Камера сгорания газовой турбины

Авторы патента:


Камера сгорания газовой турбины
Камера сгорания газовой турбины
Камера сгорания газовой турбины
Камера сгорания газовой турбины
Камера сгорания газовой турбины
Камера сгорания газовой турбины
Камера сгорания газовой турбины
Камера сгорания газовой турбины
Камера сгорания газовой турбины

 


Владельцы патента RU 2566866:

СИМЕНС АКЦИЕНГЕЗЕЛЛЬШАФТ (DE)

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.

 

Данное изобретение относится к камере сгорания газовой турбины согласно ограничительной части пункта 1 формулы изобретения.

Камера сгорания газовой турбины, в которой происходит сгорание с предварительным смешиванием, снабжена дополнительно к основным горелкам пилотной горелкой для сгорания с предварительным смешиванием. Пилотная горелка служит для стабилизации сгорания. Производимое пилотной горелкой диффузионное пламя или пламя с предварительным смешиванием используется как пилотное пламя для основной горелки при производстве более обогащенного топливом пламени, вследствие чего стабилизируется сгорание. Пилотная горелка может иметь при необходимости на выходе конус, облегчающий стабилизацию пилотного пламени. В такой камере сгорания газовой турбины основные горелки расположены через определенные интервалы вокруг пилотной горелки. Высокие мощности такой камеры сгорания газовой турбины требуют высоких температур на входе турбины, которые возникают при высокой температуре пламени. В отношении возникновения значений величин CO и NOx необходимо фиксировать температуру пламени и продолжительность пребывания газа в камере сгорания в допустимых границах.

Высокие температуры в газовой турбине требуют высокой температуры пламени, воздействующего также на значение величин NOx и повышающего их. К тому же для фиксации значений величин NOx в допустимых границах нужно минимизировать среднюю температуру пламени в камере сгорания относительно возникающих значений величин NOx до согласованной с КПД допустимой величины. Кроме того, необходимо снижать продолжительность пребывания газа в камере сгорания, например, посредством укороченной камеры сгорания.

Однако для низких значений величин NOx необходимо достигать также низких значений величин CO. Но при температуре пламени менее чем 1300°С повышаются значения величин CO. Даже локально ограниченный объем в камере сгорания, в которой эта нижняя граница температуры занижена, может иметь доминирующее влияние на повышенные выбросы CO. Для фиксации CO на низком значении величины необходимо хорошее перемешивание. Однако для этого требуется увеличение продолжительности пребывания газа или пути его смешивания в камере сгорания, например, посредством удлиненной камеры сгорания. Однако это находится в противоречии с сокращением продолжительности пребывания для уменьшения значений величин NOx.

Поэтому для фиксации значений величин Nox, кроме того, в допустимых границах, нужно было бы все же осуществлять мероприятия, например, по подогреву воздуха компрессора, подводимого к камере сгорания или по уменьшению его количества, или же, по обведению его, по меньшей мере, частично вокруг камеры сгорания за счет изменения системы подачи. Однако это отрицательно сказывалось бы на эксплуатации турбины в режиме основной нагрузки. К тому же вследствие этого повышались бы производственные издержки. Это также отрицательно влияло бы на эксплуатационную готовность машины, что также являлось бы большим недостатком.

Поэтому задача предложенного изобретения состоит в создании такой камеры сгорания газовой турбины, которая может эксплуатироваться с повышенной температурой пламени, а следовательно, с увеличенным КПД и без описанных выше недостатков.

Задача решается посредством камеры сгорания газовой турбины с признаками пунктов 1, 4 или 5 формулы изобретения. Зависимые пункты формулы изобретения содержат предпочтительные варианты выполнения изобретения.

Посредством турбулизирующих генераторов, в частности, на внутренней стороне и/или на внешней стороне пилотного конуса достигают лучшего перемешивания вниз по потоку пилотного конуса пилотной смеси, возникающей в пилотном конусе, и основной смеси, образующейся основными горелками. Благодаря этому вниз по потоку пилотного конуса возникает лучшее сгорание образующейся основной пилотной смеси. Это создает возможность для уменьшения продолжительности пребывания газа и сокращения пути его смешивания в камере сгорания без увеличения значения величины CO. Вследствие этого даже при высоких значениях температуры пламени достигают низких значений величин NOx. Благодаря этому удается отказаться от мероприятий, уменьшающих значение величины NOx. Кроме того, отказавшись от холодного локально ограниченного объема в камере сгорания, можно расширить стабильный рабочий диапазон с незначительными выбросами CO для более незначительной средней температуры.

Далее приводится более подробное описание других преимуществ, признаков и свойств данного изобретения при помощи примеров выполнения со ссылкой на приложенные чертежи. При этом признаки примеров выполнения могут быть предпочтительными в отдельности или в комбинации друг с другом. На чертежах в схематическом виде показаны:

фиг.1. Продольный разрез камеры сгорания газовой турбины согласно уровню техники;

фиг.2. Поперечный разрез камеры сгорания газовой турбины, вертикальный к продольному разрезу, согласно уровню техники;

фиг.3. Вид сбоку соответствующего изобретению пилотного конуса согласно первому примеру выполнения;

фиг.4. Поперечный разрез, вертикальный к продольному разрезу, соответствующей изобретению камеры сгорания газовой турбины согласно первому примеру выполнения;

фиг.5. Вид сбоку соответствующего изобретению пилотного конуса согласно второму примеру выполнения;

фиг.6. Вид сбоку соответствующего изобретению пилотного конуса согласно третьему примеру выполнения;

фиг.7. Поперечный разрез, вертикальный к продольному разрезу соответствующей изобретению камеры сгорания газовой турбины согласно третьему примеру выполнения;

фиг.8. Продольный разрез соответствующей изобретению камеры сгорания газовой турбины согласно четвертому примеру выполнения;

фиг.9. Поперечный разрез, вертикальный к продольному разрезу, соответствующей изобретению камеры сгорания газовой турбины согласно пятому примеру выполнения.

На фиг.1 и 2 показана камера сгорания газовой турбины согласно уровню техники. Представленная на них камера сгорания газовой турбины имеет пилотную топливную форсунку, расположенную в среднем участке цилиндра 2. Цилиндр 2 открывается на своем конце к камере сгорания (не показано). Пилотная топливная форсунка содержит топливную форсунку 1, а также радиально отстоящую от внешнего периметра топливной форсунки 1 цилиндрическую наружную обшивку 9. Между топливной форсункой 1 и наружной обшивкой 9 расположен пилотный турбулизирующий элемент 5. Пилотный конус 4 с внутренней стороной 11 и внешней стороной 12 расположен со стороны камеры сгорания на пилотной топливной форсунке. Пилотный конус 4 имеет внутри переднего участка цилиндра 2 отверстие 6. Несколько основных горелок расположены относительно радиального направления вокруг пилотной топливной форсунки. Каждая основная горелка имеет основную форсунку 7, а также расположенный с зазором вокруг внешнего периметра соответствующей основной форсунки 7 внешний цилиндр 20. Кроме того, в зазоре расположены основные турбулизирующие элементы 21. Такая основная горелка производит при смешивании топлива с воздухом основную смесь, выталкиваемую основной горелкой в направлении камеры сгорания (не показано).

В пилотном конусе 4 при смешивании воздуха и пилотного топлива образуется пилотное пламя (пилотная смесь), так что поступающее от основных горелок имеющееся в смеси топливо воспламеняется, а вследствие этого сжигается поступающая от основной горелки смесь (основная смесь).

Далее на фиг.3 и 4 показан первый пример выполнения изобретения. Для лучшего смешивания выходящей из пилотного конуса 4 в направлении камеры сгорания обогащенной топливом пилотной смеси и поступающей из основной горелки обедненной топливом основной смеси на внутренней стороне 11 пилотного конуса 4 установлены в виде выступов четыре турбулизирующих генератора (фиг.3 и фиг.4). Они установлены, прежде всего, на участке отверстия 6 пилотного конуса 4. Выступы 30 могут быть также установлены на внешней стороне 12 пилотного конуса 4 (не показано). При этом выступы 30 предпочтительно установлены с равномерными интервалами по всей окружности отверстия 6 пилотного конуса 4 (фиг.4). Вместо выступов 30 также могут быть выполнены лунки или углубления (не показано). Турбулизирующие генераторы способствуют лучшему перемешиванию, а благодаря этому значительно лучшим значениям величины CO. Вследствие этого даже при кратковременной продолжительности пребывания газообразного продукта сгорания в камере сгорания (не показано) и его короткого пути смешивания с высокими температурами пламени можно достигать хороших значений величины NOx. Благодаря этому можно отказаться от других мероприятий по сокращению значений величины NOx. Поэтому больше не возникают нарушения при эксплуатации, например, при основной нагрузке.

Далее на фиг.5 показан второй пример выполнения изобретения. В данном случае отдельное кольцо 33 полосы предусмотрено в качестве турбулизирующего генератора, расположенного по всей окружности внешней стороны 12 на участке отверстия 6 пилотного конуса 4. Альтернативно (не показано) могут быть предусмотрены также полосы, расположенные на некотором расстоянии друг от друга по окружности внешней стороны 12 на участке отверстия 6 пилотного конуса 4. Кольцо 33 полосы расположено под углом от 30° до 60° к внешней стороне 12 пилотного конуса 4. Полосы (не показано) могут быть расположены также под таким же углом. Это позволяет получать особенно хорошее перемешивание пилотной смеси и основной смеси, а благодаря этому особенно эффективное сгорание.

Затем на фиг.6 и 7 показан третий пример выполнения изобретения. В данном случае турбулизирующие генераторы выполнены как трапециевидные полосы 35, расположенные в отверстии 6 по всей его окружности, причем трапециевидные полосы 35 расположены в пилотном конусе 4 попеременно под углом -/+30°. И таким образом также можно значительно повысить результат перемешивания пилотной смеси и основной смеси.

Турбулизирующие генераторы могут быть также, например, крыльями, углами или призмами с острой, прямой кромкой, расположенными под заданным углом по всей окружности отверстия 6 в пилотном конусе 4 (не показаны). При этом острая кромка обращена к камере сгорания (не показано). Такие крылья могут быть расположены также в пилотном конусе 4 попеременно под разными углами (не показано), в частности под углом от +/-30°.

На фиг.8 показан другой пример выполнения соответствующей изобретению камеры сгорания газовой турбины. Камера сгорания газовой турбины имеет осевое направление А. Кроме того, каждая из основных горелок имеет основные форсунки 7 и расположенный с зазором вокруг внешнего периметра соответствующей основной форсунки 7 внешний цилиндр 20. Кроме того, удлинительные трубы 230 выполнены такими, что они удлиняют отверстия внешних цилиндров 20, и, в частности, удлинительные трубы 230 радиально сужаются и расширяются в направлении окружности, так что каждая удлинительная труба 230 переходит одна в другую со смежной удлинительной трубой 230. Вследствие этого образуется кольцеобразное основное отверстие 240 форсунок. Кольцеобразное основное отверстие 240 форсунок удлиняется в осевом направлении А вплоть до отверстия 6 пилотного конуса 4. При этом на внутренней стороне 111 кольцеобразного основного отверстия 240 форсунки расположены турбулизирующие генераторы, например выступы 30. Кроме того, турбулизирующие генераторы расположены на внутренней стороне 11 и/или на внешней стороне 12 пилотного конуса 4. Это способствует лучшему перемешиванию, а благодаря этому - улучшенным значениям величины CO, чем в такой же конфигурации газовой турбины без турбулизирующих генераторов.

На фиг.9 показан пятый пример соответствующей изобретению камеры сгорания газовой турбины. Она имеет осевое направление А. Каждая из основных горелок имеет основные форсунки 7 и расположенный с зазором вокруг внешнего периметра соответствующей основной форсунки 7 внешний цилиндр 20 (фиг.8). Существуют удлинительные трубы 250 с выходным отверстием со стороны камеры сгорания, выполненные так, что они удлиняют отверстия внешних цилиндров 20 (фиг.8) в осевом направлении А вплоть до отверстия 6 пилотного конуса 4. При этом на внутренней стороне 260 удлинительных труб 250 на участке выходного отверстия удлинительных труб 250 расположены турбулизирующие генераторы, например выступы 30. Кроме того, на внутренней стороне 11 и/или на внешней стороне 12 пилотного конуса 4 расположены турбулизирующие генераторы. Это способствует лучшему перемешиванию, а благодаря этому - более лучшим значениям величины CO, чем в такой же конфигурации газовой турбины без турбулизирующих генераторов.

1. Камера сгорания газовой турбины, содержащая:
пилотную топливную форсунку, расположенную в среднем участке цилиндра (2), открывающегося на одном конце в камеру сгорания, причем пилотная топливная форсунка содержит топливную форсунку (1), а также радиально отстоящую вокруг внешнего периметра топливной форсунки (1) цилиндрическую наружную обшивку (9), и между топливной форсункой (1) и наружной обшивкой (9) расположен пилотный турбулизирующий элемент (5);
несколько основных горелок, расположенных относительно радиального направления вокруг пилотной топливной форсунки,
пилотный конус (4) с внутренней стороной (11) и внешней стороной (12), причем пилотный конус (4) расположен со стороны камеры сгорания на пилотной топливной форсунке и со стороны камеры сгорания имеет отверстие 6, так что при смешивании воздуха и пилотного топлива в пилотном конусе (4) образуется пилотное пламя для воспламенения впрыскиваемого от основных горелок топлива;
пилотный конус (4) имеет на своей внутренней стороне (11) и внешней стороне (12) турбулизирующие генераторы, отличающийся тем, что
турбулизирующие генераторы являются трапециевидными и/или треугольными полосами (35), расположенными в отверстии (6) пилотного конуса (4) по всей окружости отверстия (6),
причем трапециевидные и/или треугольные полосы (35) расположены на пилотном конусе (4) попеременно под углом +/-30°.

2. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что камера сгорания газовой турбины имеет осевое направление (А), каждая основная горелка имеет основные форсунки (7), а также расположенный с зазором вокруг внешнего периметра соответствующей основной форсунки (7) внешний цилиндр (20), причем удлинительные трубы (230) выполнены с возможностью удлинения отверстия внешних цилиндров (20), и, в частности, удлинительные трубы (230) радиально сужаются и расширяются в направлении окружности, так что каждая удлинительная труба (230) переходит друг в друга со смежной удлинительной трубой (230), поэтому образуется кольцеобразное основное отверстие (240) форсунки, удлиняющееся в осевом направлении (А) вплоть до отверстия (6) пилотного конуса (4), причем на внутренней стороне (111) кольцеобразного основного отверстия (240) форсунки расположены турбулизирующие генераторы.

3. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что камера сгорания газовой турбины имеет осевое направление (А), каждая основная горелка имеет основные форсунки (7), а также расположенный с зазором вокруг внешнего периметра соответствующей основной форсунки (7) внешний цилиндр (20), причем удлинительные трубы (250) с выходным отверстием со стороны камеры сгорания выполнены с возможностью удлинения отверстия внешних цилиндров (20) в осевом направлении (А) до отверстия (6) пилотного конуса (4), причем на внутренней стороне (260) удлинительных труб (250) на участке выходного отверстия расположены турбулизирующие генераторы.

4. Камера сгорания газовой турбины, содержащая:
пилотную топливную форсунку, расположенную в среднем участке цилиндра (2), открывающегося на одном конце в камеру сгорания, причем пилотная топливная форсунка содержит топливную форсунку (1), а также радиально отстоящую от внешнего периметра топливной форсунки (1) цилиндрическую наружную обшивку (9), причем между топливной форсункой (1) и наружной обшивкой (9) расположен пилотный турбулизирующий элемент (5);
несколько основных горелок, расположенных относительно радиального направления вокруг пилотной топливной форсунки,
пилотный конус (4) с внутренней стороной (11) и внешней стороной (12), причем пилотный конус (4) расположен со стороны камеры сгорания на пилотной топливной форсунке и со стороны камеры сгорания имеет отверстие 6, так что при смешивании воздуха и пилотного топлива в пилотном конусе (4) образуется пилотное пламя для воспламенения впрыскиваемого от основных горелок топлива;
пилотный конус (4) имеет на своей внутренней стороне (11) и внешней стороне (12) турбулизирующие генераторы, отличающийся тем, что камера сгорания газовой турбины имеет осевое направление (А), каждая основная горелка имеет основные форсунки (7), а также расположенный с зазором вокруг внешнего периметра соответствующей основной форсунки (7) внешний цилиндр (20), причем удлинительные трубы (230) выполнены с возможностью удлинения отверстия внешних цилиндров (20), и, в частности, так, что удлинительные трубы (230) радиально сужаются и расширяются в направлении окружности, так что каждая удлинительная труба (230) переходит друг в друга со смежной удлинительной трубой (230), поэтому образуется кольцеобразное основное отверстие (240) форсунки, удлиняющееся в осевом направлении (А) вплоть до отверстия (6) пилотного конуса (4), причем на внутренней стороне (111) кольцеобразного основного отверстия (240) форсунки расположены турбулизирующие генераторы.

5. Камера сгорания газовой турбины, содержащая:
пилотную топливную форсунку, расположенную в среднем участке цилиндра (2), открывающегося на одном конце в камеру сгорания, причем пилотная топливная форсунка содержит топливную форсунку (1), а также радиально отстоящую от внешнего периметра топливной форсунки (1) цилиндрическую наружную обшивку (9), причем между топливной форсункой (1) и наружной обшивкой (9) расположен пилотный турбулизирующий элемент (5);
несколько основных горелок, расположенных относительно радиального направления вокруг пилотной топливной форсунки,
пилотный конус (4) с внутренней стороной (11) и внешней стороной (12), причем пилотный конус (4) расположен со стороны камеры сгорания на пилотной топливной форсунке и со стороны камеры сгорания имеет отверстие 6, так что при смешивании воздуха и пилотного топлива в пилотном конусе (4) образуется пилотное пламя для воспламенения впрыскиваемого от основных горелок топлива;
пилотный конус (4) имеет на своей внутренней стороне (11) и внешней стороне (12) турбулизирующие генераторы, отличающийся тем, что камера сгорания газовой турбины имеет осевое направление (А), каждая основная горелка имеет основные форсунки (7), а также расположенный с зазором вокруг внешнего периметра соответствующей основной форсунки (7) внешний цилиндр (20), причем удлинительные трубы (250) с выходным отверстием со стороны камеры сгорания выполнены с возможностью удлинения отверстия внешних цилиндров (20) в осевом направлении (А) до отверстия (6) пилотного конуса (4) и причем на внутренней стороне (260) удлинительных труб (250) на участке выходного отверстия расположены турбулизирующие генераторы.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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. .

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