Прямоточная камера сгорания газотурбинного двигателя

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус, топливовоздушный канал с топливной форсункой и свечой. Камера сгорания выполнена прямоточной. Топливовоздушный канал расположен аксиально к корпусу и соединен с ним. В корпусе на обтекателе расположен регистр с углом закрутки лопаток 60±5°. На внутренней поверхности корпуса за счет центробежных сил закрученного топливовоздушного потока образована топливная пленка. Изобретение направлено на уменьшение токсичности, повышении кпд, повышении надежности запуска при сжигании бедных топливовоздушных смесей. 4 ил.

 

Изобретение относится к конструкции камер сгорания газотурбинных двигателей и может найти применение в области турбомашиностроения и газотурбинных установок.

В настоящее время наиболее широкое применение в газотурбинных силовых установках, состоящих из компрессора, камеры сгорания и газовой турбины, самолетов, вертолетов и конвертированной наземной стационарной и мобильной техники, получили прямоточные индивидуальные и блочные камеры сгорания.

Известна прямоточная индивидуальная камера сгорания газотурбинного двигателя (ГТД) (Пчелкин Ю.М. Камеры сгорания газотурбинных двигателей, М.: Машиностроение, 1984), содержащая корпус с расположенными в нем жаровой трубой, регистром, плохообтекаемым телом завихрителем - стабилизатором, форсункой и свечой. Топливо подается форсункой в зону обратных токов (ЗОТ) - жаровой трубы, образованную с помощью закрученного регистром-завихрителем первичного воздушного потока, где осуществляется процесс приготовления топливовоздушной смеси, испарение топлива и его сгорание при коэффициенте избытка воздуха - α, близкому к стехиометрическому (α=0,8÷0,95), предопределяющему высокую температуру продуктов сгорания Тсг=2500…2800 К. Такая организация процесса сгорания топлива в ЗОТ обеспечивает выполнения первого главного технического требования к камерам сгорания, особенно двигателей летательных аппаратов (самолетов, вертолетов), из условий их безопасной эксплуатации: безсрывное сжигание смеси (α=0,6÷0,8) и стабилизацию пламени на всех режимах работы ГТД.

Вторым техническим требованием, общим для всех типов камер сгорания газотурбинных воздушных и наземных газотурбинных двигателей, является ограничение максимальной температуры рабочего тела (РТ) на входе в проточную часть турбины (сопловую решетку) - Тлоп, которая не должна превышать допустимую из условия термостойкости материала лопаток турбины. Создание лопаток из материалов с устойчивым к окислению барьерным покрытием позволило повысить эту температуру до 1600 К - для авиационных и вертолетных газотурбинных двигателей и до 1400 К - для конвертированных газотурбинных двигателей стационарной и мобильной техники (Ковецкий В.М. Газотурбинные двигатели в энергетике. Достижения, особенности, возможности / В.М. Ковецкий, Ю.Ю. Ковецкая. - Киев: Науч. кн., 2008. - 254 с.).

Снижение температуры продуктов сгорания с Тсг=2500÷2800 К до предельно допустимой Тлоп=1400÷1600 К осуществляется в специальной зоне смешения (ЗСМ) частью закрученного в завихрителе ламинарного однофазного первичного воздуха, вторичным и третичным потоками воздуха, образующими рабочее тело.

Известная камера сгорания с конструктивным отделением процесса сгорания в ЗОТ от процесса приготовления рабочего тела в ЗСМ - названного двухзонным - послойным способом смесеобразования (ПССО) имеет ряд недостатков (Семенов Н.Н. О некоторых проблемах химической кинетики и реакционной способности. – М., 1958):

- узкий диапазон устойчивого горения топливовоздушной смеси, не позволяющий обеспечить сжигание бедной смеси с температурой продуктов сгорания 1300÷1600 К в одной зоне, равной объему камеры сгорания и предопределяющий создание двух зон в жаровой трубе, а значит и увеличение конструктивных и весовых параметров камеры сгорания;

- высокая температура Тсг при высокой прозрачности однофазного первичного воздуха обеспечивает большую долю выделяемой лучистой энергии Ел (пропорциональную Т4) без диссипации в воздухе, передаваемую «стенке» и далее в атмосферу, что снижает термический КПД, а значит и эффективный КПД ГТД, а также требует установку жаровой трубы из жаропрочной стали;

- высокая температура продуктов сгорания Тсг=2500÷2800 К, предопределяющая большое количественное образование нормируемых токсичных компонентов: окиси углерода, несгоревших углеводородов и сажи (крекингом жидкой фазы топлива);

- высокое количественное образование оксидов азота, «токсичная агрессивность» которых в 41,1 раза превышает агрессивность окиси углерода при температуре продуктов сгорания 2500÷2800 К в ЗОТ, значительно превышающей температуру активации эндотермической реакции окисления азота кислородом воздуха, по опытным данным, равную Такт≈1700 К.

Известна прямоточная камера сгорания газотурбинного двигателя (RU 2273798, F23R 3/16, опубл. 10.04.2006), содержащая корпус, жаровую трубу, двухъярусный завихритель, наружный ярус которого имеет закручивающий элемент с входом и выходом, а также канал, сообщающий выход из закручивающего элемента с внутренней полостью жаровой трубы. Для снижения неравномерности температурного поля рабочего тела на входе в жаровую трубу из закручивающего элемента установлена диафрагма с отверстиями, площадь проходного сечения которых меньше площади выхода из закручивающего элемента и меньше площади проходного сечения канала.

Однако дополнительная установка двухъярусного завихрителя для создания закрученного потока смеси, обеспечивающая нормальный запуск двигателя, усложняет конструкцию камеры сгорания, увеличивает вес, и не исключает недостатки других известных камер сгорания с ПССО.

Наиболее близкой к заявляемой по конструкции, способа организации процесса смесеобразования и сжигания топлива является вращающаяся камера сгорания (ВКС) реактивной ступени реактивно-турбинного двигателя (РТД) (RU 2406933, F23R 3/16, опубл. 20.12.2010). Данная ВКС РГД содержит корпус, топливную форсунку, свечу пускового зажигания, расположение в радиальном топливовоздушном канале, перпендикулярно оси корпуса камеры и валу реактивного колеса двигателя. Канал топливовоздушной смеси выполнен сужающимся и спиральным, создающим угол закрутки потока смеси, на входе в ВКС, возрастающим от 0° до 60°. Выход из камеры сгорания выполнен в виде расширяющегося сопла. В камере обеспечивается интенсификация тепло- и массообмена, защита стенок камеры от высокой температуры, уменьшение массогабаритных размеров, экономия жаропрочных материалов снижение содержания оксидов азота и других токсичных компонентов, в рабочем теле КС.

Однако известные положительные качества малогабаритной камеры сгорания реактивного турбинного двигателя (РТД) проявляются только при использовании,ее применении в качестве вращающейся камеры сгорания (ВКС) первой реактивной ступени другого типа двигателя (RU 105679,МПК Р0С 3/00, опубл. 20.06.2011 г.), для преобразования части тепловой энергии топлива в тепловую энергию продуктов сгорания, преобразующуюся в сопле в кинетическую энергию создающую реактивную силу - Р и крутящий момент

Mкр.=P⋅R,

где R - радиус топливовоздушного канала камеры, перпендикулярного оси камеры сгорания.

Использование этих преимуществ ВКС в «стационарной» прямоточной камере сгорания требует другого конструктивного решения организации процесса преобразования тепловой энергии топлива в энергию рабочего тела для первой газотурбинной ступени газотурбинного двигателя.

В основу изобретения положена задача создания камеры сгорания теплового двигателя - ГТД со всеми оптимальными параметрами, определяющими его конкурентоспособность:

- ресурсосберегающими (удельной массовой мощностью и удельным эффективным расходом топлива широкого фракционного состава);

- динамическими (приспособляемости и приемистости);

- и главное экологическими (прежде всего наиболее агрессивными оксидами азота) параметрами.

Указанная задача решается тем, что в прямоточной камере сгорания газотурбинного двигателя, содержащей корпус с аксиально присоединенным к нему топливовоздушным каналом, расположенными в канале форсункой и свечой зажигания, регистром, установленным на обтекателе с оптимальным углом закрутки топливовоздушного (двухфазного) потока. Таким образом, конструктивно организуется пленочно-вихревой процесс смесеобразования и сжигания топлива (ПВССО).

Техническим результатом несложных и недорогих конструктивных преобразований: замены плохообтекаемого тела-стабилизатора на хорошо обтекаемое тело-регистр, ликвидации жаровой трубы и вынос форсунки и свечи в аксиальный топливовоздушный канал, является замена послойного способа смесеобразования и сгорания топлива с ЗОТ (α=0,85÷0,95) на ЗСМ (α до 2 и более, в зависимости от Тлоп) пленочно-вихревым способом смесеобразования и сгорания топлива широкого фракционного свойства (от метана до дизельного) с α=f(Тлопакт).

Такая замена решает главную цель работы:

- снижение токсичности рабочего тела по оксидам азота NOx без установки трехкомпонентного нейтрализатора, снижающего ресурсосберегающие параметры ГТД;

- расширение диапазона безсрывного и надежного сгорания бедной топливовоздушной смеси (α>>1) позволяет понизить максимальную температуру продуктов сгорания до температуры рабочего тела до Тлоп, не превышающую Такт NOx, и уменьшить потери лучистой энергии - Ел, теплопередачу теплопроводностью Eλ. в «стенку» и окружающую среду, что позволяет повысить КПД камеры сгорания и эффективный КПД - ГТД - ηе, габаритные и весовые параметры и другие технико-экономические показатели ГТД.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежами:

фиг. 1 - конструктивная схема прямоточной КС;

фиг. 2 - фотография КС на стенде;

фиг. 3 - экспериментальные зависимости зон устойчивой работы камеры сгорания: Д2 (при ПССО) и Д1 (при ПВССО) от α.

фиг. 4 - график распределения температуры рабочего тела РТ по диаметру h, мм; Gв и α.

Камера сгорания (фиг. 1) содержит корпус 1, аксиально к нему расположенный топливовоздушный канал 2 (с размещенными в нем форсункой 3 и свечой зажигания 4), соединенный с корпусом 1, в котором расположен регистр 5 с углом закрутки лопаток β=60±5° на хорошо обтекаемом теле - обтекателе 6. На внутренней поверхности корпуса 1, за счет центробежных сил закрученного двухфазного топливовоздушного потока 7, образована топливная пленка 8, при испарении образующая паровую топливовоздушную смесь 9, сгорающую в зоне горения 10. Продукты сгорания (рабочее тело 11) подаются на неподвижную сопловую решетку 12.

Процесс преобразования внутренней тепловой энергии топлива в тепловую энергию рабочего тела в камере сгорания происходит следующим образом.

Воздух от компрессора поступает во входное сечение топливовоздушного канала, в котором обеспечивается скорость, достаточная для организации требуемого качества распыла топлива, подаваемого форсункой 3 в зону свечи зажигания 4. После воспламенения топливовоздушной смеси, свеча зажигания 4 отключается, а пламя за время задержки воспламенения, закручиваясь в регистре 5, выносится непосредственно в камеру сгорания, что обеспечивает долговечность свечи и форсунки. Вынос пламени в камеру сгорания обеспечивается тем, что скорость закрученного потока воздуха с распыленным в нем топливом больше скорости распространения фронта пламени. Фронт пламени стабилизируется в средней части 7 камеры, которая с целью уменьшения скорости смеси, может быть увеличена в поперечном сечении. При поступлении закрученного топливовоздушного потока в камеру сгорания, где установкой обтекателя 6, вместо стабилизатора, ликвидирована зона обратных токов, за счет центробежных сил происходит сепарация основной массы топлива на стенку камеры с образованием сплошной и прочной топливной пленки 8, которая за счет теплоты испарения значительно снижает температуру стенки 1. Испарение топлива происходит с поверхности пленки с подачей паров 9 в кольцевую зону горения 10.

Кольцевой закрученный слой паров топлива 9 между пламенем 10 и пленкой 8 имеет степень черноты ε≈0,82 и часть лучистой энергии диссипирует в этот слой, увеличивая долю тепловой энергии, передаваемую турбулентной теплопередачей в рабочее тело. Пленка топлива также поглощает часть лучистой энергии и эта часть лучистой энергии передает через стенку камеры сгорания в окружающую среду.

Диссипация части лучистой энергии, за счет высокого «термосопротивления» топливной пленки и паров топлива, снижает температуру стенки, а вместе с ликвидацией зоны смешения позволяет убрать из конструкции камеры сгорания жаровую трубу и повысить термический КПД камеры сгорания.

Продукты сгорания, как более легкие, перемещаясь к оси камеры, образуют зону потока рабочего тела 11. Толщина пленки уменьшается к выходу из камеры в сопловой аппарат - 12 турбины. Уменьшение диаметра камеры сгорания при выходе рабочего тела в сопловой аппарат выполняет роль дефлектора, способствующего тепло- и массообмену в камере сгорания и завершению процесса горения в сопле (или в сопловом аппарате при снижении температуры рабочего тела при расширении).

При испытаниях на стенде опытного образца прямоточной прозрачной камеры сгорания: диаметром dкс=52 мм; длиной зоны горения Lкс=108 мм; давлением Ркс=5,5 кг/см2 и коэффициенте избытка воздуха α=1,52, получены:

- максимальная температура - 1680 K при степени неравномерности температурного поля 15÷20%;

- содержание токсичных компонентов:

gNOx=2÷2.5/г⋅кВт⋅ч,

gCO=0,035%,

gCH=0,005%,

что соответствует нормам Евро-5.

Камера сгорания отличается простотой и надежностью интенсификации тепломассообмена при конструктивно организованном пленочно-вихревом способе смесеобразования методом непосредственного воздействия на реакцию окисления углеводородного топлива и окисления азота кислородом воздуха. Такая конструкция камеры сгорания решает не только главную в настоящее время экологическую задачу - снижение содержания наиболее токсичных оксидов азота и других нормированных токсичных компонентов СО, СН и С в рабочем теле, но и проблему одновременного повышения основных технико-экономических показателей: повышение КПД, сжигания бедных топливовоздушных смесей при надежном запуске и бесперебойной работы газотурбинных двигателей летательных аппаратов (большой мощности), наземных мобильных и стационарных (мощностью от 300-400 кВт) силовых установок без установки систем нейтрализации отработавших газов.

Кроме того, успешное решение проблемы токсичности в предложенной КС с пленочно-вихревым способом преобразования тепловой энергии углеводородного топлива широкого фракционного состава (от метана до дизельного) - ШФС, в кинетическую энергию рабочего тела делает ГТД тепловым ДВС со всеми наилучшими в настоящее время критериальными параметрами (Nm, ge, K и экологии). Это повышает их конкурентоспособность в установке на тяжелой мобильной технике при повышении ее агрегатной мощности (до 1800-2000 кВт танковой) и особенно внедряемых Белазов мощностью до 5000 кВт (вместо двух дизелей с Ne=2500 кВт), работающих в тяжелых экологических условиях.

Камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая корпус, топливовоздушный канал с топливной форсункой и свечой, отличающаяся тем, что камера сгорания выполнена прямоточной, топливовоздушный канал расположен аксиально к корпусу и соединен с ним, в корпусе на обтекателе расположен регистр с углом закрутки лопаток 60±5°, при этом на внутренней поверхности корпуса за счет центробежных сил закрученного топливовоздушного потока образована топливная пленка.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетике. Щелевой инжектор-генератор вихрей, установленный в канале вдоль направления движения высокоэнергетического газового потока.

Изобретение относится к области энергетики. Горелка (1) промежуточного подогрева содержит канал (2) с трубкой (3), расположенной в канале с возможностью впрыскивания топлива в плоскости (4), перпендикулярной продольной оси (15) канала, причем конец (14) трубки (3) расположен по потоку перед областью (16) высоких скоростей, и завихрители (7) выступают от каждой из стенок канала, причем канал (2) содержит боковые стенки (10) и верхнюю и нижнюю стенки (11) и имеет прямоугольное, квадратное или трапециевидное сечение, при этом канал (2) и трубка (3) ограничивают в направлении потока горячих газов (G) зону (6) вихреобразования перед плоскостью (4) впрыскивания и зону (9) смешивания за плоскостью (4) впрыскивания, при этом зона (9) смешивания включает в себя область (16) больших скоростей с постоянным поперечным сечением и расположенную за ней в направлении потока горячих газов (G) область (17) торможения с расширяющимся поперечным сечением, а горелка в области (16) больших скоростей зоны (9) смешивания имеет наименьшее поперечное сечение.

Устройство стабилизации факела пламени для форсажной камеры турбореактивного двигателя двухконтурной конструкции, содержащего первый (3) и второй (5) кольцевые внутренние контуры, между которыми располагается проход (4) для первичного потока, и наружный кольцевой контур (2), который образует совместно с указанным выше первым внутренним кольцевым контуром (3) проход (1) для вторичного потока, содержащее, по меньшей мере, одну опору стойки (8), изготовленную из металлического материала и предназначенную для крепления к указанному выше наружному кольцевому контуру (2) посредством верхней платины (9), и, по меньшей мере, одну стойку стабилизатора факела пламени (7).

Изобретение относится к прямоточным воздушно-реактивным двигателям. .

Изобретение относится к конструкциям газотурбинного двигателя, в частности основных камер сгорания. .

Изобретение относится к газотурбинному двигателестроению, а именно к конструкциям камер сгорания газотурбинных двигателей. .

Изобретение относится к конструкциям камер сгорания газовых турбин, работающих преимущественно на сжатом газе с низкими выбросами окислов азота и углерода. .

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

Горелка // 2624421
Изобретение относится к энергетике. Горелка газовой турбины проходит вдоль оси (X) и содержит в осевом порядке: секцию (SW) завихрения, смесительную секцию (МХ), выходную секцию (ОТ), основную зону (CZ) горения.

Изобретение относится к энергетике. Камера сгорания для газотурбинного двигателя имеет переднюю концевую часть, которая поддерживает по меньшей мере одну топливовоздушную форсунку.

Изобретение относится к энергетике. Топливная форсунка для камеры сгорания содержит топочную трубу и кольцевой центральный элемент, расположенный концентрически в указанной топочной трубе.

Группа изобретений относится к топливным форсункам. Топливная форсунка с осевым потоком для газовой турбины содержит кольцевые каналы, предназначенные для доставки продуктов для сжигания.

Завихритель воздуха, имеющий форму диска и включающий множество входных каналов тангенциальной подачи воздуха, отличающийся тем, что выполнен из множества соединительных панелей, каждая из которых сложена z-образно и имеет верхнюю соединительную часть, промежуточную часть и нижнюю соединительную часть, соединенных с образованием между каждыми двумя соединительными панелями входного канала тангенциальной подачи воздуха, сужающегося с таким углом, что сумма углов всех сужающихся входных тангенциальных каналов равна 360°.

Изобретение относится к энергетике. Устройство (2) впрыска воздуха и топлива для камеры сгорания турбомашины, содержащее топливную форсунку, по меньшей мере один первый элемент (21), установленный на топливной форсунке, и по меньшей мере один второй элемент (27, 28), установленный на донной стенке (6) камеры сгорания.

Изобретение относится к энергетике. Камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая внешний корпус, жаровую трубу и плиту кольцевой формы с установленными на ней форсуночными модулями и топливный коллектор, соединенный с плитой и установленный в воздушной полости перед форсуночной плитой, полость которого соединена с одной стороны с топливопроводом, а с другой топливными каналами с форсуночными модулями, содержащими струйную топливную форсунку и каналы подвода и закрутки воздуха.

Кольцевая камера сгорания для турбомашины содержит соосные кольцевые внутреннюю стенку и внешнюю стенку, соединенные на своих расположенных выше по потоку концах посредством кольцевой стенки, образующей дно камеры, кольцевой ряд топливных форсунок, головки которых вставлены в системы впрыска топлива, установленные в отверстиях стенки дна камеры.

Способ впрыска топлива осуществляют посредством системы воздушно-топливного смешения, имеющей геометрическую ось центральной симметрии (X′X), в камеру сгорания газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к энергетике. Камера сгорания для газовой турбины, содержащая предкамеру, имеющую центральную ось, и завихритель, который установлен на предкамере.

Изобретение относится к области энергетики. Горелка (1), имеющая выполненный в поперечном сечении по существу кольцевой канал (4) подачи воздуха и предварительного перемешивания, по которому при эксплуатации протекают воздух и топливо, который образован наружной оболочкой (5) и втулкой (6) и в котором установлено несколько лопаток (7) завихрителя, распространяющихся от втулки (6) до наружной оболочки (5) в радиальном направлении и имеющих направляющую поверхность, отличающаяся тем, что лишь в радиальной наружной области лопаток (7) завихрителя угол (α) схода потока относительно основного направления потока на конце схода потока направляющей поверхности в радиальном направлении по меньшей мере один раз увеличивается и один раз уменьшается. На находящемся радиально внутри конце схода потока направляющей поверхности угол (α1) схода потока лежит между углом (α3) схода потока конца схода потока, находящегося радиально снаружи, и углом (α2) схода потока конца схода потока, находящегося между ними. Соседние лопатки (7) завихрителя имеют разные радиальные направления своих углов (α) схода потока. Лопатки (7) завихрителя по меньшей мере частично выполнены в виде полых лопаток, имеющих выпускные отверстия (8) для топлива. Изобретение позволяет улучшить качество перемешивания воздуха и топлива. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус, топливовоздушный канал с топливной форсункой и свечой. Камера сгорания выполнена прямоточной. Топливовоздушный канал расположен аксиально к корпусу и соединен с ним. В корпусе на обтекателе расположен регистр с углом закрутки лопаток 60±5°. На внутренней поверхности корпуса за счет центробежных сил закрученного топливовоздушного потока образована топливная пленка. Изобретение направлено на уменьшение токсичности, повышении кпд, повышении надежности запуска при сжигании бедных топливовоздушных смесей. 4 ил.

Наверх