Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя



Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя
Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя
Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя
Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя
Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2633982:

Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" (RU)

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит фронтовое устройство. На фронтовой плите устройства расположены горелочные модули с продольной осью, коллинеарной оси жаровой трубы, с лопаточными радиальными завихрителями и смесительными каналами. Соотношение суммы площадей выходных отверстий горелочных модулей к общей площади фронтовой плиты находится в соотношении от 18 до 30. Лопатки радиального завихрителя расположены на входе в смесительный канал горелочного модуля и установлены под углом в диапазоне от 48 до 53°. В смесительном канале горелочного модуля соосно расположена центральная втулка с канальным завихрителем, имеющим каналы подачи воздуха и топлива в перегородке, выполненные под углом в диапазоне от 90…30° к поверхности лопатки. Длина внутренней стенки смесительного канала составляет 80…90% от длины его наружной стенки. Отношение наружного диаметра внутренней стенки смесительного канала к внутреннему диаметру его наружной стенки находится в пределах 0,55…0,65. Расстояние от выходной плоскости внутренней стенки смесительного канала до канального завихрителя находится в пределах 0,35…0,55 от внутреннего диаметра стенки смесительного канала. В одном из горелочных модулей отсутствуют каналы подвода и подачи топлива в центральную втулку. В канальном завихрителе выполнены каналы только для подачи воздуха. Изобретение обеспечивает надежную и устойчивую работу камеры сгорания на «низких» режимах работы двигателя путем беспульсационного горения топливовоздушной смеси в объеме жаровой трубы камеры сгорания. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.

Известно устройство для закрутки потока и подготовки предварительно перемешанной смеси топлива и воздуха. Для улучшения смешения используются два осевых завихрителя, закручивающие поток, поступающий в общий кольцевой канал, в противоположных направлениях (патент US №6993916 В2).

Недостатком известной конструкции является использование осевого завихрителя при задании закрутки потоку. Это требует профилирования лопаток для организации безотрывного течения воздуха (ниже по потоку топливовоздушной смеси) за лопатками завихрителя, а также задания требуемой закрутки потоку топливовоздушной смеси, что приводит к усложнению конструкции и удлинению осевых размеров смесителя в целом. Также к увеличению осевых размеров приводит необходимость организации равномерного подвода воздуха ко входу завихрителя.

Наиболее близкой к заявляемому изобретению является камера сгорания для низкоэмиссионного сжигания жидкого и газообразного топлива. Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит фронтовое устройство, на фронтовой плите которого расположены горелочные модули с продольной осью, параллельные оси жаровой трубы, с лопаточными радиальными завихрителями и смесительными каналами (патент US №2008/0233525 А1).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является то, что топливо поступает в смесительный канал через отверстия, расположенные на поверхности, образующей канал смесителя, что делает процесс контроля профиля концентрации, получаемой на выходе из смесителя, сложной задачей. Кроме того, при подобном способе подачи топлива в смеситель для получения хорошего уровня смешения может понадобиться увеличение длины канала смесителя. В центральном канале для подачи диффузионного топлива не предусмотрен контроль взаимодействия потока смесительного канала и топлива, поступающего через центральный канал. Указанные недостатки могут спровоцировать проблемы при организации малоэмиссионного сжигания топлива с использованием данного смесителя.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в обеспечении надежной и устойчивой работы камеры сгорания на «низких» режимах работы двигателя путем беспульсационного горения топливовоздушной смеси в объеме жаровой трубы камеры сгорания.

Указанный технический результат достигается тем, что в жаровой трубе камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащей фронтовое устройство, на фронтовой плите которого расположены горелочные модули с продольной осью, коллинеарной оси жаровой трубы, с лопаточными радиальными завихрителями и смесительными каналами, согласно изобретению, соотношение суммы площадей выходных отверстий горелочных модулей к общей площади фронтовой плиты находится в диапазоне от 18 до 30, при этом лопатки радиального завихрителя расположены на входе в смесительный канал горелочного модуля и установлены под углом α в диапазоне от 48 до 53°, причем в смесительном канале горелочного модуля соосно расположена центральная втулка с канальным завихрителем, имеющим каналы подачи воздуха и топлива в перегородке, выполненные под углом β в диапазоне от 30…90° к поверхности лопатки, при этом длина I внутренней стенки смесительного канала составляет 80…90% от длины L его наружной стенки, а отношение наружного диаметра d2 внутренней стенки смесительного канала к внутреннему диаметру D его наружной стенки находится в пределах 0,55...0,65, причем расстояние А от выходной плоскости внутренней стенки смесительного канала до канального завихрителя находится в пределах 0,35.. 0,55 от внутреннего диаметра d1 стенки смесительного канала. В одном из горелочных модулей отсутствуют каналы подвода и подачи топлива в центральную втулку, а в канальном завихрителе выполнены каналы только для подачи воздуха.

Соотношение суммы площадей выходных отверстий горелочных модулей к общей площади фронтовой плиты находится в диапазоне от 18 до 30, что обеспечивает достаточное пространство для расположения на фронтовой плите шести горелочных модулей таким образом, чтобы избежать сильного взаимодействия потоков от смесителей, которое может привести к резонансным эффектам на некоторых режимах работы двигателя.

Соотношение площадей менее 18 может привести к нежелательному взаимодействию потоков из горелочных модулей, и, следовательно, к резонансным эффектам, таким как пульсационное горение.

Соотношение площадей больше 30 может привести к полному отсутствию взаимодействия потоков горячих газов, возникающих за горелочными модулями, и, соответственно, к проблемам при розжиге камеры сгорания.

Расположение лопаток радиального завихрителя на входе в смесительный канал горелочного модуля и установка под углом α в диапазоне от 48 до 53° обеспечивает формирование устойчивой зоны обратных токов на выходе из горелочного модуля, и, соответственно, необходимой для стабилизации пламени закрутки, а также дает возможность обеспечить безотрывное течение воздуха и топливовоздушной смеси между образующими лопатки и в смесительном канале.

При установке лопаток под углом α<48° не обеспечивается рециркуляция горячих газов в количестве, достаточном для воспламенения свежей смеси.

При установке лопаток под углом α>53° не обеспечивается низкая вероятность возникновения отрыва потока внутри канала предварительного перемешивания и виброгорения, вызванного колебаниями формы зоны обратных токов.

Расположение в смесительном канале горелочного модуля соосно центральной втулки с канальным завихрителем, имеющим каналы подачи воздуха и топлива в перегородке, выполненные под углом β в диапазоне от 30…90° к поверхности лопатки обеспечивает высокое качество перемешивания топлива с воздухом и отсутствие отрывов потока за струями топлива.

При выполнении каналов подачи воздуха и топлива в перегородке под углом β<30° не обеспечивается отсутствие на выходе из канала предварительного перемешивания областей со стехиометрическим соотношением воздух/топливо.

При выполнении каналов подачи воздуха и топлива в перегородке под углом β>90° не обеспечивается отсутствие отрывов потока от поверхности лопатки за струями топлива, в которых возможна стабилизация пламени.

Выполнение длины I внутренней стенки смесительного канала составляет 80...90% от длины L его наружной стенки, что обеспечивает эффективное взаимодействие потоков, поступающих через наружный и внутренний каналы.

При выполнении длины I внутренней стенки смесительного канала меньше 80% от длины L его наружной стенки не обеспечивается слабое влияние колебаний зоны обратных токов на поток топливовоздушной смеси в наружном канале.

При выполнении длины I внутренней стенки смесительного канала больше 90% от длины L его наружной стенки не обеспечивается условий для взаимодействия потоков, поступающих через наружный и внутренний каналы.

Отношение наружного диаметра d2 внутренней стенки смесительного канала к внутреннему диаметру D его наружной стенки находится в пределах 0,55…0,65, что обеспечивает устойчивую работу двигателя на всех режимах и низкий уровень эмиссии вредных веществ.

При отношении наружного диаметра d2 внутренней стенки смесительного канала к внутреннему диаметру D его наружной стенки меньше 0,55 не обеспечивается достаточная устойчивость работы на низких режимах.

При отношении наружного диаметра d2 внутренней стенки смесительного канала к внутреннему диаметру D его наружной стенки больше 0,65 не обеспечивается низкий уровень эмиссии вредных веществ из-за большого объема зоны обратных токов, заполненной горячими газами.

Выполнение расстояния А от выходной плоскости внутренней стенки смесительного канала до канального завихрителя в пределах 0,35…0,55 от внутреннего диаметра d1 стенки смесительного канала обеспечивает формирование потока, взаимодействующего со смесью топлива и воздуха из наружного канала.

При выполнении расстояния А от выходной плоскости внутренней стенки смесительного канала до канального завихрителя меньше 0,35 от внутреннего диаметра d1 стенки смесительного канала не обеспечивает слабое влияние колебаний параметров потока в зоне обратных токов на поток топлива с воздухом, поступающих через центральный канал.

При выполнении расстояния А от выходной плоскости внутренней стенки смесительного канала до канального завихрителя больше 0,55 от внутреннего диаметра d1 стенки смесительного канала не обеспечивает приемлемого теплового состояния перегородки между наружным и внутренним каналами.

Отсутствие в одном из горелочных модулей каналов подвода и подачи топлива в центральную втулку, а в канальном завихрителе выполнение каналов только для подачи воздуха обеспечивает устойчивую работу периферийных модулей на всех режимах.

На фиг. 1 - изображен общий вид жаровой трубы камеры сгорания газотурбинного двигателя.

На фиг 2 - вид А на фиг. 1.

На фиг 3 - общий вид горелочного модуля жаровой трубы.

На фиг 4 - фронтальный вид горелочного модуля жаровой трубы

На фиг. 5 - разрез Б-Б на фиг. 4.

На фиг. 6 - разрез В-В на фиг. 3.

На фиг. 7 - элемент Г на фиг. 6.

На фиг. 8 - сечение Д-Д на фиг. 3.

Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит фронтовое устройство 1, на фронтовой плите 2 которого установлены горелочные модули 3. Одно из горелочных модулей 4 находится на осевой линии 5 жаровой трубы. Остальные горелочные модули 3 равноудалены от центрального модуля 4 и располагаются по окружности 6 с центром на осевой линии 5 жаровой трубы. Осевые линии 7 горелочных модулей 3 также коллинеарны осевой линии 5 жаровой трубы. Соотношение суммы площадей выходных отверстий 8 горелочных модулей 3, 4 к общей площади фронтовой плиты 2 находится в диапазоне от 18 до 30.

Горелочный модуль 3 или 4 имеет вход 9 для воздуха, входные отверстия 10 для топлива, кольцевой смесительный канал 11 с плавным профилем. Также горелочный модуль 3 или 4 имеет центральную втулку 12 с канальным воздушным завихрителем 13, входным отверстием 14 для подачи топлива, каналами 15 подачи топлива, радиальными каналами 16 подачи воздуха. Вниз по потоку от входа 9 смесительного канала 11 располагаются направляющие лопатки 17, которые сообщают необходимую закрутку в радиальном направлении потоку топливовоздушной смеси, поступающей через вход 9 в смесительный канал 11. Лопатки 17 имеют коническое сечение. Угол α (на фиг. 6) между радиальной линией 18, проходящей через осевую линию горелочного модуля по касательной к кромке лопатки и линией 19, проходящей через образующую лопатки, может иметь значения от 48 до 53°. Данный диапазон угла установки с одной стороны достаточен для формирования устойчивой зоны обратных токов на выходе из горелочного модуля, и, соответственно, необходимой для стабилизации пламени закрутки. С другой стороны, относительно малый угол установки лопаток, а также их установка в радиальном направлении дает возможность обеспечить безотрывное течение воздуха и топливовоздушной смеси между образующими лопатки и в смесительном канале.

На фиг. 7 изображено поперечное сечение завихрителя горелочного модуля в области лопаток завихрителя. Каждая лопатка 17 имеет топливные каналы 20, которые подают топливо через топливные отверстия 21 в воздушный поток и позволяют получить необходимый профиль концентрации топлива в топливовоздушной смеси. Топливные каналы 20 могут подавать топливо как по нормали к поверхности лопатки, так и под углом для обеспечения необходимого профиля концентрации на выходе из смесительного канала 11. Угол β, образованный осью симметрии лопатки 22 и осью 23 внутренних топливных каналов 20 может принимать значения от 30 до 90°. Для формирования необходимого профиля концентраций топливные каналы 20 могут располагаться как с одной стороны линии симметрии, так и с обеих сторон. К топливным каналам 20 ведут каналы 24 подвода топлива. Через отверстия 10 подвода топливо поступает в каналы 24 подвода топлива, после чего распределяется по топливным каналам 20. В зависимости от необходимости регулировать окружное распределение топлива в каждом из смесителей возможна раздельная подача топлива в каналы 24 подвода топлива через отверстия 10, например подача топлива в каждый второй канал подвода топлива возможна с помощью отдельного топливного коллектора.

Смесительный канал 11 находится ниже по потоку после лопаток радиального завихрителя и преобразует направление движения топливовоздушной жидкости с радиального на осевое при сохранении закрутки потока. Смесительный канал 11 имеет аэродинамически «гладкий» профиль для обеспечения безотрывного течения топливовоздушной смеси на всем протяжении. Безотрывное течение смеси позволяет уйти от проблемы стабилизации пламени в канале. Смесительный канал 11 имеет внутреннюю 25 и наружную 26 стенки.

На фиг. 8 изображено продольное сечение горелочного модуля 3 (4) с основными геометрическими параметрами. Длина I внутренней стенки 25 смесительного канала 11 составляет 80…90% от длины L его наружной стенки 26, что обеспечивает достаточное взаимодействие потоков воздуха (топливовоздушной смеси) от смесительного канала 11 и центральной втулки 12. Отношение наружного диаметра d2 внутренней стенки 25 смесительного канала к внутреннему диаметру D наружной стенки 26 смесительного канала находится в пределах 0,55…0,65, что помогает обеспечить надежную и устойчивую работу камеры сгорания на «низких» режимах работы двигателя.

Для поддержания стабильного горения на «низких» режимах работы двигателя горелочный модуль имеет центральную втулку 12, помещенную в цилиндрический канал, образованный внутренней стенкой 25. На конце втулки 12 расположен канальный завихритель 27 воздуха с воздушными каналами 28 и каналы 15 подачи топлива. Расстояние А (фиг. 8) от выходной плоскости 29 внутренней стенки 25 смесительного канала до канального завихрителя 27 находится в пределах от 0,35 до 0,55 внутреннего диаметра d1 внутренней стенки 25 смесительного канала для формирования потока топливовоздушной смеси, взаимодействующего с потоком топливовоздушной смеси, поступающим из смесительного канала 11.

Работает устройство следующим образом.

Горелочный модуль 3 подготавливает перемешанную топливовоздушную смесь для подачи в зону реакции камеры сгорания. Направляющие лопатки 17 сообщают необходимую закрутку в радиальном направлении потоку топливовоздушной смеси, поступающей через вход 9 в смесительный канал 11. При включении подачи топливо через входное отверстие 14 заполняет цилиндрический канал 30, после чего поступает на выход через каналы 15 подачи топлива и смешивается с воздухом, идущим из завихрителя 13. Воздух в завихритель 13 поступает через радиальные каналы 16 и кольцевой канал 31.

1. Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащая фронтовое устройство, на фронтовой плите которого расположены горелочные модули с продольной осью, коллинеарной оси жаровой трубы, с лопаточными радиальными завихрителями и смесительными каналами, отличающаяся тем, что соотношение суммы площадей выходных отверстий горелочных модулей к общей площади фронтовой плиты находится в соотношении от 18 до 30, при этом лопатки радиального завихрителя расположены на входе в смесительный канал горелочного модуля и установлены под углом α в диапазоне от 48 до 53°, причем в смесительном канале горелочного модуля соосно расположена центральная втулка с канальным завихрителем, имеющим каналы подачи воздуха и топлива в перегородке, выполненные под углом β в диапазоне от 30…90° к поверхности лопатки, при этом длина l внутренней стенки смесительного канала составляет 80...90% от длины L его наружной стенки, а отношение наружного диаметра d2 внутренней стенки смесительного канала к внутреннему диаметру D его наружной стенки находится в пределах 0,55…0,65, причем расстояние А от выходной плоскости внутренней стенки смесительного канала до канального завихрителя находится в пределах 0,35…0,55 от внутреннего диаметра d1 стенки смесительного канала.

2. Жаровая труба камеры сгорания по п. 1, отличающаяся тем, что в одном из горелочных модулей отсутствуют каналы подвода и подачи топлива в центральную втулку, а в канальном завихрителе выполнены каналы только для подачи воздуха.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетике. Последовательное сжигающее устройство (104), содержащее первую горелку (112), первую камеру (101) сгорания, смеситель для примешивания разбавляющего газа к горячим газам, выходящим из первой камеры (101) сгорания при работе, вторую горелку (113) и вторую камеру (102) сгорания, расположенную последовательно в соединении по потоку текучей среды.

Изобретение относится к энергетике. Способ смешивания разбавляющего воздуха с горячим основным потоком в системе последовательного сгорания газовой турбины, при этом газовая турбина содержит компрессор, первую камеру сгорания, соединенную ниже по потоку с компрессором.

Жаровая труба камеры сгорания содержит кольцевую внутреннюю жаровую трубу, кольцевую наружную жаровую трубу, по меньшей мере, один резонатор, горловину и уплотнительное кольцо.

Изобретение относится к энергетике. Корпус камеры сгорания газовой турбины, содержащий жаровую трубу и обсадную трубу, которая охватывает жаровую трубу и которая в своей стенке имеет множество сквозных отверстий, через которые натекающий снаружи на обсадную трубу воздух может проникать радиально в образованное между обсадной трубой и жаровой трубой промежуточное пространство.

Изобретение относится к способам и устройствам, которые вызывают движение текучей среды. Устройство, выполненное с возможностью приводить в движение газ, содержащее: по меньшей мере, первый слой и второй слой, скомпонованные в стопку, и средство для нагрева и/или охлаждения первого и второго слоев для образования горячего слоя и холодного слоя, в котором холодный слой имеет более низкую температуру, чем горячий слой; и по меньшей мере, одно сквозное отверстие в стопке, в котором: поверхность каждого горячего слоя открыта внутрь сквозного отверстия; и поверхность каждого холодного слоя открыта внутрь сквозного отверстия; и в котором: общая длина сквозного отверстия составляет до 10-ти средних длин свободного пробега газа, в которое погружено устройство, и/или не больше, чем 1500 нм.

Изобретение относится к области энергетического, транспортного, химического машиностроения и может быть использовано в газотурбинных установках (ГТУ). .

Изобретение относится к способам и устройствам для воспламенения топлива и может быть использовано для зажигания скоростных потоков горючих смесей в различных технологических устройствах и энергетических установках, в частности в импульсно-детонационных двигателях летательных аппаратов.
Наверх