втулками соосно с ними. Полые радиальные лопатки 14, соединяющие внешнюю втулку 11 и полую кольцевую обечайку 22, и полые радиальные лопатки 23, соединяющие центральную втулку 12 и полую кольцевую обечайку 22, а также соединяющие между собой полости кольцевой обечайки 22 и ресиверов 2 и 3 внешней 11 и центральной 12 втулок соответственно, образуют единую топливную полость.

Кольцевое пространство между внешней втулкой 11 и центральным телом, в котором выполнено сквозное отверстие 24, образует проточную часть МГ. Центральная втулка 12 центрального тела выбрана такой длины, что полый конический стабилизатор 15 располагается за АЛЗ соосно с ним.

Полый конический стабилизатор 15 представляет собой круговой усеченный конус, мнимая вершина которого направлена против потока. Спереди, т.е. со стороны входа в МГ, он имеет днище, в котором выполнено сквозное отверстие 24, а сзади, т.е. со стороны выхода из МГ, он открыт.

Внутри полого конического стабилизатора 15 установлен соосно с ним еще один полый конус 16, на некотором осевом расстоянии от конического стабилизатора так, что между внутренней поверхностью полого конического стабилизатора 15 и внешней поверхностью полого конуса 16 образуется сужающаяся к выходу кольцевая коническая щель 19. Полый конус 16 представляет собой круговой усеченный конус, мнимая вершина которого направлена против потока. Основание полого конуса 16 смещено против потока относительно основания полого конического стабилизатора 15 на расстояние L так, что часть внутренней поверхности конического стабилизатора 15, примыкающая к его основанию, и его задний торец остаются открытыми. Расстояние L равно 15-20 калибрам минимальной ширины кольцевой щели 19, измеренной в перпендикулярном к оси сечении, проходящем через основание полого конуса 16.

На изображении продольного разреза МГ (фиг. 1) показано, что в днище полого конуса 16 выполнена дозирующая перфорация 20, а в его основании установлена проницаемая пластина 25, пропускная способность которой больше пропускной способности дозирующей перфорации полого конуса 16 и обеспечивает истечение пилотного топлива 7 со скоростью, не превышающей (5-10) м/с за счет выбора ее пористости, толщины и размера пор. На разветвленной поверхности проницаемой пластины 25 нанесен платиновый или медный катализатор в зависимости от заданной температуры этой пластины.

В стенке полого конического стабилизатора 15 выполнены перепускные отверстия 17 равномерно по окружности, соединяющие проточную часть МГ с конической кольцевой щелью 19 (см. изображение продольного разреза МГ на фиг. 1).

На изображении вида А на МГ (фиг. 2) показан пример расположения радиальных лопаток 14, соединяющих обечайку 22 с внешней втулкой 11, и радиальных лопаток 23, соединяющих обечайку 22 с центральной втулкой 12, а также пример выполнения дозирующей перфорации 4 для подачи основного топлива 1 в обечайке 22, радиальных лопатках 14 и 23 и во втулках 11 и 12 соответственно. Обечайка делит проточную часть внешнего контура на периферийную и центральную части. Причем она делит расход воздуха между периферийной и центральной проточными частями пропорционально периметру, занимаемому этими проточными частями. По существу, это означает, что количество отверстий перфорации пропорционально расходу воздуха. На местном разрезе (см. изображение МГ на фиг. 2) дополнительно к изображению продольного разреза МГ (фиг. 1) показано, что полость обечайки 22, полости радиальных лопаток 14 и 23 и полости топливных ресиверов (внешнего 2 и центрального 3) образуют единую топливную полость.

На фиг. 3 приведено изображение вида на полый конус 16, а на фиг. 4 - изображение вида на полый конический стабилизатор 15 по стрелке Б, указанной на изображении продольного разреза МГ (фиг. 1). На фиг. 3 и фиг. 4 показаны примеры выполнения отверстий 20 дозирующей перфорации в днище полого конуса 16 и перепускных отверстий 17 в полом коническом стабилизаторе 15 соответственно.

На фиг. 5 показано изображение аэродинамически совершенного симметричного профиля полых радиальных лопаток 14 и 23 в сечениях Б - Б и С - С, указанных на изображении продольного разреза МГ (фиг. 1). Аэродинамически совершенный симметричный профиль выполнен в относительных размерах. Там же (на фиг. 5) показаны отверстия дозирующей перфорации 4 для подачи основного топлива 1, выполненные под острым углом φ к подстилающей поверхности. Угол φ находится в диапазоне 30°≤φ≤60°.

Под «подстилающей поверхностью» обычно понимают поверхность под струей, истекающей из отверстия и распространяющейся в сносящем потоке воздуха вдоль этой поверхности (см., например, [16]. Абрамович Г.Н. Теория турбулентных струй. М.: Физматгиз, 1960; [17]. Гиршович Т.А. Турбулентные струи в поперечном потоке. М., Машиностроение, 1993, 256 с.).

Аэродинамически совершенный симметричный профиль, приведенный на фиг. 5, имеет прямую среднюю линию, которая изображена в виде штрихпунктирной линии. Средней линией симметричного профиля называется геометрическое место центров окружностей, вписанных в симметричный профиль. Любой профиль может быть получен в результате изгиба средней линии некоторого симметричного профиля.

При обтекании любого симметричного профиля воздухом на нем возникает пограничный слой вследствие действия сил вязкости [18] (Лойцянский Л.Г. Ламинарный пограничный слой. М.: Физматгиз, 1962, 480 с.). То есть возникает сопротивление профиля воздуху, который его обтекает. Полное сопротивление симметричного профиля состоит из сопротивления трения (70-80% от полного сопротивления) и сопротивления формы (30-20% от полного сопротивления). Различие в силах трения у симметричных профилей различной формы определяется различной протяженностью участков ламинарного и турбулентного пограничного слоя у поверхности профиля. При ненулевом угле атаки у симметричного профиля возникает еще и индуктивное сопротивление, наличие которого связано с существованием подъемной силы [19] (Христианович С.А. Механика сплошной среды. М.: Наука, 1981, 483 с.). Полное сопротивление симметричного профиля при нулевом угле атаки зависит (см. фиг. 5) от:

- длины хорды профиля b;

- относительной толщины профиля а/b;

- положения максимальной толщины профиля x/b;

- формы профиля;

- шероховатости поверхности;

- скорости набегающего потока [20] (Краснов Н.Ф., Кошевой В.Н., Данилов А.Н. и др. Прикладная аэродинамика. Под ред. Краснова Н.Ф. Учеб. пособие для вузов. М., Высшая школа, 1974, 732 с.).

Существует бесконечное множество симметричных профилей, отличающихся друг от друга геометрическими параметрами и формами. Оптимизируя геометрические параметры симметричного профиля и его форму, можно получить профиль с минимальными потерями давления или с минимальным полным сопротивлением. То есть получить аэродинамически совершенный симметричный профиль [21] (Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. Изд. 3-е, перераб., Наука, М., 1969, 824 с.).

Изображение прямой турбинной решетки профилей, полученной как развертка профилированных лопаток АЛЗ турбинного типа с центральным телом 13 в сечении В-В (см. фиг. 1), приведено на фиг. 6. Из формы профилей на развертке видно, что изображена дозвуковая турбинная решетка.

АЛЗ турбинного типа с центральным телом 13 известны давно, а их газодинамические характеристики приведены в [1]-[3]. В учебнике [22] (Теория воздушно-реактивных двигателей. Под ред. СМ. Шляхтенко. М.: Машиностроение, 1975, 568 с.) описана структура потока за АЛЗ такого типа при стабилизации пламени. Известны также АЛЗ турбинного типа с центральным телом, лопатки которого выполнены в виде пластин, изогнутых по средней линии профиля [3].

В данном случае АЛЗ 13 выполняет следующие основные задачи:

- формирует циркуляционную зону 8 с возвратным течением, где происходит устойчивое горение этой смеси;

- препятствует проскоку пламени в зону смешения воздуха и основного топлива.

Чтобы препятствовать проскоку пламени в зону смешения основного топлива и воздуха, это устройство должно ускорить поток «бедной» ТВС. При этом скорость потока должна превосходить нормальную скорость распространения пламени. Ускорение потока, проходящего через АЛЗ, можно обеспечить только в лопаточной решетке турбинного типа.

Изменяя, например, угол установки профиля в решетке γ и (или) конструктивный угол профиля на выходе из решетки βк, а также относительные геометрические параметры профиля (максимальную толщину профиля а/b, его положение x/b на длине хорды b и его прогиб c/b) а также его форму можно влиять на степень ускорения потока «бедной» ТВС при прохождении его через турбинную решетку (см. фиг. 6).

Изображение аэродинамически совершенного симметричного профиля полой обечайки 22 в сечении Г - Г, указанном на изображении вида спереди на МГ (фиг. 2), приведено на фиг. 7. Там же (на фиг. 7) показаны отверстия дозирующей перфорации 4 для подачи основного топлива 1, выполненные под острым углом φ к подстилающей поверхности. Угол φ находится в диапазоне 30°≤φ≤60°.

В данном примере выполнения МГ взято минимальное количество полых радиальных лопаток 23. МГ может содержать больше полых радиальных лопаток 23. Причем количество полых радиальных лопаток 23 ограничено возможностью их размещения на центральной втулке 12. Количество полых радиальных лопаток 14, расположенных в периферийной проточной части внешнего контура МГ, может быть больше, чем количество лопаток 23, расположенных в центральной проточной части внешнего контура МГ.

Реализация предложенного способа в МГ (фиг. 1-фиг. 7) осуществляется следующим образом.

Воздух под давлением поступает во внешний контур МГ. Основное топливо 1 по подводящему патрубку 21 поступает вначале во внешний топливный ресивер 2, далее по полым радиальным лопаткам 14 подается в кольцевую обечайку 22, а по полым радиальным лопаткам 23 - в центральный топливный ресивер 3 (см. фиг. 1). Основное топливо 1 поступает в сносящий поток воздуха под избыточным давлением в виде струй через дозирующую перфорацию 4, выполненную во внешней и центральной втулках 11 и 12 соответственно, в кольцевой обечайке 22 и в лопатках 14 и 23, под спутными углами φ к сносящему потоку воздуха 6. В результате струйного смешения основного топлива 1 с воздухом 6 в первой ступени МГ образуется «бедная» ТВС 5, не обладающая достаточной концентрационной однородностью. Поэтому основное топливо и воздух дополнительно смешивают во второй ступени путем пропускания «бедной» ТВС 5 через ПЭ 10, где происходит образование качественной (однородной) «бедной» ТВС за счет турбулентных пульсаций всех параметров потока ТВС (скорости, давления, температуры и концентрации топлива) и взаимной баро-, термо- и массодиффузии компонентов смеси.

Затем формируют основную циркуляционную зону 8 путем пропускания «бедной» ТВС 5 через АЛЗ турбинного типа 13 и дополнительную циркуляционную зону 9 существенно меньших размеров путем подачи «бедной» ТВС 5 на конический стабилизатор 15 так же, как за плохообтекаемым телом.

Часть «бедной» ТВС 5 проходит через перепускные отверстия 17 и коническую кольцевую щель 19, где она движется с ускорением под действием перепада давлений, возникающего между проточной частью внешнего контура МГ и дополнительной циркуляционной зоной 9 при обтекании конического стабилизатора 15 «бедной» ТВС 5. Далее эта часть «бедной» ТВС 5 движется в виде пристеночной струи 18 вдоль внутренней поверхности конического стабилизатора 15, защищая его от воздействия конвективного потока продуктов сгорания и лучистых потоков «дежурного» факела.

Пилотное топливо 7 подают по осевому отверстию 24 центральной втулки 12, далее его пропускают через дозирующие отверстия 20 перфорации, выполненные в днище полого конуса 16, и дополнительно - через проницаемую пластину 25, а затем подают под избыточным давлением в дополнительную циркуляционную зону 9, где оно смешивается с «бедной» ТВС 5.

Пилотное топливо 7 регулируют независимо от основного топлива 1 из условия достижения минимальной эмиссии NOx при сохранении устойчивого горения ТВС в «дежурном» факеле дополнительной циркуляционной зоны 9. Причем при увеличении температуры «бедной» ТВС относительный расход пилотного топлива уменьшают, сохраняя устойчивость горения реакционно-способной ТВС в дополнительной циркуляционной зоне 9. Заметим, что при сжатии воздуха в компрессоре газотурбинного двигателя одновременно растет и температура воздуха.

Воспламенение ТВС, находящейся в дополнительной циркуляционную зону 9, осуществляют от внешнего источника.

Можно отметить следующие преимущества предложенного способа, реализованного в МГ различных вариантов (фиг. 1-фиг. 7), по сравнению со способом прототипа на основании приведенных выше технических решений:

- увеличение эффективности и полноты сжигания основного и пилотного топлива;

- повышение устойчивости горения «бедной» ТВС;

- снижение эмиссии оксидов азота;

- снижение потерь полного давления;

- повышение надежности и ресурса работы МГ.

Применение катализатором позволяет, кроме увеличения надежности розжига МКС, увеличить устойчивость сжигания пилотного топлива, надежность и ресурс работы МГ.

1. Способ сжигания предварительно подготовленной “бедной” топливовоздушной смеси в малоэмиссионной горелке, включающей открытую с обоих концов кольцевую внешнюю втулку, проницаемый элемент с заданными значениями пористости и дисперсности, выполненный из металла, аксиально-лопаточный завихритель турбинного типа с центральным телом, расположенный за проницаемым элементом, и центральное тело, выполненное в виде центральной втулки, которая на выходе из малоэмиссионной горелки завершается полым коническим стабилизатором, центральное тело имеет такую длину, при которой полый конический стабилизатор располагается за аксиально-лопаточным завихрителем, центральное тело имеет сквозное осевое отверстие и разделяет малоэмиссионную горелку на два соосных контура: внешний и внутренний, причем внешний контур охватывает внутренний контур, внешний контур образует проточную часть малоэмиссионной горелки, каждая втулка (внешняя и центральная) содержит кольцевой топливный ресивер, каждый из которых расположен вблизи входа в горелку, внешняя втулка содержит, кроме того, подводящий топливный патрубок, полый конический стабилизатор представляет собой круговой усеченный конус, мнимая вершина которого направлена против потока, со стороны входа в горелку стабилизатор закрыт днищем, в котором выполнено сквозное осевое отверстие, а со стороны выхода из горелки стабилизатор открыт, в стабилизаторе, кроме того, выполнены перепускные отверстия вблизи днища равномерно по окружности, топливо разделяют на основное и пилотное, в качестве основного и пилотного топлив используют преимущественно газообразное топливо, в потоке воздуха перед проницаемым элементом между внешней и центральной втулками расположена полая кольцевая обечайка, соединенная с ними с помощью полых радиальных лопаток, количество лопаток, соединяющих обечайку с центральной втулкой, ограничено возможностью их размещения на центральной втулке, количество лопаток, соединяющих обечайку с внешней втулкой, может быть больше, чем количество таких лопаток, соединяющих обечайку с центральной втулкой, профиль обечайки и профили радиальных лопаток в соответствующих перпендикулярных сечениях выполнены в форме аэродинамически совершенного симметричного профиля, обечайка делит проточную часть внешнего контура на периферийную и центральную, причем отношение расходов воздуха, идущих через периферийную и центральную проточную части внешнего контура, примерно равно отношению их периметров, внутренняя полость обечайки, внутренние полости радиальных лопаток и внутренние полости центрального и внешнего топливных ресиверов образуют единую топливную полость, все элементы которой имеют дозирующую перфорацию, выполненную в конце магистрали подачи основного топлива, диаметры отверстий для подачи основного топлива выполнены пропорциональными глубине канала, в котором движется воздух, если значение отношения глубины канала к диаметру этого отверстия меньше 20, в противном случае диаметр отверстий для подачи основного топлива сохраняют одним и тем же независимо от изменения глубины канала, относительный шаг между отверстиями перфорации для подачи основного топлива выполнен не меньше 2.5-3.0, за полым коническим стабилизатором установлен соосно с ним и на некотором осевом расстоянии от него по потоку полый усеченный конус с мнимой вершиной, направленной против потока, так, что между внутренней поверхностью стабилизатора и внешней поверхностью полого конуса образуется сужающаяся к выходу коническая кольцевая щель, соединенная с проточной частью горелки с помощью системы отверстий, выполненных в передней части конического стабилизатора равномерно по окружности, передний конец полого конуса закрыт днищем, а его задний конец открыт, днище полого конуса содержит дозирующую перфорацию, причем основание полого конуса смещено в осевом направлении против потока относительно основания конического стабилизатора на расстояние Z, равное 15-20 калибрам минимального размера кольцевой щели, так, что часть внутренней конической поверхности стабилизатора, примыкающая к его основанию, и его задний торец остаются открытыми, в соответствии с которым весь воздух подают только во внешний контур под давлением, основное топливо и воздух предварительно смешивают путем подачи топлива в сносящий поток воздуха под избыточным давлением через подводящий топливный патрубок и отверстия дозирующей перфорации топливных коллекторов, обечайки и радиальных лопаток с целью сокращения пути смешения и повышения однородности смеси, причем струи основного топлива подают под спутными углами 30°-60° к сносящему воздушному потоку, далее поток образовавшейся “бедной” топливовоздушной смеси пропускают через проницаемый элемент, где происходит основное смешение компонентов с образованием однородной топливовоздушной смеси, максимальную действительную скорость движения “бедной” топливовоздушной смеси на входе в проницаемый элемент поддерживают не больше 40-60 м/с за счет соответствующего выбора размера площади поверхности проницаемого элемента, затем поток ускоряют и закручивают с целью образования основной циркуляционной зоны за малоэмиссионной горелкой путем пропускания потока “бедной” топливовоздушной смеси через аксиально-лопаточный завихритель, за стабилизатором, как за плохообтекаемым телом, формируют дополнительную циркуляционную зону существенно меньших размеров, чем основная циркуляционная зона, путем подачи потока “бедной” топливовоздушной смеси на этот стабилизатор, пилотное топливо подают по отверстию центральной втулки, далее его распределяют в виде системы одиночных струй путем его пропускания через отверстия дозирующей перфорации полого конуса, а затем подают под избыточным давлением в дополнительную циркуляционную зону стабилизатора, где происходит смешение этого топлива с находящейся в ней “бедной”топливовоздушной смесью, “бедную” топливовоздушную смесь подают также через перепускные отверстия, выполненные в коническом стабилизаторе, далее эту смесь подают по сужающейся к выходу конической кольцевой щели, а затем в виде пристеночной струи подают вдоль открытой внутренней конической поверхности стабилизатора под действием перепада давлений, возникающего между проточной частью внешнего контура горелки и дополнительной циркуляционной зоной при обтекании конического стабилизатора “бедной” топливовоздушной смесью, отличающийся тем, что относительный расход пилотного топлива, определяемый как отношение расхода пилотного топлива к сумме расходов пилотного и основного топлива, регулируют на всех возможных режимах работы малоэмиссионной горелки независимо от расхода основного топлива из условия получения минимальной эмиссии оксидов азота при сохранении устойчивости горения топливовоздушной смеси в дополнительной циркуляционной зоне.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что относительный расход пилотного топлива уменьшают с увеличением температуры воздуха и температуры «бедной» топливовоздушной смеси при сохранении устойчивости горения топливовоздушной смеси в дополнительной циркуляционной зоне.

3. Способ по п. 2, отличающийся тем, что в основании полого конуса устанавливают проницаемую пластину, выполненную из металла, пропускная способность которой больше пропускной способности дозирующей перфорации полого конуса, пилотное топливо вначале пропускают через дозирующую перфорацию полого конуса, а затем - через проницаемую пластину.

4. Способ по п. 3, отличающийся тем, что пропускную способность проницаемой пластины выбирают такой, что максимальная скорость пилотного топлива на выходе из этой пластины не превышает (5-10) м/с за счет выбора структуры пористого материала (пористости и размеров пор) и толщины проницаемой пластины.

5. Способ по п. 4, отличающийся тем, что на разветвленную поверхность проницаемой пластины наносят катализатор.

6. Способ по п. 5, отличающийся тем, что в качестве катализатора используют медь, если рабочая температура проницаемой пластины на всех возможных режимах работы малоэмиссионной горелки меньше температуры плавления меди.

7. Способ по п. 5, отличающийся тем, что в качестве катализатора используют платину, если рабочая температура проницаемой пластины достигает температуры плавления меди.

8. Способ по пп. 6 или 7, отличающийся тем, что используют конический стабилизатор с углом при вершине, близким к 30°.



 

Похожие патенты:

Горелка // 2562900
Горелка выполнена с топливораспределительным кольцом, некоторым количеством топливных форсунок, смонтированных в направлении потока на топливораспределительном кольце, имеющем в направлении потока кольцеобразную поверхность.

Горелка предварительного смешивания многоконусного типа для газовой турбины содержит множество кожухов, расположенных вокруг центральной оси горелки и являющихся частями виртуального аксиально продолжающегося общего конуса , открытого в направлении вниз по потоку.

Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя содержит группу горелок, расположенных в одной плоскости на передней стенке камеры сгорания, по меньшей мере, двумя соосными кольцами.

Камера сгорания газотурбинного двигателя имеет стенку, вентиляционный канал, жестко соединенный с этой стенкой. Вентиляционный канал образует полость для свечи зажигания, открывающуюся в камеру сгорания.

Центробежная форсунка содержит кольцеобразный кожух с ограничивающими стенками, имеющий входную область и выходную область в направлении главного потока, по меньшей мере две лопатки, которые расположены в кольцеобразном кожухе.

Устройство инжектирования топлива для кольцевой камеры сгорания турбомашины содержит контур управления, постоянно питающий инжектор, выходящий открывающийся в первую трубку Вентури, и многоточечный контур.

Устройство впрыска топлива для кольцевой камеры сгорания турбомашины содержит основную систему, постоянно питающую инжектор, открывающийся в первую трубку Вентури, и многоточечную систему, прерывисто питающую инжекторные отверстия.

Горелка выполнена с центральной компоновкой подачи топлива и охватывающим центральную компоновку подачи топлива кольцевым воздушным каналом для подачи топочного воздуха и с расположенными в кольцевом воздушном канале вихревыми лопатками, имеющими первые газовые форсунки для впрыскивания газообразного топлива в топочный воздух и вторые газовые форсунки для впрыскивания газообразного топлива в топочный воздух.

Топливная трубка для горелки, в частности для горелки газовой турбины, содержит конец, который имеет поверхность под форсунки, а также, по меньшей мере, две топливные форсунки.

Предложен способ эксплуатации горелки, содержащей ось и по меньшей мере одно струйное сопло. Одно струйное сопло включает среднюю ось, выход и стенку, обращенную к оси горелки в радиальном направлении, исходя от средней оси.

Способ сжигания предварительно подготовленной “бедной” топливовоздушной смеси в двухконтурной малоэмиссионной горелке с регулировкой расхода пилотного топлива заключается в регулировании расхода пилотного топлива независимо от расхода основного топлива из условия получения минимальной эмиссии оксидов азота при сохранении устойчивости горения топливовоздушной смеси в дополнительной циркуляционной зоне, в уменьшении относительного расхода пилотного топлива с увеличением температуры воздуха и температуры “бедной” топливовоздушной смеси при сохранении устойчивости горения топливовоздушной смеси в дополнительной циркуляционной зоне. Осуществляют ограничение скорости подачи пилотного топлива в дополнительную циркуляционную зону малоэмиссионной горелки не более (5-10) м/с за счет установки на выходе из магистрали подачи пилотного топлива перфорированной пластины с заданной пропускной способностью. В качестве плохо обтекаемого тела используют полый конический стабилизатор с углом при вершине 30°. Изобретение увеличивает диапазон устойчивого горения “бедной” топливовоздушной смеси, повышает надежность и ресурс работы малоэмиссионной горелки. 4 з.п. ф-лы, 14 ил., 1 табл.

Камера сгорания, в частности для газотурбинного двигателя, имеет кольцевую форму вокруг оси и содержит внутреннюю кольцевую стенку, наружную кольцевую стенку и кольцевую торцевую стенку камеры, продолжающиеся вокруг указанной оси. Торцевая стенка камеры продолжается в радиальном направлении между внутренней кольцевой стенкой и наружной кольцевой стенкой. Торцевая стенка камеры содержит по меньшей мере одно отверстие для приема топливного инжектора. Отверстие по существу центрировано по кольцевой линии, ограничивающей первую часть торцевой стенки камеры, которая продолжается в радиальном направлении между кольцевой линией и внутренней кольцевой стенкой, и вторую часть торцевой стенки камеры, которая продолжается в радиальном направлении между кольцевой линией и наружной кольцевой стенкой. В камере сгорания образованы множество первых каналов в первой части торцевой стенки камеры и множество вторых каналов во второй части торцевой стенки камеры. Первые и вторые каналы наклонены относительно вектора нормали к торцевой стенке камеры и продолжаются в тангенциальном направлении. Первые каналы располагаются таким образом, чтобы обеспечить возможность протекания воздуха вокруг оси камеры сгорания в первом направлении вращения, а вторые каналы располагаются таким образом, чтобы обеспечить возможность протекания воздуха вокруг оси камеры сгорания во втором направлении вращения, противоположном первому направлению вращения. Изобретение повышает механическую прочность камеры сгорания, уменьшает стоимость ее изготовления и вес. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 6 ил.

Система сгорания содержит корпус, камеру сгорания, расположенную внутри корпуса, разделительную стенку и клапан, расположенный на корпусе, для обеспечения прохождения выходного потока текучей среды из внутреннего объема корпуса наружу корпуса, в зависимости от рабочего положения клапана. Внутренний объем корпуса определен как объем внутри корпуса, но снаружи камеры сгорания. Разделительная стенка разделяет внутренний объем корпуса на первую часть и вторую часть объема. Разделительная стенка имеет, по меньшей мере, одно отверстие для обеспечения соединения по текучей среде между первой и второй частями объема. Камера сгорания имеет вход для подачи окислителя в камеру (103) 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 утечек и расширение диапазона работы. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Способ зажигания для камеры сгорания газотурбинного двигателя, питаемой топливом через форсунки и имеющей свечу зажигания, содержит первоначальную фазу, во время которой в камеру впрыскивают топливо с постоянным расходом одновременно с активизацией свечи зажигания, и, - при отсутствии воспламенения в камере в конце первоначальной фазы, - вторую фазу. Во время второй фазы резко увеличивают расход впрыскиваемого топлива на 20-30%. За второй фазой следует фаза постепенного увеличения расхода топлива, которая является менее интенсивной и менее быстрой, чем вторая фаза. Изобретение направлено на повышение надежности воспламенения в камере сгорания. 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Устройство впрыска топлива для кольцевой камеры сгорания турбомашины содержит управляющую цепь, постоянно питающую инжектор, выходящий в первую трубку Вентури, и многоточечную цепь. Многоточечная цепь прерывисто питает инжекционные отверстия, выполненные во фронтальной поверхности входной кольцевой камеры второй трубки Вентури, коаксиальной первой трубке Вентури. Кольцевой сопловый аппарат окружает вторую трубку Вентури, установлен в кольцевой камере и содержит отверстия для прохода топлива, выходящие в упомянутые инжекционные отверстия. Каждое отверстие для прохода топлива, выполненное в кольцевом сопловом аппарате, содержит зону уменьшенного сечения, продолжающуюся, по меньшей мере, вверх или вниз по потку частью отверстия с возрастающим сечением. Изобретение направлено на уменьшение возможности образования нагара на уровне отверстий кольцевого соплового аппарата. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Инжектор камеры сгорания газовой турбины содержит двойную цепь впрыска топлива и воздушный контур. Цепи впрыска топлива состоят из топливной системы запуска и главной цепи питания топливом, предназначенной для работы во всех режимах полета после воспламенения. Топливные системы имеют параллельные линии, образованные в общей трубе по продольной оси. Пусковая цепь открывается одним концом, по существу, в центре корпуса сферического инжектора, продолжающего общую трубу. На конце трубопровод содержит инжекторную рампу для привода топлива во вращение перед впрыском его внутрь камеры по центральному каналу, проходящему через центральную стенку завихрителя. Канал главной цепи открывается в кольцевой канал, образованный в корпусе напротив каналов жиклеров, размещенных радиально в главной стенке вокруг центрального канала. Воздушная цепь направлена между двумя частями концентрических сфер, образованных корпусом инжектора и оболочкой, окружающей корпус инжектора и имеющей отверстие, которым открывается завихритель. Изобретение направлено на расширение диапазонов работы без дополнительных затрат и увеличение массы. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх