Фронтовое устройство камеры сгорания газотурбинного двигателя

Фронтовое устройство камеры сгорания содержит фронтовую плиту жаровой трубы и топливовоздушные модули, каждый из которых содержит пилотный и основной контуры с коаксиально расположенными внутренним, средним и наружным воздушными каналами и канал охлаждения, образованные соответствующими стенками и кольцевым экраном. Канал охлаждения сообщен с внутренним воздушным каналом при помощи сквозных отверстий, выполненных в наружной стенке внутреннего воздушного канала в месте, примыкающем к торцу наружной стенки внутреннего канала. Оси отверстий расположены в диапазоне от 0 до 90° относительно оси модуля. Наружная и внутренняя стенка наружного канала и концевой участок кольцевого экрана развернуты наружу относительно оси модуля. Фронтовое устройство снабжено теплозащитным экраном, образующим с фронтовой плитой воздушный зазор, сообщенный с жаровой трубой камеры сгорания при помощи сквозных каналов, выполненных в теплозащитном экране вблизи наружной стенки общего наружного канала. Изобретение направлено на снижени температуры продуктов сгорания путем интенсификации процессов предварительного смешения топлива с воздухом в основной зоне горения и смешения продуктов сгорания с воздухом в пилотной зоне горения, что позволяет решить проблему снижения эмиссии оксидов азота NOх. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к фронтовому устройству камеры сгорания газотурбинного двигателя (ГТД), и может быть использовано для подготовки топливовоздушной смеси перед ее сжиганием.

Одной из важнейших задач при разработке камер сгорания (КС) является снижение уровня эмиссии веществ, загрязняющих атмосферу, причем наиболее проблематичным оказывается снижение оксидов азота NOx.

При создании малоэмиссионных камер сгорания (МКС) прежде всего стремятся обеспечить эффективное предварительное смешение топлива с воздухом до начала реакции горения и при этом сохранить устойчивость процесса горения в КС во всем диапазоне режимных параметров и удовлетворить требованиям, предъявляемым к КС.

В МКС авиационных двигателей организуют две зоны горения: пилотную и основную. Если обе зоны горения создаются единым модулем, то такой модуль называется двухзонным фронтовым модулем (ДФМ).

В пилотную зону горения топливо подается на всех режимах работы двигателя, в основную зону - только на режимах повышенной тяги (взлета, набора высоты, крейсерского полета). В пилотной зоне горения организуют горение обогащенной или не сильно обедненной топливовоздушной смеси (ТВС), в основной зоне - обедненной, предварительно испаренной и перемешенной ТВС. С помощью ДФМ в КС реализуется стадийный процесс горения и стадийная система подачи топлива.

Пилотная зона обеспечивает стабилизацию пламени и поджигание своими высокотемпературными продуктами сгорания ТВС в основной зоне горения, в которой сжигается основная часть топлива.

Часть топлива, поданного в основную зону горения, превращается в пар и смешивается с воздухом, образуя однородную обедненную ТВС. В результате понижаются температура пламени, температура продуктов сгорания и, вследствие этого, выбросы оксидов азота NOx.

Ощутимые результаты по снижению эмиссии NOx достигаются при увеличении доли топлива, подаваемого в основную обедненную зону горения.

Конструктивным решением задачи предварительного смешения топлива при большом расходе воздуха через ДФМ (более 65% от расхода воздуха через жаровую трубу КС) для снижения эмиссии NOx является прямой впрыск топлива в основную зону горения, занимающую часть полости жаровой трубы.

Для осуществления предварительного смешения топлива с воздухом в объеме жаровой трубы в ней следует организовать области, предназначенные для этой цели, свободные от пламени.

Известен двухзонный фронтовой модуль, содержащий корпус с размещенным в нем средством подготовки и подачи жидкого топлива, состоящем из центрального (пилотного) и наружного (основного) контуров и сопряженных с ними соответствующих воздушных каналов, где центральный контур включает центральную топливную форсунку для подачи топлива в охватывающую последнюю кольцевую камеру, предназначенную для закрутки потока воздуха, а основной контур включает наружную топливную форсунку, выполненную в виде кольцевого корпуса, размещенного коаксиально форсунке с равномерно расположенными на внешней поверхности кольцевого корпуса сопловыми отверстиями, предназначенными для подачи топлива в наружный воздушный канал, образованный кольцевым корпусом наружной топливной форсунки и корпусом модуля с установленным на входе канала завихрителем, причем на торце кольцевого корпуса наружной форсунки установлен охлаждаемый теплозащитный экран, воздушный зазор перед которым сообщен с наружным воздушным каналом (US 6389815, 2002). Известное техническое решение позволяет сформировать две зоны горения: пилотную и основную, расположенную коаксиально пилотной зоне.

Существенным недостатком известного технического решения является подача основного топлива с внутренней стенки наружного канала через ограниченное число сопловых отверстий наружной форсунки, что не обеспечивает достаточного предварительного смешения топлива с воздухом, поданных в основную зону горения. Необходимость подачи топлива через большое число сопловых отверстий приводит к резкому уменьшению давления подачи топлива перед форсунками, ухудшению распределения топлива между сопловыми отверстиями, распыливания и смешения топлива с воздухом, а уменьшение диаметра сопловых отверстий приводит к закупориванию отверстий содержащимися в топливе примесями, несмотря на использование сеточных фильтров.

Известно устройство для подготовки и подачи ТВС в КС, содержащее центральную форсунку с магистралью подвода топлива, размещенный коаксиально относительно форсунки внутренний воздушный канал с завихрителем, ограниченный наружной стенкой, образующей на выходе конфузорно-диффузорный участок, причем торец наружной стенки выполнен в виде стабилизатора пламени, расположенные коаксиально относительно внутреннего воздушного канала наружный воздушный канал с завихрителем и распылителем топлива, и средний воздушный канал (RU 38218, 2003). Известное техническое решение обеспечивает подготовку ТВС, подачу ее в различные зоны КС и необходимое снижение уровня дымления и эмиссии NOx в продуктах сгорания топлив на основных режимах работы КС.

Существенным недостатком известного технического решения является оседание части жидкого топлива на стенках воздушных каналов и его повторное менее эффективное смешение с воздухом, что при повышении температуры и давления в каналах может приводить к самовоспламенению ТВС. При этом локальный впрыск жидкого основного топлива в воздушный поток не обеспечивает достаточную гомогенизацию ТВС, что приводит к повышению содержания оксидов азота NOx в продуктах сгорания топлива.

Наиболее близким по совокупности существенных признаков к заявляемому техническому решению является фронтовое устройство КС ГТД, включающее фронтовую плиту жаровой трубы и топливовоздушные модули, каждый из которых содержит средство подготовки и подачи жидкого топлива, состоящее из пилотного и основного контуров и сопряженных с ними соответствующих воздушных каналов, где пилотный контур включает центральную форсунку с магистралью подвода топлива, размещенный коаксиально относительно форсунки внутренний воздушный канал с завихрителем, ограниченный наружной стенкой, образующей на выходе конфузорно-диффузорный участок, с выполненным в стенке каналом охлаждения, причем торец наружной стенки выполнен в виде стабилизатора пламени, основной контур включает расположенные коаксиально относительно внутреннего воздушного канала наружный воздушный канал с завихрителем, сформированный передней и задней торцевыми стенками завихрителя и объединенным с передней торцевой стенкой кольцевым экраном с острой кромкой, обращенной в сторону КС, средний воздушный канал, сформированный кольцевым экраном и наружной стенкой внутреннего воздушного канала, и топливный канал, расположенный между наружным и средним воздушными каналами и сформированный внешней и внутренней обечайками, и средство распыливания топлива основного контура, включающее соответствующий канал, выход которого и выход среднего воздушного канала последовательно направлены в сторону внутренней поверхности кольцевого экрана, причем средний и наружный воздушные каналы объединены в общий наружный воздушный канал за острой кромкой кольцевого экрана наружного воздушного канала (RU 2439435, 2012). В известном техническом решении в зоне горения, расположенной в следе за топливовоздушным модулем фронтового устройства, формируются две зоны горения: пилотная с зоной обратных токов, которая образуется при распаде воздушной струи, закрученной во внутреннем воздушном канале, и основная, в которой сгорает ТВС, вытекающая из общего наружного канала. В пилотной зоне осуществляется горение обогащенной или слегка обедненной ТВС, а в основной - обедненной ТВС, причем пилотная зона горения работает на режимах малого газа и на режимах малой тяги, и обе зоны горения работают на режимах повышенной тяги. Снижение эмиссии оксидов азота NOx достигается тем, что в реакции горения в основной зоне горения участвует уже хорошо перемешанная обедненная однородная ТВС. Чем больше такой смеси образуется до начала реакции горения, тем эффективнее уменьшается эмиссия NOx. Однако эффективному смешению в известном техническом решении препятствует стекание пленки топлива параллельно оси устройства. В результате топливо успевает смешаться в общем наружном канале и в полости жаровой трубы только с небольшой частью воздуха. Относительно быстро эта часть ТВС попадает в приосевую зону течения, которая является продолжением пилотной зоны горения. Температура газа в центральной части потока за фронтовым модулем увеличивается, и это препятствует дальнейшему снижению эмиссии NOx.

На режимах малой тяги, когда топливо подается только в центральную форсунку, наблюдается противоположное явление: часть топлива из пилотной зоны горения попадает в основную зону горения, образуя в ней сильно обедненную ТВС, по которой пламя неспособно распространяться. В результате эмиссия NOx уменьшается, но за счет недопустимого снижения полноты сгорания топлива, увеличения эмиссии оксида углерода и несгоревших углеводородов.

Техническая проблема, решение которой обеспечивается при осуществлении заявляемого изобретения, заключается в снижении эмиссии вредных веществ (оксидов азота NOx).

Технический результат, достигаемый при осуществлении предлагаемого изобретения, заключается в снижении температуры продуктов сгорания путем интенсификации процессов предварительного смешения топлива с воздухом в основной зоне горения и смешения продуктов сгорания с воздухом в пилотной зоне горения.

Заявленный технический результат достигается за счет того, что во фронтовом устройстве камеры сгорания газотурбинного двигателя, включающем фронтовую плиту жаровой трубы и топливовоздушные модули, каждый из которых содержит средство подготовки и подачи жидкого топлива, состоящее из пилотного и основного контуров и сопряженных с ними соответствующих воздушных каналов, где пилотный контур включает центральную форсунку с магистралью подвода топлива, размещенный коаксиально относительно форсунки внутренний воздушный канал с завихрителем, ограниченный наружной стенкой, образующей на выходе конфузорно-диффузорный участок, с выполненным в стенке каналом охлаждения, причем торец наружной стенки выполнен в виде стабилизатора пламени, основной контур включает расположенные коаксиально относительно внутреннего воздушного канала наружный воздушный канал с завихрителем, сформированный передней и задней торцевыми стенками завихрителя и объединенным с передней торцевой стенкой кольцевым экраном с острой кромкой, обращенной в сторону камеры сгорания, средний воздушный канал, сформированный кольцевым экраном и наружной стенкой внутреннего воздушного канала, и топливный канал, расположенный между наружным и средним воздушными каналами и сформированный внешней и внутренней обечайками, и средство распыливания топлива основного контура, включающее соответствующий канал, выход которого и выход среднего воздушного канала последовательно направлены в сторону внутренней поверхности кольцевого экрана, причем средний и наружный воздушные каналы объединены в общий наружный воздушный канал за острой кромкой кольцевого экрана наружного воздушного канала, согласно изобретению канал охлаждения сообщен с внутренним воздушным каналом при помощи сквозных отверстий, выполненных в наружной стенке внутреннего воздушного канала в месте, примыкающем к торцу наружной стенки внутреннего канала, причем оси отверстий расположены в диапазоне от 0 до 90° относительно оси модуля, наружная и внутренняя стенки общего наружного канала и концевой участок кольцевого экрана развернуты наружу относительно оси модуля, а фронтовое устройство снабжено теплозащитным экраном, образующим с фронтовой плитой воздушный зазор, сообщенный с жаровой трубой камеры сгорания при помощи сквозных каналов, выполненных в теплозащитном экране вблизи наружной стенки общего наружного канала.

Указанные существенные признаки обеспечивают решение поставленной технической проблемы с достижением заявленного технического результата, так как:

- выполнение канала охлаждения сообщенным с внутренним воздушным каналом при помощи сквозных отверстий, выполненных в наружной стенке внутреннего воздушного канала в месте, примыкающем к торцу наружной стенки внутреннего канала, оси которых расположены в диапазоне от 0 до 90° относительно оси модуля, а наружной и внутренней стенок общего наружного канала и концевого участка кольцевого экрана развернутыми наружу относительно оси модуля обеспечивает снижение температуры продуктов сгорания путем интенсификации процесса смешения топлива с воздухом в основной и продуктов сгорания с воздухом в пилотной зонах горения за счет подготовки к сжиганию бедной, мелкодисперсной, частично испаренной и предварительно перемешанной ТВС.

- снабжение фронтового устройства теплозащитным экраном, образующим с фронтовой плитой воздушный зазор, сообщенный с жаровой трубой камеры сгорания при помощи сквозных каналов, выполненных в теплозащитном экране вблизи наружной стенки общего наружного канала обеспечивает снижение температуры продуктов сгорания путем интенсификации процесса смешения топлива с воздухом в основной зоне горения за счет увеличения расхода воздуха и организации образования однородной по составу бедной ТВС в жаровой трубе КС.

Существенные признаки могут иметь развитие и продолжение, а именно:

- наружная и внутренняя стенки общего наружного канала и концевой участок кольцевого экрана развернуты наружу относительно оси модуля на разные углы;

- завихритель пилотного контура выполнен двухъярусным, а фронтовое устройство снабжено разделительной кольцевой перегородкой, установленной во внутреннем воздушном канале пилотного контура между ярусами завихрителя на конфузорном участке канала и предназначенной для разделения канала на конфузорном участке на два соответствующих конфузорных кольцевых прохода;

- сопло центральной форсунки выполнено в виде полусферы с отверстиями для подачи топлива, причем оси боковых отверстий пересекают острую кромку разделительной кольцевой перегородки и совпадают с внутренней поверхностью наружной стенки на диффузорном участке канала или образуют с ней острый угол.

Указанные дополнительные признаки также влияют на достижение заявленного технического результата.

Настоящее изобретение поясняется следующим подробным описанием фронтового устройства КС ГТД и его работы со ссылкой на фиг. 1-3, где:

- на фиг. 1 изображена схема фронтового устройства КС ГТД;

- на фиг. 2 изображена схема топливовоздушного модуля фронтового устройства;

- на фиг. 3 изображена схема варианта выполнения пилотного контура топливовоздушного модуля.

На фиг. 1-3 приняты следующие обозначения:

1 - корпус КС;

2 - фронтовая плита КС;

3 - теплозащитный экран фронтовой плиты;

4 - жаровая труба КС;

5 - воздушный зазор между теплозащитным экраном и фронтовой плитой;

6 - топливовоздушный модуль;

7 - форсуночная ножка;

8 - сквозные каналы в теплозащитном экране;

9 - центральная форсунка пилотного контура;

10 - внутренний воздушный канал;

11 - осевой завихритель;

12 - наружная стенка внутреннего воздушного канала;

13 - канал охлаждения;

14 - кольцевой зазор перед торцом наружной стенки внутреннего воздушного канала;

15 - перфорированная стенка;

16 - торец наружной стенки внутреннего воздушного канала (стабилизатор пламени);

17 - сквозные отверстия в наружной стенке внутреннего воздушного канала;

18 - отверстия в перфорированной стенке;

19 - наружный (L-образный) воздушный канал;

20 - радиальный завихритель;

21 - передняя торцевая стенка радиального завихрителя;

22 - кольцевой экран с острой кромкой;

23 - задняя торцевая стенка радиального завихрителя;

24 - внешняя обечайка общего наружного воздушного канала;

25 - средний воздушный канал;

26 - завихритель среднего канала;

27 - внутренняя обечайка топливного канала;

28 - топливный канал;

29 - наружная обечайка топливного канала;

30 - кольцевой топливный коллектор;

31 - общий наружный воздушный канал;

32 - разделительная кольцевая перегородка;

33, 34 - ярусы завихрителя внутреннего канала;

35 - полусферический топливный наконечник центральной форсунки;

36 - отверстия для распыливания топлива из наконечника центральной форсунки;

37 - пилотная зона горения;

38 - основная зона горения;

39 - зона обратных токов;

40 - дополнительная зона стабилизации пламени;

41 - зона смешения газовых потоков;

42 - зона рециркуляции;

43 - шнековый завихритель топливного канала;

44 - область предварительного смешения.

Фронтовое устройство камеры сгорания ГТД включает установленные в корпусе 1 КС фронтовую плиту 2 и теплозащитный экран 3 жаровой трубы 4, образующие между собой воздушный зазор 5, и топливовоздушный модуль 6, закрепленный в корпусе 1 при помощи форсуночной ножки 7. При этом зазор 5 сообщен с полостью жаровой трубы 4 КС при помощи сквозных каналов, выполненных в теплозащитном экране 3 (см. фиг. 1, 2). Топливовоздушный модуль 6 содержит средство подготовки и подачи жидкого топлива, состоящее из пилотного и основного контуров и сопряженных с ними воздушных каналов (см. фиг. 2).

Пилотный контур включает центральную форсунку 9 с магистралью (на чертеже не показана) подвода топлива и размещенный коаксиально относительно форсунки 9 внутренний воздушный канал 10 с осевым завихрителем 11. Внутренний воздушный канал 10 ограничен наружной стенкой 12, образующей на выходе конфузорно-диффузорный участок. В наружной стенке 12 выполнен канал 13 охлаждения с образованным на выходе кольцевым зазором 14 и перфорированной стенкой 15, сообщенной с каналом 13 охлаждения при помощи отверстий 18, выполненных в перфорированной стенке 15. Кольцевой зазор 14 сообщен с внутренним воздушным каналом 10 при помощи сквозных отверстий 17, выполненных в наружной стенке 12 внутреннего воздушного канала 10 в месте, примыкающем к торцу 16 наружной стенки 12 внутреннего канала 10. Оси отверстий 17 расположены в диапазоне от 0 до 90° относительно оси модуля 6, а торец 16 наружной стенки 12 представляет собой стабилизатор пламени и одновременно является теплозащитным экраном (см. фиг. 2).

Основной контур включает следующие расположенные коаксиально относительно внутреннего воздушного канала 10 каналы (см. фиг. 2):

- наружный (L-образный) воздушный канал 19 с радиальным завихрителем 20, сформированный передней и задней торцевыми стенками 21 и 23 завихрителя 20, внешней обечайкой 24 и объединенным с передней торцевой стенкой 21 кольцевым экраном 22 с острой кромкой, обращенной в сторону жаровой трубы 4 КС;

- средний воздушный канал 25 с завихрителем 26, сформированный наружной стенкой 12 внутреннего воздушного канала 10 и кольцевым экраном 22;

- топливный канал 28, расположенный между наружным (L-образным) воздушным каналом 19 и средним воздушным каналом 25, сформированный соответственно внешней и внутренней обечайками 29 и 27, включает кольцевой коллектор 30 подачи топлива и средство распыливания топлива основного контура, причем внутренняя обечайка 27 одновременно является внешней стенкой среднего канала 25.

Выходы топливного канала 28 и среднего воздушного канала 25 последовательно направлены в сторону внутренней поверхности кольцевого экрана 22, причем средний воздушный канал 25 и наружный (L-образный) воздушный канал 19 за острой кромкой кольцевого экрана 22 объединены в общий наружный воздушный канал 31. При этом внешняя обечайка 24, представляющая собой наружную стенку общего наружного воздушного канала 31, наружная сторона стенки 12 внутреннего воздушного канала 10, являющаяся одновременно внутренней стенкой общего наружного воздушного канала 31, и концевой участок кольцевого экрана 22 развернуты наружу относительно оси модуля 6, причем указанные элементы устройства могут быть развернуты как на одинаковый, так и на разные углы.

Осевой завихритель 11 внутреннего воздушного канала 10 пилотного контура может быть выполнен двухъярусным. При этом устройство дополнительно снабжено разделительной кольцевой перегородкой 32, установленной во внутреннем воздушном канале 10 между ярусами 33 и 34 завихрителя (см. фиг. 3) на конфузорном участке канала 10. Перегородка 32 предназначена для разделения внутреннего воздушного канала 10 на два соответствующих конфузорных кольцевых прохода. При этом сопло центральной форсунки 9 выполнено в виде полусферы (полусферического наконечника 35) с отверстиями 36 для распыливания топлива, причем оси боковых отверстий 36 пересекают острую кромку разделительной кольцевой перегородки 32 и совпадают с внутренней поверхностью наружной стенки 12 внутреннего воздушного канала 10 на диффузорном участке или образуют с ней острый угол.

Устройство работает следующим образом.

Пилотная зона 37 и основная зона 38 горения создаются потоками воздуха, которые образуются с помощью двухзонного фронтового топливовоздушного модуля 6 (см. фиг. 1).

Топливо подается в центральную форсунку 9 пилотного контура и в кольцевой коллектор 30 топливного канала 28. Топливо, поданное через центральную форсунку 9 пилотного контура, сгорает в основном в пилотной зоне 37 горения, в которой основной объем занимает зона 39 обратных токов, которая является главной зоной стабилизации пламени, и в дополнительной зоне 40 стабилизации пламени, расположенной за торцом 16 наружной стенки 12 внутреннего воздушного канала 10, причем торец 16 является стабилизатором пламени. Средний коэффициент избытка воздуха в пилотной зоне 37 горения определяется расходом воздуха через внутренний воздушный канал 10 с осевым завихрителем 11 и расходом топлива через центральную форсунку 9 пилотного контура. При этом пилотное топливо также частично реагирует с воздухом, подаваемым по общему наружному воздушному каналу 31. Это происходит на границе пилотной зоны 37 горения и в конце жаровой трубы 4 в зоне 41 смешения газовых потоков. Зона 39 обратных токов, являющаяся главной зоной стабилизации пламени, образуется за счет распада потока воздуха, закрученного осевым завихрителем 11, после его истечения из диффузорного участка внутреннего воздушного канала 10. Дополнительная зона 40 стабилизации пламени образуется в следе за торцом 16 (стабилизатором пламени) наружной стенки 12, обтекаемым с двух сторон потоками воздуха. Первый поток воздуха, образованный слиянием двух потоков, закрученных завихрителями 20 и 26 вытекает из общего наружного воздушного канала 31. Этот поток воздуха поступает в основную зону 38 горения. Второй поток из внутреннего воздушного канала 10 поступает в пилотную зону 37 горения. В конце зоны 39 обратных токов происходит смешение продуктов сгорания, образовавшихся в пилотной и основной зонах 37 и 38 горения, при этом зона 41 смешения занимает весь остальной объем жаровой трубы 4.

При подаче на режиме малого газа в пилотную зону 37 горения обогащенной ТВС в области зоны 41 смешения происходит догорание пилотного топлива с участием воздуха, поданного через общий наружный воздушный канал 31 для основной зоны 38 горения. Торец 16 наружной стенки 12 повышает устойчивость процесса горения по отношению к срывам пламени и автоколебаниям газа. Для защиты от пламени торец 16 охлаждается ударно-конвективным методом. Часть натекающего на топливовоздушный модуль 6 воздуха отводится в канал 13 охлаждения, из него через отверстия 18 в перфорированной стенке 15 попадает в кольцевой зазор 14. После соударения с торцом 16 наружной стенки 12 струи воздуха разворачиваются и удаляются из кольцевого зазора 14 через ряд сквозных отверстий 17 в сторону внутреннего воздушного канала 10 с потоком ТВС, предназначенной для пилотной зоны 37 горения. Угол наклона оси отверстий 17 к оси модуля 6 может изменяться от 0° до 90°. При этом воздух, движущийся по каналу 13, охлаждает наружную стенку 12, в том числе конфузорный и диффузорный участки внутреннего воздушного канала 10.

Сброс воздуха после охлаждения торца 16 наружной стенки 12 внутреннего воздушного канала 10 в пилотную зону 37 горения обеспечивает интенсификацию в ней процесса смешения топлива с воздухом, уменьшение температуры продуктов сгорания, что позволяет уменьшить скорость образования оксидов азота NOx по тепловому механизму Зельдовича. Данный механизм снижения NOx успешно работает при среднем коэффициенте избытка воздуха в пилотной зоне горения больше 1,0.

Для усиления интенсификации смешения пилотного топлива и его продуктов сгорания с воздухом, поданным в пилотную зону 37 горения, воздух подают в ярусы 33 и 34 завихрителя 11. Перегородка 32 направляет воздушный поток на конфузорном участке внутреннего воздушного канала 10 в два конфузорных кольцевых прохода, а топливо подается через отверстия 36 полусферического наконечника 35 центральной форсунки 9. Струя топлива (или капельно-воздушной смеси) из боковых отверстий 36 направляется в ближайшую окрестность кромки перегородки 32, с внутренней стороны которой образуется область, в которой скорость закрученного потока воздуха достигает максимальной величины. Таким образом, образование во внутреннем потоке воздуха двух слоев воздуха с повышенной скоростью дополнительно интенсифицирует процесс перемешивания топлива с воздухом. Область повышенной скорости воздуха сохраняется на некотором расстоянии от конца перегородки 32. Взаимодействие закрученного потока воздуха в этой области с топливной или топливовоздушной струей приводит к выравниванию концентрации капель топлива в окружном направлении. Учитывая снос топливной струи в потоке воздуха, можно пропустить топливную струю еще раз через область с повышенной скоростью потока, которая расположена вблизи наружной стенки 12 внутреннего воздушного канала 10 перед его диффузорным участком.

Основная зона 38 горения располагается вокруг пилотной зоны 37 (см. фиг. 1). Топливо подается в коллектор 30 с выходом в топливный канал 28 со шнековым завихрителем 43 (см. фиг. 2, 3). Внутренняя сторона экрана 22 является поверхностью распыливания. Поданное в топливный канал 28 топливо растекается по поверхности распыливания. Образовавшаяся топливная пленка распыливается с острого конца экрана 22 двумя потоками воздуха, обтекающими его с двух сторон: по L-образному наружному воздушному каналу 19 и по среднему воздушному каналу 25. Образовавшиеся капли топлива попадают в область интенсивного смешения воздушных потоков, расположенную за острой кромкой экрана 22. Здесь происходит дополнительное дробление капель, их испарение и смешение с воздухом.

Отклонение общего наружного воздушного канала 31 от оси топливовоздушного модуля 6 наружу приводит к увеличению поперечного размера зоны 39 обратных токов, расположенной в пилотной зоне 37 горения, и одновременно к увеличению полноты сгорания на режимах малой тяги за счет интенсификации смешения пилотного топлива с воздухом, поступающим в жаровую трубу 4 не только по внутреннему воздушному каналу 10, но и по общему наружному воздушному каналу 31. При этом и на режимах повышенной тяги образование и эмиссия оксидов азота NOx уменьшаются.

Топливо, поданное через коллектор 30, сгорает в основной зоне 38 горения. В реакции горения с этим топливом участвует воздух, поданный через общий наружный воздушный канал 31. Предварительно воздух и топливо смешиваются в области 44 предварительного смешения (см. фиг. 1). Часть объема этой области занимает топливовоздушная струя, вытекающая из общего наружного воздушного канала 31, а другую часть объема занимает прифронтовая зона 42 рециркуляции, в которой в составе обедненной ТВС сгорает часть топлива, поданного в основную зону 38 горения. Продукты сгорания, образовавшиеся в зоне 42 рециркуляции и на ее границах, смешиваясь с топливовоздушной струей, ускоряют процесс испарения капель топлива и образование однородной бедной ТВС. Для увеличения расхода воздуха в зоне 42 рециркуляции, интенсификации смешения в ней топлива с воздухом, организации горения бедной по составу смеси, в зону 42 рециркуляции отводится воздух, использованный для ударно-конвективного охлаждения теплозащитного экрана 3 фронтового устройства. Воздух из зазора 5 между фронтовой плитой 2 и теплозащитным экраном 3 поступает в жаровую трубу 4 через сквозные каналы 8, расположенные вокруг внешней обечайки 24 общего наружного воздушного канала 31. В результате происходит снижение температуры продуктов сгорания основной зоны 38 в объеме жаровой трубы 4 КС.

Таким образом, сообщение канала охлаждения с внутренним воздушным каналом при помощи отверстий, оси которых расположены в диапазоне от 0 до 90° относительно оси модуля, разворот стенок общего воздушного канала и концевого участка экрана наружу относительно оси модуля и сообщение воздушного зазора между фронтовой плитой и теплозащитным экраном с жаровой трубой обеспечивают снижение температуры продуктов сгорания в как можно большем объеме жаровой трубы КС за счет интенсификации предварительного смешения топлива с воздухом в основной зоне горения и интенсификации смешения продуктов сгорания с воздухом в пилотной зоне горения, что позволяет решить проблему снижения эмиссии оксидов азота NOx.

1. Фронтовое устройство камеры сгорания газотурбинного двигателя, включающее фронтовую плиту жаровой трубы и топливовоздушные модули, каждый из которых содержит средство подготовки и подачи жидкого топлива, состоящее из пилотного и основного контуров и сопряженных с ними соответствующих воздушных каналов, где пилотный контур включает центральную форсунку с магистралью подвода топлива, размещенный коаксиально относительно форсунки внутренний воздушный канал с завихрителем, ограниченный наружной стенкой, образующей на выходе конфузорно-диффузорный участок, с выполненным в стенке каналом охлаждения, причем торец наружной стенки выполнен в виде стабилизатора пламени, основной контур включает расположенные коаксиально относительно внутреннего воздушного канала наружный воздушный канал с завихрителем, сформированный передней и задней торцевыми стенками завихрителя и объединенным с передней торцевой стенкой кольцевым экраном с острой кромкой, обращенной в сторону камеры сгорания, средний воздушный канал, сформированный кольцевым экраном и наружной стенкой внутреннего воздушного канала, и топливный канал, расположенный между наружным и средним воздушными каналами и сформированный внешней и внутренней обечайками, и средство распыливания топлива основного контура, включающее соответствующий канал, выход которого и выход среднего воздушного канала последовательно направлены в сторону внутренней поверхности кольцевого экрана, причем средний и наружный воздушные каналы объединены в общий наружный воздушный канал за острой кромкой кольцевого экрана наружного воздушного канала, отличающееся тем, что канал охлаждения сообщен с внутренним воздушным каналом при помощи сквозных отверстий, выполненных в наружной стенке внутреннего воздушного канала в месте, примыкающем к торцу наружной стенки внутреннего канала, причем оси отверстий расположены в диапазоне от 0 до 90° относительно оси модуля, наружная и внутренняя стенки общего наружного канала и концевой участок кольцевого экрана развернуты наружу относительно оси модуля, а фронтовое устройство снабжено теплозащитным экраном, образующим с фронтовой плитой воздушный зазор, сообщенный с жаровой трубой камеры сгорания при помощи сквозных каналов, выполненных в теплозащитном экране вблизи наружной стенки общего наружного канала.

2. Фронтовое устройство камеры сгорания газотурбинного двигателя по п. 1 отличающееся тем, что наружная и внутренняя стенки общего наружного канала и концевой участок кольцевого экрана развернуты наружу относительно оси модуля на разные углы.

3. Фронтовое устройство камеры сгорания газотурбинного двигателя по п. 1 отличающееся тем, что завихритель пилотного контура выполнен двухъярусным, а устройство снабжено разделительной кольцевой перегородкой, установленной во внутреннем воздушном канале пилотного контура между ярусами завихрителя на конфузорном участке канала и предназначенной для разделения канала на конфузорном участке на два соответствующих конфузорных кольцевых прохода.

4. Фронтовое устройство камеры сгорания газотурбинного двигателя по п. 1 отличающееся тем, что сопло центральной форсунки выполнено в виде полусферы с отверстиями для подачи топлива, причем оси боковых отверстий пересекают острую кромку разделительной кольцевой перегородки и совпадают с внутренней поверхностью наружной стенки на диффузорном участке канала или образуют с ней острый угол.



 

Похожие патенты:

Задачей настоящего изобретение является создание топливной форсунки для камеры сгорания газовой турбины, отличающейся длительным сроком службы и высокой прочностной надежностью.

Изобретение относится к горелочному устройству для использования в индивидуальной камере сгорания или в трубчатой камере сгорания. Горелочное устройство содержит горелку с центральным корпусом, расположенную выше по потоку от области горения, кольцевой канал с площадью поперечного сечения, промежуточные лопасти, которые расположены в периферийном направлении и в продольном направлении центрального корпуса.

Изобретение относится к картриджу предварительного пленкообразования для жидкого топлива для камеры сгорания газовой турбины. Картридж предварительного пленкообразования для жидкого топлива содержит основной корпус, имеющий проход для воды, проход для жидкого топлива, проход для сжатого воздуха и оконечный элемент предварительного пленкообразования, расположенный на нижней по потоку части картриджа.

Изобретение относится к сжигающему устройству газотурбинной установки. В сжигающем устройстве 3 газотурбинной установки пластина 20 с воздушными отверстиями включает в себя центральную группу 51 воздушных отверстий, выполненную из множества воздушных отверстий 51А и 51В, и множество внешних круговых групп 52 воздушных отверстий, выполненных из множества воздушных отверстий 52А, 52В и 52С и образованных так, чтобы окружать центральную группу 51 воздушных отверстий.

Изобретение относится к сжигающему устройству газотурбинной установки. В сжигающем устройстве 3 газотурбинной установки пластина 20 с воздушными отверстиями включает в себя центральную группу 51 воздушных отверстий, выполненную из множества воздушных отверстий 51А и 51В, и множество внешних круговых групп 52 воздушных отверстий, выполненных из множества воздушных отверстий 52А, 52В и 52С и образованных так, чтобы окружать центральную группу 51 воздушных отверстий.

Камера сгорания для турбинного двигателя содержит кольцевую концевую стенку, снабженную системами впрыска, каждая из которых центрирована на соответствующей оси и каждая из которых имеет верхний по потоку конец, образующий втулку для приема головки топливного инжектора, и кольцевой кожух.

Изобретение относится к газотурбинным агрегатам, в частности к топливным форсункам с воздушной очисткой внутренней камеры предварительного смешивания. Внутренняя камера предварительного смешивания топливной форсунки газотурбинного агрегата включает в себя сопрягаемый конец, наконечник и внутреннюю поверхность камеры предварительного смешивания.

Изобретение относится к области энергетики. Предлагается компоновка (1) горелки с камерой (2) горения, с множеством впадающих в камеру (2) горения смесительных каналов (3), в которых смешиваются поступающий при эксплуатации согласно предписанию топочный воздух (4) и поступающее топливо (5), причем смесительные каналы (3) образованы смесительными трубками (6), проходящими в осевом направлении через кольцевую полость (7), определенную между трубчатой внешней стенкой (8), расположенной радиально на некотором расстоянии от внешней стенки трубчатой внутренней стенкой (9), расположенной вверх по потоку кольцеобразной торцевой пластиной (10) и расположенной вниз по потоку кольцеобразной торцевой пластиной (11), причем торцевые пластины (10, 11) снабжены сквозными отверстиями (12), вмещающими смесительные трубки (6) и/или продолжающими их и имеющими продолжающийся как радиально внутри, так и радиально снаружи в направлении кольцевой полости (7) огибающий край (13, 14), причем в расположенной вниз по потоку кольцеобразной торцевой пластине (11) в крае (13, 14) предусмотрены осевые сверления (15), проходящие, по существу, параллельно к перпендикуляру торцевой пластины (11) от кольцевой полости (7) в торцевую пластину (11), и имеется по меньшей мере одно ответвляющееся от осевого сверления (15) отверстие (16) для отвода охлаждающего воздуха (17).

Изобретение относится к области энергетики. Предлагается компоновка (1) горелки с камерой (2) горения, с множеством впадающих в камеру (2) горения смесительных каналов (3), в которых смешиваются поступающий при эксплуатации согласно предписанию топочный воздух (4) и поступающее топливо (5), причем смесительные каналы (3) образованы смесительными трубками (6), проходящими в осевом направлении через кольцевую полость (7), определенную между трубчатой внешней стенкой (8), расположенной радиально на некотором расстоянии от внешней стенки трубчатой внутренней стенкой (9), расположенной вверх по потоку кольцеобразной торцевой пластиной (10) и расположенной вниз по потоку кольцеобразной торцевой пластиной (11), причем торцевые пластины (10, 11) снабжены сквозными отверстиями (12), вмещающими смесительные трубки (6) и/или продолжающими их и имеющими продолжающийся как радиально внутри, так и радиально снаружи в направлении кольцевой полости (7) огибающий край (13, 14), причем в расположенной вниз по потоку кольцеобразной торцевой пластине (11) в крае (13, 14) предусмотрены осевые сверления (15), проходящие, по существу, параллельно к перпендикуляру торцевой пластины (11) от кольцевой полости (7) в торцевую пластину (11), и имеется по меньшей мере одно ответвляющееся от осевого сверления (15) отверстие (16) для отвода охлаждающего воздуха (17).

Изобретение относится главным образом к системе впрыска топливовоздушной смеси в днище кольцевой камеры сгорания турбомашины, которая включает по меньшей мере два топливных форсуночных устройства, одно из которых - центральная форсунка (26) и второе - кольцевая периферическая форсунка (43), расположенная вокруг указанной центральной форсунки (26), и внутренний кольцевой канал (71) воздухозаборника, в который заходит центральная форсунка (26), чтобы обеспечить смешение топлива, поступающего из центральной форсунки (26), и воздуха, принятого во внутреннем кольцевом канале (71), и по меньшей мере один наружный кольцевой канал (30) воздухозаборника, который позволяет обогащать воздухом эту смесь и стабилизировать зону горения предварительного впрыска.

Фронтовое устройство камеры сгорания содержит фронтовую плиту жаровой трубы и топливовоздушные модули, каждый из которых содержит пилотный и основной контуры с коаксиально расположенными внутренним, средним и наружным воздушными каналами и канал охлаждения, образованные соответствующими стенками и кольцевым экраном. Канал охлаждения сообщен с внутренним воздушным каналом при помощи сквозных отверстий, выполненных в наружной стенке внутреннего воздушного канала в месте, примыкающем к торцу наружной стенки внутреннего канала. Оси отверстий расположены в диапазоне от 0 до 90° относительно оси модуля. Наружная и внутренняя стенка наружного канала и концевой участок кольцевого экрана развернуты наружу относительно оси модуля. Фронтовое устройство снабжено теплозащитным экраном, образующим с фронтовой плитой воздушный зазор, сообщенный с жаровой трубой камеры сгорания при помощи сквозных каналов, выполненных в теплозащитном экране вблизи наружной стенки общего наружного канала. Изобретение направлено на снижени температуры продуктов сгорания путем интенсификации процессов предварительного смешения топлива с воздухом в основной зоне горения и смешения продуктов сгорания с воздухом в пилотной зоне горения, что позволяет решить проблему снижения эмиссии оксидов азота NOх. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх