Расположение горелок камеры сгорания

Изобретение относится к оборудованию камеры сгорания газотурбинного двигателя и, в частности, к трубке для жидкого топлива для системы горелок оборудования камеры сгорания, к расположению горелок и к способу работы оборудования камеры сгорания. Топливная трубка (56) для горелки камеры сгорания газовой турбины имеет ось (79) и содержит тело (68) топливной трубки, задающее проход (70) для потока топлива, и наконечник для жидкого топлива, прикрепленный к телу (68) топливной трубки и соединенный с возможностью прохождения потока с проходом (70) потока топлива, при этом наконечник для жидкого топлива содержит выход (86) для топлива и решетку воздушных проходов, имеющих выходы (90), расположенные вокруг топливного выхода (86), при этом выходы (90) расположены снаружи глухого сектора окружности вокруг топливного выхода (86). Так, глухой сектор задан углом между 30° и 160° включительно вокруг оси (79). Горелка включает топливную трубку и воспламенитель, причём проход для основного воздушного потока предназначен для направления по меньшей мере части основного воздушного потока над топливной трубкой (56) и затем над воспламенителем. В свою очередь, глухой сектор имеет центральную линию, и центральная линия наклонена на угол между +120° и -120° относительно радиальной линии из оси и проходит через топливную трубку (56). Способ работы горелки содержит стадию поворота топливной трубки между состоянием пуска и вторым состоянием. Изобретение позволяет предотвратить образование угольных отложений на топливной трубке камеры сгорания, а также позволяет улучшить распыление жидкого топлива в камере сгорания, что приводит к улучшению надежности воспламенения топлива в камере сгорания. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 11 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к оборудованию камеры сгорания газотурбинного двигателя и, в частности, к трубке для жидкого топлива для системы горелок оборудования камеры сгорания, к расположению горелок и к способу работы оборудования камеры сгорания.

Уровень техники

Газовые турбины, включающие сухие системы низкого выброса камеры сгорания, могут иметь трудности в воспламенении и работе в полном диапазоне нагрузки при использовании жидкого топлива. Часто это может обуславливаться расположением топлива и последующим распылением топлива в смесительных потоках воздуха, в частности, при низких нагрузках. В идеальном случае капельки топлива должны быть очень малыми и впрыскиваться в подходящую часть воздушного потока, входящего в предварительную камеру камеры сгорания вблизи системы горелок для сгорания в правильном месте пламени. Также капельки топлива не должны входить в контакт с любыми поверхностями стенок, однако одновременно капельки топлива должны проходить достаточно близко от воспламенителя, так что воспламенитель может воспламенять испаренное топливо при пуске. Если капельки топлива приходят в контакт с поверхностью, то это может приводить к образованию угольных отложений или лакообразного нагара, которые могут изменять характеристики воздушного потока или даже блокировать отверстия, подающие воздух и/или топливо.

Трубка пилотного впрыска жидкого топлива может иметь дополнительную воздушную поддержку для облегчения распыления жидкого топлива в диапазоне потоков топлива. Вспомогательный воздух может подаваться через несколько воздушных выходов, полностью окружающих топливное отверстие или образователь пленки топлива. Эта трубка пилотного впрыска жидкого топлива находится в зоне, в которой возможен контакт с жидким топливом и которая склонна к образованию угольных отложений. Эти угольные отложения блокируют вспомогательные отверстия и, соответственно, предотвращают успешное распыление топлива. Плохое распыление впрыскиваемого пилотного топлива вызывает также проблемы с воспламенением топлива при пуске. Это является общим недостатком систем впрыска топлива газовых турбин, а также общей проблемой является образование угольных отложений. Как следствие, трубки пилотного впрыска жидкого топлива необходимо регулярно заменять, и они являются расходуемой частью. Это не желательно, поскольку такая замена является дорогостоящей, приводит к простою газовой турбины и к задержке подачи электроэнергии, и может быть не предсказуемой.

Сущность изобретения

Одной целью данного изобретения является предотвращение образование угольных отложений на компонентах. Другой целью является предотвращение образования угольных отложений на топливной трубке камеры сгорания. Другой целью является улучшение надежности воспламенения топлива в камере сгорания. Другой целью является улучшения увлечения капелек топлива воздушным потоком. Другой целью является улучшение распыления жидкого топлива в камере сгорания. Другой целью является предотвращение вхождения в контакт жидкого топлива с поверхностью внутри камеры сгорания. Другой целью является уменьшение или исключение плановой или внеплановой остановки двигателя для технического обслуживания, обусловленного заменой или чисткой компонентов камеры сгорания вследствие угольных отложений, и, в частности, трубки жидкого топлива.

Для этих и других целей и преимуществ предлагается трубка жидкого топлива для горелки камеры сгорания газовой турбины, при этом топливная трубка имеет ось и содержит тело топливной трубки, задающее проход для жидкого топлива, и наконечник для жидкого топлива, прикрепленный к телу топливной трубки и соединенный с возможностью прохождения потока с проходом для потока топлива, при этом наконечник для жидкого топлива содержит выход для топлива и решетку воздушных проходов, расположенных вокруг топливного выхода, при этом выходы расположены снаружи глухого сектора окружности вокруг топливного выхода, при этом глухой сектор задан углом между 30° и 160° включительно вокруг оси.

Выходы могут быть расположены снаружи глухого сектора, заданного углом между 120° и 160° вокруг оси.

Выходы могут быть расположены снаружи глухого сектора, заданного углом приблизительно 140° вокруг оси.

Согласно другому аспекту данного изобретения, предлагается горелка для камеры сгорания газовой турбины, при этом горелка содержит тело, имеющее поверхность и ось, топливную трубку, воспламенитель и проход или проходы для основного воздушного потока, при этом топливная трубка по меньшей мере частично расположена внутри тела горелки и содержит наконечник для жидкого топлива, имеющий топливный выход и решетку воздушных проходов, имеющих выходы, расположенные вокруг топливного выхода, при этом выходы расположены снаружи глухого сектора окружности вокруг топливного выхода, при этом глухой сектор задан углом до 160° вокруг оси, при этом выходы и топливный выход расположены на или вблизи поверхности, воспламенитель частично расположен внутри тела горелки и имеет концевую торцевую поверхность, при этом концевая торцевая поверхность расположена на или вблизи поверхности, при этом проход для основного воздушного потока предназначен для направления по меньшей мере части основного воздушного потока над топливной трубкой и затем над воспламенителем, глухой сектор имеет центральную линию, и центральная линия имеет угол между +120° и -120° от радиальной линии из оси и проходит через топливную трубку.

Проход или проходы для основного воздушного потока могут быть наклонены по касательной относительно оси горелки для создания завихрения по часовой стрелке или против часовой стрелки основного воздушного потока, при этом воздушные проходы могут быть наклонены по касательной относительно оси топливной трубки для создания завихрения по часовой стрелке или против часовой стрелки пилотного воздушного потока, при этом центральна линия глухого сектора наклонена на угол до 60° от радиальной линии из оси и проходит через топливную трубку.

Центральная линия глухого сектора может быть наклонена на угол до 20° от радиальной линии из оси и проходить через топливную трубку.

Центральная линия глухого сектора может быть наклонена на угол приблизительно 0° от радиальной линии из оси и проходить через топливную трубку. Понятие приблизительно включает 0° и относительно небольшие, не равные нулю углы, которые имеют одинаковый или аналогичный технический эффект.

Проход или проходы для основного воздушного потока могут быть наклонены противоположно по касательной для создания противоположных завихрений основного воздушного потока и пилотного воздушного потока, при этом центральная линия глухого сектора наклонена на угол между 0° и 120° от радиальной линии оси и проходит через топливную трубку.

Воспламенитель может быть расположен по потоку после топливной трубки относительно направления основного воздушного потока.

Согласно другому аспекту данного изобретения, предлагается способ работы горелки для камеры сгорания газовой турбины, при этом горелка содержит тело, имеющее поверхность и ось, топливную трубку, воспламенитель и проход или проходы для основного воздушного потока, при этом топливная трубка по меньшей мере частично расположена внутри тела горелки и содержит наконечник для жидкого топлива, имеющий топливный выход и решетку воздушных проходов, имеющих выходы, расположенные вокруг топливного выхода, при этом выходы расположены снаружи глухого сектора окружности вокруг топливного выхода, при этом глухой сектор задан углом до 160° вокруг оси, при этом выходы и топливный выход расположены на или вблизи поверхности, воспламенитель частично расположен внутри тела горелки и имеет концевую торцевую поверхность, при этом концевая торцевая поверхность расположена на или вблизи поверхности, при этом проход для основного воздушного потока предназначен для направления по меньшей мере части основного воздушного потока над топливной трубкой и затем над воспламенителем, глухой сектор имеет центральную линию, и центральная линия наклонена относительно радиальной линии из оси и проходит через топливную трубку, при этом горелка дополнительно содержит поворотный механизм, предназначенный для поворота топливной трубки вокруг ее оси, при этом способ содержит стадию поворота топливной трубки между состоянием пуска и вторым состоянием.

В состоянии пуска глухой сектор может быть наклонен на угол между +120° и -120° от радиальной линии, и во втором состоянии глухой сектор может быть наклонен на угол между +240° и 0° от радиальной линии.

Второе состояние может быть любым состоянием, выбранным из группы, содержащей слабое затухание, частичную нагрузку или максимальную нагрузку.

В одном примере выполнения топливный выход является предварительным образователем топливной пленки, который может сходиться в направлении своего конца и может создавать конус топлива. В другом примере выполнения топливный выход является отверстием, которое может создавать распыление топлива. В еще одном примере выполнения, топливный выход является несколькими отверстиями, и каждое отверстие может создавать распыление топлива.

Краткое описание чертежей

Другие признаки, свойства и преимущества данного изобретения поясняются в приведенном ниже описании вариантов выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображено:

фиг. 1 - разрез турбинного двигателя, в котором осуществляется данное изобретение;

фиг. 2 - разрез части блока камеры сгорания турбинного двигателя и детальное расположение горелки, включая пилотную горелку, окруженную основной горелкой, при этом пилотная горелка имеет трубку жидкого топлива и воспламенитель и выполнена согласно данному изобретению, в изометрической проекции;

фиг. 3 - разрез части пилотной горелки и детально трубка жидкого топлива, согласно данному изобретению;

фиг. 4 - вид вдоль оси камеры сгорания поверхности горелки, где пилотная горелка окружена в основном основной горелкой, согласно данному изобретению;

фиг. 5 и 6 - разрез основного воздушного потока вдоль путей А-А и В-В, соответственно, на фиг. 4, иллюстрирующий соответствующие распределения капелек топлива, выходящих из трубки жидкого топлива;

фиг. 7 - наконечник известной трубки жидкого топлива, имеющей в основном вдоль ее оси решетку выходов, расположенных симметрично вокруг топливного выхода; при этом решетка выходов направляет пилотный воздушный поток для соударения, сдвига и распыления пленки жидкого топлива;

фиг. 8 - наконечник трубки жидкого топлива с решеткой выходов, расположенных асимметрично вокруг топливного выхода, при этом глухой сектор не имеет отверстий, при этом это асимметричное расположение выполнено в соответствии с данным изобретением;

фиг. 9 - поверхность горелки вдоль центральной оси горелки и с указанием ориентации трубки жидкого топлива относительно основного воздушного потока из основной горелки и относительно центральной оси горелки, согласно данному изобретению;

фиг. 10 - поверхность горелки, включая первый механизм, способный поворачивать трубку жидкого топлива вокруг ее собственной оси, так что глухой сектор может быть ориентирован во время различных режимов работы камеры сгорания, согласно данному изобретению;

фиг. 11 - разрез газотурбинного двигателя с изображением блока камеры сгорания, установленного вокруг двигателя, включая второй механизм, способный поворачивать трубки жидкого топлива вокруг их собственной оси, так что глухой сектор может быть ориентирован во время различных режимов работы камеры сгорания, согласно данному изобретению.

Подробное описание изобретения

На фиг. 1 показан в разрезе пример газотурбинного двигателя 10, расположенного в основном вокруг горизонтальной оси 20. Газотурбинный двигатель 10 содержит в направлении потока вход 12, компрессорную секцию 14, секцию 16 камеры сгорания и турбинную секцию 18, которые расположены в целом последовательно вдоль потока и в целом в направлении продольной или вращательной оси 20. Кроме того, газотурбинный двигатель 10 содержит вал 22, который установлен с возможностью вращения вокруг оси 20 вращения и который проходит в продольном направлении через газотурбинный двигатель 10. Вал 22 соединяет приводящим образом турбинную секцию 18 с компрессорной секцией 12. Секция 16 камеры сгорания содержит кольцевую решетку блоков 16 камеры сгорания, из которых изображен лишь один блок.

При работе газотурбинного двигателя 10, воздух 24, который входит через воздушный вход, сжимается с помощью компрессорной секции 14 и подается в секцию или блок 16 камеры сгорания. Блок 16 камеры сгорания содержит пленум 26 горелок, предварительную камеру 29, камеру 28 сгорания, заданную имеющей двойные стенки коробкой 27, и по меньшей мере одну горелку 30, закрепленную в каждой камере 28 сгорания. Предварительная камера 29, камера 28 сгорания и горелка 30 расположены внутри пленума 26 горелки. Сжатый воздух 31, проходящий через компрессор 12, входит в диффузор 32 и выходит из диффузора 32 в пленум 26 горелки, из которого часть воздуха входит в горелку 30 и смешивается с газообразным и/или жидким топливом. Затем смесь воздуха и топлива сжигается, и получающийся газ 34 сгорания, или рабочий газ, из камеры сгорания направляется через переходной канал 35 в турбинную секцию 18.

Турбинная секция 18 содержит несколько несущих лопатки роторных дисков, закрепленных на валу 22. В показанном примере изображены два диска 36, несущих каждый кольцевую группу турбинных лопаток 38. Однако количество несущих лопатки роторных дисков может быть различным, т.е. лишь один диск или более дух дисков. Дополнительно к этому, направляющие лопатки 40, которые закреплены на статоре 42 газотурбинного двигателя 10, расположены между турбинными лопатками 38. Между выходом камеры 28 сгорания и передними турбинными лопатками 38 предусмотрены входные направляющие лопасти 44.

Газ 34 сгорания из камеры 28 сгорания входит в турбинную секцию 18 и приводит во вращение турбинные лопатки 38, которые в свою очередь вращают вал 22 для приведения в действие компрессорной секции 12. Направляющие лопасти 40, 44 служат для оптимизации угла газа сгорания или рабочего газа на турбинных лопатках 38. Компрессорная секция 12 содержит осевую последовательность ступеней 46 направляющих лопастей и ступеней 48 роторных лопаток.

Понятия выше по потоку и ниже по потоку относятся к направлению воздушного потока и/или потока рабочего газа через двигатель, если не указано другое. Понятия спереди и сзади относятся к общему потоку через двигатель. Понятие осевой, радиальный и окружной относятся к оси 20 вращения двигателя, если не указано другое.

На фиг. 2 показана в изометрической проекции часть блока 16 камеры сгорания с изображением горелки 30, предварительной камеры 29 и части камеры 28 сгорания. Камера 28 сгорания образована в форме трубы с помощью имеющей двойные стенки коробки 27 (см. фиг. 1), проходящей вдоль оси 50 камеры сгорания. Блок 16 камеры сгорания проходит вдоль оси 50 камеры сгорания и содержит предварительную камеру 29 и основную камеру 28 сгорания, при этом последняя проходит в окружном направлении 61 вокруг оси 50 камеры сгорания и в основном вниз по потоку относительно направления потока газа предварительной камеры 29.

Горелка 30 содержит пилотную горелку 52 и основную горелку 54. Пилотная горелка 52 содержит тело 53 горелки, трубку 56 жидкого топлива и воспламенитель 58. Основная горелка 54 содержит завихряющую систему 55, имеющую кольцевую решетку завихряющих лопастей 60, задающих проходы 62 между ними. Кольцевая решетка завихряющих лопастей 60 расположена в основном вокруг оси 50 горелки, которая в этом примере совпадает с осью 50 камеры сгорания обычным образом. Завихряющая система 55 включает основные выходы впрыска топлива, которые не показаны, но хорошо известны из уровня техники. Основная горелка 54 задает часть предварительной камеры 29. Пилотная горелка 52 расположена в раскрыве 57 и в основном радиально внутри основной горелки 54, относительно оси 50 горелки/камеры сгорания. Пилотная горелка 52 имеет поверхность 64, которая задает часть концевой стенки предварительной камеры 29. Концевая стенка дополнительно задана с помощью основной горелки 54.

Трубка 56 жидкого топлива по меньшей мере частично расположена в первом отверстии 66, образованном в теле 53 пилотной горелки 52. Проход 69 для пилотного воздушного потока образован между трубкой 56 жидкого топлива и стенками первого отверстия 66. Трубка 56 жидкого топлива содержит удлиненное тело 86 топливной трубки и наконечник 72 жидкого топлива. Удлиненное тело 86 топливной трубки является в основном цилиндрическим и задает проход 70 для потока топлива. Наконечник 72 жидкого топлива установлен на одном конце удлиненного тела 86 топливной трубки и расположен вблизи или на поверхности 64. Трубка 56 жидкого топлива будет пояснена более детально со ссылками на фиг. 3. Воспламенитель 58 расположен во втором проходе 74, образованном в теле 53 пилотной горелки 52. Конец воспламенителя 58 расположен вблизи или на поверхности 64. Воспламенитель 58 является хорошо известным из уровня техники устройством и не нуждается в подробном описании. В других камерах 16 сгорания может быть предусмотрено более одной трубки жидкого топлива и/или более одного воспламенителя.

Во время работы газотурбинного двигателя и, в частности, во время пуска двигателя, стартер прокручивает двигатель так, что компрессор 14 и турбина 12 вращаются вместе с валом 22. Компрессор 14 создает поток сжатого воздуха 34, который подается в один или несколько блоков 16 камеры сгорания. Первая или большая часть сжатого воздуха 34 является основным воздушным потоком 34А, который проталкивается через проходы 62 завихряющей системы 55, где завихряющие лопасти 60 придают завихрение сжатому воздуху 34, как показано стрелками. Вторая, или меньшая часть сжатого воздуха 34 является пилотным воздушным потоком 34В, который проталкивается через проходы 69 пилотного воздушного потока. Пилотный воздушный поток 34В можно называть также вспомогательным воздушным потоком. Жидкое топливо 76 проталкивается через проход 70 топливного потока и смешивается с пилотным воздушным потоком 34В и основным воздушным потоком 34А для распыления жидкого топлива. Распыление жидкого топлива на очень мелкие капельки увеличивает площадь поверхности для облегчения последующего испарения.

Основной воздушный поток 34А в основном завихряется вокруг оси 50 камеры сгорания. Завихряющие лопасти 60 придают тангенциальную составляющую направления основному воздушному потоку 34А для придания большинству основного воздушного потока 34 окружного направления потока. Это окружное направление потока является дополнением к основному направлению смеси воздуха и топлива вдоль оси 50 камеры сгорания от или вблизи поверхности 64 в направлении переходного канала 35 (см. фиг. 1). Смесь воздуха и топлива проходит через предварительную камеру 29 и в камеру 28 сгорания. Основной воздушный поток 34А ускоряет пилотный воздушный поток 34В и увлекает топливо к воспламенителю 58, который воспламеняет смесь воздуха и топлива.

Для пуска двигателя, стартер вращает вал 22, компрессор 14 и турбину 18 до достижения определенной скорости, когда подается и воспламеняется пилотное топливо. После воспламенения внутренняя геометрия камеры сгорания и характер воздушного потока приводит к существованию пилотного пламени. Когда двигатель начинает работать самостоятельно, то отключается пусковой мотор. Если того требует двигатель или повышается нагрузка после пуска, то топливо подается в основные выходы впрыска топлива и смешивается с основным воздушным потоком 34А. Образуется основное пламя в камере 28 сгорания, которое расположено радиально снаружи относительно пилотного пламени. На фиг. 3 схематично показана в изометрической проекции и в разрезе часть горелки 52 и детально трубка 56 жидкого топлива. Трубка 56 жидкого топлива содержит удлиненное тело 86 топливной трубки и наконечник 72 жидкого топлива, которые являются элементами, которые могут быть выполнены в виде единого целого или по отдельности. Наконечник 72 жидкого топлива расположен с охватом сужением 78 на конце первого отверстия 66 с образованием плотной посадки. В конце прохода 70 топливного потока наконечник 72 жидкого топлива имеет завихряющую пластину 80, которая задает решетку топливных каналов 82, имеющих входы и выходы. Топливные каналы 82, лишь один из которых изображен, наклонены относительно продольной оси 79 трубки 56 жидкого топлива. По потоку после завихряющей пластины 80 находится камера 84 завихрения топлива, а затем топливный выход 86, который в этом примере является образователем топливной пленки. Этот образователь топливной пленки 86 сходится и образует конус жидкого топлива. В других примерах выполнения топливный выход 86 может быть отверстием, которое создает распыление топлива, или же несколькими отверстиями, каждое из которых распыляет топливо.

Наконечник 72 жидкого топлива образует решетку каналов 88 пилотного воздушного потока, имеющих входы, которые соединены с проходом 69 пилотного воздушного потока, и выходы 90, которые окружают образователь 86 пленки топлива. В этом примере выполнения каналы 88 пилотного воздушного потока наклонены внутрь или расположены под углом как в окружном направлении, так и в радиальном направлении относительно продольной оси 79 трубки 56 жидкого топлива. В других вариантах выполнения, каналы 88 пилотного воздушного потока могут быть на одной линии в осевом направлении или наклонены внутрь лишь в окружном направлении или в радиальном направлении относительно продольной оси 79. В этом примере выполнения имеется 8 каналов 88 пилотного воздушного потока, хотя в других вариантах выполнения может быть больше или меньше каналов.

Пилотное жидкое топливо, протекающее в проходе 70 топливного потока, входит во входы топливных каналов 82 и выходит через выходы, придающие завихрение топливу в камере 84 завихрения топлива. Завихренное топливо образует тонкую пленку над образователем 86 топливной пленки, который испускает топливо в сравнительно тонком конусе. Пилотный воздушный поток 34В ударяется в конус топлива и разбивает топливо на небольшие капельки. Вихрь воздуха из выходов 90 пульверизирует топливо вдоль основного воздушного потока 34А.

Пилотный воздушный поток 34В является особенно полезным при пуске двигателя и при малой требуемой мощности, когда основной воздушный поток 34А имеет относительно небольшую массу потока по сравнению с более высокой требуемой мощностью, поскольку небольшой массовый поток менее способен распылять жидкое топливо. Предпочтительно, пилотный воздушный поток 34В обеспечивает охлаждение трубки пилотного топлива и помогает предотвращению коксования топлива и образования угольного отложения на трубке пилотного топлива.

На фиг. 4 показан вид вдоль оси 50 камеры сгорания поверхности 64 горелки 30, где пилотная горелка 52 по существу окружена основной горелкой 54. Трубка 56 жидкого топлива и воспламенитель 58 установлены в теле 53 пилотной горелки 52. Завихряющая система 55 основной горелки 54 окружает поверхность 64 и направляет основной воздушный поток 34А через кольцевую решетку проходов 62. Кольцевая решетка завихряющих лопастей 60 и проходы 62 предназначены для придания тангенциальной составляющей потока основному воздушному потоку 34А так, что когда части воздушного потока из каждого прохода 62 сливаются, то они образуют вихрь 34С в основном вокруг оси 50 камеры сгорания. В этом варианте выполнения вихрь 34С вращается в основном против часовой стрелки, как показано на фиг. 4; можно сказать, что этот вихрь 34С вращается в направлении часовой стрелки при его прохождении в направлении от поверхности 64 к переходному каналу 35 через предварительную камеру 29 и затем через камеру 28 сгорания.

В этом примере выполнения вихрь 34С является единственным вихрем, однако в других примерах расположения пилотной горелки 52 и основной горелки 54 может создаваться несколько вихрей, вращающихся либо в одинаковом направлении, либо в различных направлениях и с различными скоростями вращения.

Положения трубки 56 жидкого топлива и воспламенителя 58 выбраны так, что завихренный или вращающийся основной воздушный поток 34А проходит над или вокруг трубки 56 жидкого топлива, а затем к воспламенителю 58. Поскольку основной воздушный поток 34А образует вихрь 34С вокруг оси 50, то трубка 56 жидкого топлива и воспламенитель 58 расположены приблизительно на одинаковом радиальном расстоянии от оси 50. Таким образом, когда топливная трубка 56 впрыскивает или распыляет топливо в предварительную камеру 29, то основной воздушный поток 34А увлекает топливо и подает его в направлении воспламенителя 58, где может происходить воспламенение.

Вихрь 34С имеет множество различных скоростей течения внутри своего массового потока. В данном примере часть вихря, обозначенная стрелкой 34Сs, движется с меньшей скоростью, чем часть вихря, обозначенная стрелкой 34Сf. Часть 34Cs основного воздушного потока находится радиально внутри части 34Cf основного воздушного потока относительно оси 50. Часть 34 Cs основного воздушного потока находится приблизительно в том же радиальном положении, что и радиально внутренняя часть трубки 56 жидкого топлива, и часть 34 Cf основного воздушного потока находится приблизительно в том же радиальном положении, что и радиально наружная часть трубки 56 жидкого топлива.

На фиг. 5 и 6 показаны разрезы вдоль пути А-А и В-В прохождения основного воздушного потока, соответственно, на фиг. 4 и распределение капелек топлива. На фиг. 4 путь В-В потока находится радиально снаружи трубки 56 жидкого топлива и воспламенителя 58, и путь А-А потока находится приблизительно на том же радиусе, что и по меньшей мере часть трубки 56 жидкого топлива и воспламенителя 58.

На фиг. 6 трубка 56 жидкого топлива и воспламенитель 58 изображены штриховыми линиями для ориентации. Как показано на фиг. 6, каждая часть основного воздушного потока, выходящая из каждого прохода 62, проходит короткую дистанцию непосредственно поперек поверхности 64, перед покиданием поверхности 64 и прохождением от поверхности 64 вдоль оси 50, где соединяется с другой частью основного воздушного потока из соседнего в окружном направлении прохода 62. Таким образом, можно видеть, что любые капельки 92 топлива, увлекаемые в эту часть основного воздушного потока вдоль пути В-В потока, быстро поднимаются от поверхности 64 и тем самым от воспламенителя 58.

На фиг. 5 основной воздушный поток 34А проходит над трубкой 56 жидкого топлива и в направлении воспламенителя 58. Выходы 90, которые окружают образователь 86 пленки топлива трубки 56 жидкого топлива, направляют пилотный воздушный поток 34В для соударения с конусом топлива, выходящего из образователя 86 пленки топлива и разрушения пленки топлива на мелкие капельки 92. Вращающийся вихрь пилотного воздуха, обозначенный схематично позицией 94, из выходов 90 распыляет топливо при его смешивании с основным воздушным потоком 34А. Вращающийся вихрь 94 пилотного воздуха образует эффективно барьер текучей среды и приводит к образованию на его подветренной или нижней по потоку стороне зоны рециркуляции или зоны 96 низкого давления. Эта зона рециркуляции или зона 96 низкого давления втягивает основной воздушный поток 34А в направлении поверхности 64 между трубкой 56 жидкого топлива и воспламенителем 58. Часть капелек 92 топлива также притягивается в направлении поверхности 64 и поэтому близко к воспламенителю 58, так что обеспечивается возможность хорошего воспламенения смеси топлива и воздуха.

На фиг. 7 показан наконечник 72 трубки 56 жидкого топлива вдоль ее оси 79, при этом решетка выходов 90 направляет пилотный воздушный поток 34В с приданием тангенциальной составляющей направления. Когда части пилотного воздушного потока 34В выходят из каждого выхода 90, то они объединяются в вихрь 94 пилотного воздуха. Вихрь 94 пилотного воздуха вращается в основном против часовой стрелки, как показано на фиг. 7; этот вихрь 94 можно называть также вращающимся по часовой стрелке, поскольку он движется в направлении от наконечника 72 в направлении переходного канала 35 через предварительную камеру 29 и затем через камеру 28 сгорания. В одном примере выполнения имеется 8 выходов 90, расположенных симметрично вокруг оси 79 топливной трубки и вокруг образователя 86 пленки топлива. Такое расположение выходов приводит к образованию, по меньшей мере вначале, симметричного пилотного вихря 94.

Однако на практике было установлено, что выходы 90 блокируются угольными отложениями, образующимися из жидкого топлива, попадающего на поверхности трубки 56 жидкого топлива. Это блокирование уменьшает количество пилотного воздушного потока 34В, что в свою очередь уменьшает эффективность пилотного воздушного потока 34В при сдвиге и разрушении пленки топлива. В результате, затрудняется и становится непредсказуемым воспламенение смеси топлива и воздуха. Таким образом, было установлено, что симметрия пилотного вихря 94 приводит, в частности, к характеристикам воздушного потока, которые вызывают контакт жидкого топлива с поверхностью топливной трубки, который затем приводит к образованию угольных отложений, которые блокируют выходы 90.

На фиг. 8 показан наконечник 72 трубки жидкого топлива в основном вдоль ее оси 79, при этом решетка выходов 90 направляет пилотный воздушный поток 34В с тангенциальной составляющей движения. В этом примере 3 из выходов 90 полностью блокированы в глухом секторе 98. Глухой сектор 98 задан углом ϑ вокруг оси 79 топливной трубки. В этом примере угол ϑ равен приблизительно 140°, а в других примерах угол ϑ может быть между 30° и 160° включительно. Углы между 30° и 160° являются более предпочтительными и создают асимметричный вихрь 94 топлива и воздуха, который просто разрушается основным воздушным потоком. Существенным является то, что эти углы для глухого сектора 98 относятся по меньшей мере к одному и максимально к трем блокированным отверстиям. Однако следует понимать, что любая другая конструкция топливной трубки может включать больше или меньше восьми отверстий 90, показанных в этом примере выполнения. Понятие «блокирование» может означать, что либо закрыты существующие отверстия с помощью сварки или, например, вставки, либо некоторые проходы 88 и выходы 90 не образованы во время изготовления топливной трубки. На фиг. 8 показана центральная линия 100, которая является центральной линией или биссектрисой глухого сектора 98 для задания ориентации трубки 56 жидкого топлива и глухого сектора 98 относительно оси 50 камеры сгорания.

Это расположение приводит к созданию асимметричного пилотного воздушного потока 34В и тем самым асимметричного пилотного вихря 94. Этот асимметричный пилотный вихрь 94 обеспечивает сохранение трубки 56 жидкого топлива свободной от попадания на ее поверхности капелек топлива и, следовательно, предотвращает угольное осаждение за счет создания воздушного потока вокруг пилотного воздушного потока, который экранирует трубку 56 жидкого топлива от капелек 92. Это имеет то преимущество, что выходы 90 для пилотного воздушного потока не блокируются во время использовании, и поэтому сохраняется качество распыления и пульверизации. Следовательно, улучшается также воспламенение во время пуска. Дополнительно к этому, асимметричный пилотный воздушный поток или вспомогательный воздух увеличивает локальную турбулентность и улучшает сдвиг капелек 93, способствуя их распылению и выталкиванию капелек 92 из выходов 90, что предотвращает образование нагара за счет прихождения жидкого топлива в контакт с поверхностью инжектора.

Асимметричный пилотный воздушный поток 34В и асимметричный пилотный вихрь 94 остаются достаточно сильными для образования топливного буфера 94 и образования на его подветренной или нижней по потоку стороне зоны 96 рециркуляции или зоны 99 низкого давления. Таким образом, зона 96 рециркуляции или зона 96 низкого давления втягивает основной воздушный поток 34А в направлении поверхности 64 между трубкой 56 жидкого топлива и воспламенителем 58. Часть капелек 92 топлива также втягивается в направлении поверхности 64 и поэтому ближе к воспламенителю 56, так что обеспечивается также возможность хорошего воспламенения смеси топлива и воздуха.

Было установлено, что асимметричный пилотный вихрь 94 способен предотвращать или по существу предотвращать контакт жидких капелек 92 с поверхностями трубки 56 жидкого топлива при любой ориентации центральной линии 100 глухого сектора 98. Однако имеется лишь одно существенное преимущество подачи капелек 92 топлива в основной поток к воспламенителю 58, как указывалось выше, если ориентация центральной линии 100 находится в особой ориентации по сравнению с вихрем 34С или относительно оси 50 камеры сгорания.

Воздух из воздушных проходов 88 сразу ударяется в жидкое топливо, выходящее из топливного выхода 86, то есть, нет других воздушных проходов или выходов между топливным выходом 86 и воздушными проходами 88. Таким образом, вихрь 94 топлива и воздуха может быть образован лишь с помощью топлива из топливного выхода и воздуха из воздушных проходов. Таким образом, комбинация топлива из топливного выхода и воздуха из воздушных проходов образуют асимметричный пилотный вихрь 94.

На фиг. 9 показана поверхность 64 горелки 30 вдоль оси 50, от которой отходит радиальная линия и проходит через ось 79 трубки 56 жидкого топлива. Трубка 56 и воспламенитель 58 показаны вместе со стрелками основного воздушного потока 34А, выходящего из проходов 62 основного воздушного потока. Как указывалось выше, часть вихря, обозначенная стрелкой 34Сf, движется в основном с более высокой скоростью, чем часть вихря, обозначенная стрелкой 34Сs. Относительно более медленный поток находится в основном внутри более быстрого воздуха.

Трубка 56 жидкого топлива, как указывалось выше, по меньшей мере частично расположена внутри тела 53 горелки 30, и выходы 90 и образователь 86 пленки топлива расположены на или вблизи поверхности 64. В этом примере выходы 90 и образователь 86 пленки топлива расположены ниже поверхности 64 в теле 53 горелки. Воспламенитель 58 также частично расположен внутри тела 53 горелки и имеет концевую торцевую поверхность 59, расположенную непосредственно под поверхностью 64, но может быть на или вблизи поверхности 64.

Кроме того, горелка 30 включает решетку выходов 122 впрыска газа, образованных в основном в радиально наружной части горелки 30 и под окружным выступом 124, как показано на фиг. 2. Эти выходы 122 впрыска газа могут подавать пилотное газовое топливо, как известно из уровня техники.

Понятия по часовой стрелке и против часовой стрелки даны относительно поверхности 64 горелки 30, как показано на фиг. 9.

В этом примере выполнения центральная линия 100 глухого сектора 98 наклонена под углом приблизительно 0° относительно радиальной линии 102, проходящей от оси 50 камеры сгорания к оси 79 топливной трубки. Кроме того, проходы основного воздушного потока тангенциально наклонены относительно оси 50 горелки для создания вращения против часовой стрелки основного воздушного потока 34А, и воздушные проходы 88 тангенциально наклонены относительно оси 79 топливной трубки для создания вращения против часовой стрелки пилотного воздушного потока 34В. Однако, в первом варианте выполнения диапазон углов, который обеспечивает по меньшей мере некоторые из желаемых преимуществ данного изобретения, находится между +60° и -60° включительно. Наиболее предпочтительный диапазон углов находится между +20° и -20° включительно.

Во втором варианте выполнения проходы основного воздушного потока тангенциально наклонены относительно оси 50 горелки для создания вращения против часовой стрелки основного воздушного потока 34А, и воздушные проходы 88 тангенциально наклонены относительно оси 79 топливной трубки для создания вращения по часовой стрелке пилотного воздушного потока 34В. В этом втором варианте выполнения диапазон углов, который обеспечивает по меньшей мере некоторые из желаемых преимуществ данного изобретения, находится между +120° и 0° включительно.

В третьем варианте выполнения проходы основного воздушного потока тангенциально наклонены относительно оси 50 горелки для создания вращения по часовой стрелке основного воздушного потока 34А, и воздушные проходы 88 тангенциально наклонены относительно оси 79 топливной трубки для создания вращения против часовой стрелки пилотного воздушного потока 34В. В этом третьем варианте выполнения диапазон углов, который обеспечивает по меньшей мере некоторые из желаемых преимуществ данного изобретения, находится между +0° и -120° включительно.

Таким образом, везде центральная линия 100 глухого сектора 98 может быть наклонена на угол между +120° и -120° от радиальной линии из оси 50 и проходить через топливную трубку 56. Во всех вариантах выполнения воспламенитель 58 расположен по потоку после топливной трубки 56 относительно направления по часовой стрелке или против часовой стрелки основного воздушного потока 34А.

Ориентация топливной трубки 56, указанная выше, является предпочтительной тем, что выходы 90 удерживаются свободными от угольных осаждений, и поэтому сохраняется хорошее распыление пленки топлива и хорошее воспламенение при пуске. Во время воспламенения важно, что топливо проходит по воспламенителю 58 для обеспечения надежного воспламенения. Однако во время других состояний двигателя, таких как слабое затухание, частичная нагрузка или максимальная нагрузка, еще более предпочтительными являются другие ориентации глухого сектора 98. Во время нормальной работы двигателя, при скорости или мощности двигателя свыше воспламенения или пуска, желательно исключать контакт или омывание воспламенителя 58, поскольку это может приводить к образованию угольных осаждений. Таким образом, при воспламенении желательно состояние, указанное со ссылками на фиг. 5, когда капельки топлива проходят по или очень близко к инжектору; и во время нормальной работы двигателя желательно состояние, указанное со ссылками на фиг. 6, когда капельки топлива в основном уносятся от воспламенителя.

Таким образом, способ работы горелки 30, согласно данному изобретению, содержит стадию поворота топливной трубки между состоянием пуска и вторым состоянием. Второе состояние может быть любым из состояний, таких как слабое затухание, частичная нагрузка или максимальная нагрузка. В частности, слабое затухание является состоянием, в котором пламя может затухать, если имеется дальнейшее уменьшение подачи топлива, и относится к стабильности пламени. Для того же соотношения топлива и воздуха с нижним слабым затуханием, меньше вероятность затухания пламени.

Как указывалось применительно к фиг. 8, глухой сектор 98 имеет центральную линию 100, находящуюся под углом или ориентированной относительно радиальной линии 102; в состоянии пуска двигателя глухой сектор 98 отклонен на угол между +120° и -120° от радиальной линии 102, и во втором состоянии трубка 56 жидкого топлива повернута вокруг своей собственной оси 79 так, что глухой сектор 98 наклонен на угол между +240° и -360° от радиальной линии 102. Таким образом, в одном примере выполнения при пуске центральная линия 102 наклонена на угол приблизительно 0° от радиальной линии 102, и в состоянии высокой мощности трубка 56 жидкого топлива повернута приблизительно на -120°, как показано на фиг. 8.

Для поворота топливной трубки 56 предусмотрен поворотный механизм, и описание двух вариантов его выполнения приведены ниже со ссылками на фиг. 10 и на фиг. 11.

На фиг. 10 схематично показана поверхность горелки 30, включая первый механизм 104, способный поворачивать трубку жидкого топлива вокруг ее собственной оси 79 так, что глухой сектор 98 может быть ориентирован в различных положениях во время различных режимов работы камеры сгорания и/или двигателя. Первый механизм 104 содержит исполнительный механизм 106, имеющий приводной стержень 108, соединенный через соединительный элемент 110 с топливной трубкой 56. Топливная трубка 56 может быть установлена на горелке 30 с помощью подходящих подшипников. Первый механизм 104 способен поворачивать топливную трубку между первой ориентацией 112 и второй ориентацией 114, изображенной пунктирными линиями. Каждая горелка 30 снабжена первым механизмом 104, и каждый первый механизм 104 соединен с электронным контроллером 116. Электронный контроллер 116 устанавливает поворотное положение исполнительного механизма 106 в зависимости от состояния двигателя или камеры сгорания. Электронный контроллер 116 может быть основным контроллером двигателя или отдельным устройством. В этом примере можно независимо ориентировать каждую трубку 56 жидкого топлива и в зависимости от требуемого выхода или состояния каждого блока камеры сгорания.

На фиг. 11 схематично показан разрез газотурбинного двигателя 10 с решеткой горелок 30 блоков 16 камеры сгорания, установленных вокруг двигателя и включающих второй механизм 120, способный поворачивать трубку 56 жидкого топлива вокруг ее собственной оси 79, так что глухой сектор может быть ориентирован в различных положениях во время различных режимов работы камеры сгорания. В этом примере подобные компоненты обозначены теми же позициями и работают по существу аналогично, и их повторное описание не приводится. В этом примере второй механизм 120 включает исполнительное кольцо 118, с которым соединен исполнительный стержень 108, и с которым соединена с возможностью привода каждая трубка 56 жидкого топлива для поворота вокруг ее собственной оси. В этом примере все трубки 56 жидкого топлива поворачиваются одновременно и в зависимости от требуемого выхода или состояния системы камер сгорания.

Понятно, что наконечник 72 для жидкого топлива может быть прикреплен к телу 68 топливной трубки так, что во время работы они жестко соединены друг с другом и не могут двигаться относительно друг друга. Однако, наконечник 72 жидкого топлива может быть удален с тела 68 топливной трубки для технического обслуживания или замены. Такое разъемное соединение может быть обеспечено с помощью винтового или байонетного соединения. Кроме того, наконечник 72 жидкого топлива и тело 68 топливной трубки могут быть сварены друг с другом или выполнены в виде единого целого, например, посредством литья.

1. Топливная трубка (56) для горелки (30) камеры (16) сгорания газовой турбины, при этом топливная трубка (56) имеет ось (79) и содержит

тело (68) топливной трубки, задающее проход (70) для потока топлива, и

наконечник (72) для жидкого топлива, прикрепленный к телу (68) топливной трубки, при этом наконечник (72) для жидкого топлива содержит топливный выход (86) и решетку воздушных проходов (88), имеющих выходы (90), расположенные вокруг топливного выхода (86), при этом топливо проходит через проход (70) для потока топлива и наконечник (72) для жидкого топлива и выпускается из топливного выхода (86),

выходы (90) расположены снаружи глухого сектора (98) окружности вокруг топливного выхода (86), при этом глухой сектор (98) задан углом между 30° и 160° включительно вокруг оси (79),

воздух из отверстий (90) ударяет непосредственно в топливо, выходящее из топливного отверстия (86), и образует асимметричный пилотный вихрь (94) из топлива и воздуха.

2. Топливная трубка (56) по п. 1, в которой выходы (90) расположены снаружи глухого сектора (98), заданного углом между 120° и 160° вокруг оси (79).

3. Топливная трубка (56) по п. 1, в которой выходы (90) расположены снаружи глухого сектора (98), заданного углом приблизительно 140° вокруг оси (79).

4. Топливная трубка (56) по п. 1, в которой предусмотрено восемь отверстий (90), расположенных на одинаковом расстоянии друг от друга вокруг топливного выхода (86), и от одного до трех соседних в окружном направлении выходов (90) блокированы для создания глухого сектора (98).

5. Топливная трубка (56) по любому из пп. 1-4, в которой топливный выход (86) является предварительным образователем топливной пленки, отверстием или несколькими отверстиями.

6. Горелка (30) для камеры (16) сгорания газовой турбины, при этом горелка (30) содержит тело (53), имеющее поверхность (64) и ось (50), топливную трубку (56), воспламенитель (58) и проход (62) или проходы (62) для основного воздушного потока,

при этом топливная трубка (56) выполнена по любому из пп. 1-5, причем выходы (90) и топливный выход (86) расположены на поверхности (64) или вблизи нее,

воспламенитель (58) частично расположен внутри тела (53) и имеет концевую торцевую поверхность (59), при этом концевая торцевая поверхность (59) расположена на поверхности (64) или вблизи нее,

проход (62) для основного воздушного потока расположен с возможностью направления по меньшей мере части основного воздушного потока (34А) над топливной трубкой (56) и затем над воспламенителем (58),

глухой сектор (98) имеет центральную линию (100), и центральная линия (100) наклонена на угол между +120° и -120° от радиальной линии (102) из оси (50) и проходит через топливную трубку (56).

7. Горелка (30) по п. 6, в которой проход (62) или проходы (62) для основного воздушного потока наклонены по касательной относительно оси (50) горелки для создания завихрения по часовой стрелке или против часовой стрелки основного воздушного потока (34А),

воздушные проходы (88) наклонены по касательной относительно оси (79) топливной трубки для создания завихрения по часовой стрелке или против часовой стрелки пилотного воздушного потока (34В).

8. Горелка (30) по п.7, в которой

как проход (62) или проходы (62) для основного воздушного потока, так и воздушные проходы (88) наклонены по касательной в одном и том же направлении для создания завихрения основного воздушного потока (34А) в направлении по часовой стрелке и завихрения пилотного воздушного потока (34В) в направлении по часовой стрелке или для создания завихрения основного воздушного потока (34А) в направлении против часовой стрелки и завихрения пилотного воздушного потока (34В) в направлении против часовой стрелки,

при этом центральная линия (100) глухого сектора (98) наклонена на угол до 60° от радиальной линии (102) из оси (50) и проходит через топливную трубку (56).

9. Горелка (30) по п. 8, в которой центральная линия (100) глухого сектора (98) наклонена на угол до 20° от радиальной линии (102) из оси (50) и проходит через топливную трубку (56).

10. Горелка (30) по п. 8, в которой центральная линия (100) глухого сектора (98) наклонена на угол приблизительно 0° от радиальной линии (102) из оси (50) и проходит через топливную трубку (56).

11. Горелка (30) по п. 7, в которой

проход (62) или проходы (62) для основного воздушного потока и воздушные проходы (88) наклонены противоположно по касательной для создания противоположных завихрений основного воздушного потока (34А) и пилотного воздушного потока (34В),

центральная линия (100) глухого сектора (98) наклонена на угол между 0° и 120° от радиальной линии (102) из оси (50) и проходит через топливную трубку (56).

12. Горелка (30) по любому из пп. 7-9, в которой воспламенитель (58) расположен по потоку после топливной трубки (56) относительно направления основного воздушного потока (34А).

13. Горелка (30) по любому из пп. 6-12, в которой топливный выход (86) является предварительным образователем топливной пленки, отверстием или несколькими отверстиями.

14. Способ работы горелки (30) для камеры (16) сгорания газовой турбины, при этом горелка (30) содержит тело (53), имеющее поверхность (64) и ось (50), топливную трубку (56), воспламенитель (58) и проход (62) или проходы (62) для основного воздушного потока,

топливная трубка (56) выполнена по любому из пп. 1-5, и при этом выходы (90) и топливный выход (86) расположены на поверхности (64) или вблизи нее,

воспламенитель (58) частично расположен внутри тела (53) и имеет концевую торцевую поверхность (59), при этом концевая торцевая поверхность (59) расположена на поверхности (64) или вблизи нее,

проход (62) для основного воздушного потока предназначен для направления по меньшей мере части основного воздушного потока (34А) над топливной трубкой (56) и затем над воспламенителем (58),

глухой сектор (98) имеет центральную линию (100), и центральная линия (100) наклонена относительно радиальной линии (102) из оси (79) и проходит через топливную трубку (56),

горелка (30) дополнительно содержит поворотный механизм, выполненный с возможностью поворота топливной трубки вокруг ее оси (79),

при этом способ содержит стадию поворота топливной трубки между состоянием пуска и вторым состоянием.

15. Способ работы горелки (30) по п. 14, в котором в состоянии пуска глухой сектор (98) наклонен на угол между +120° и -120° от радиальной линии (102), и

во втором состоянии глухой сектор (98) наклонен на угол между +240° и 0° от радиальной линии (102).

16. Способ работы горелки (30) по любому из пп. 14 или 15, в котором второе состояние является любым состоянием из группы, содержащей слабое затухание, частичную нагрузку и максимальную нагрузку.

17. Способ по любому из пп. 14-16, в котором топливный выход (86) является предварительным образователем топливной пленки, отверстием или несколькими отверстиями.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области энергетики. Система горелок для камеры сгорания, в частности, камеры сгорания газовой турбины, для сжигания жидких горючих материалов, с основной горелкой и с центрально расположенной в ней контрольной горелкой, которая служит для воспламенения и/или стабилизации горения основной горелки; основная горелка включает в себя первый кольцевой воздушный канал для подачи воздуха для горения и первые топливные форсунки для впрыскивания горючего материала в первый кольцевой воздушный канал, контрольная горелка включает в себя второй кольцевой воздушный канал для подачи воздуха для горения и головку горелки со вторыми топливными форсунками для впрыскивания горючего материала во второй кольцевой воздушный канал, причём вторые топливные форсунки предусмотрены в виде выполненных с возможностью раздельного управления первой и второй ступеней подачи горючего материала.

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, а в частности к топливным форсункам с наружной камерой предварительного смешивания. Наружная камера предварительного смешивания включает в себя часть корпуса, часть камеры и несколько лопаток.

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 турбинному двигателю и, в частности, к системе для повышения эксплуатационной пригодности топливной форсунки. Топливная форсунка содержит центральный корпус, выполненный с возможностью приема первой части воздуха и доставки этого воздуха в зону горения.

Изобретение относится к области энергетики. Горелка (30) для камеры (16) сгорания газовой турбины, при этом горелка (30) содержит тело (53), имеющее поверхность (64) и ось (50) горелки, топливную трубку (56), воспламенитель (58) и проход (62) или проходы (62) для основного воздушного потока, при этом проход (62) или проходы (62) основного воздушного потока наклонены относительно оси (50) горелки и создают основной вихрь вокруг оси (50) горелки в первом направлении вращения, при этом основной вихрь перемещается в направлении вдоль оси (50) горелки и от поверхности (64), при этом воспламенитель (58) расположен по потоку после топливной трубки (56) относительно первого направления вращения основного вихря, так что часть основного воздушного потока (34А) проходит над топливной трубкой (56) и затем над воспламенителем (58), при этом топливная трубка (56) содержит ось топливной трубки, наконечник для жидкого топлива, имеющий выход для топлива, и решетку проходов вспомогательного воздуха, имеющих выходы, расположенные вокруг топливного выхода, причем проходы вспомогательного воздуха наклонены относительно оси топливной трубки для создания вихря вспомогательного воздуха вокруг оси топливной трубки в том же направлении вращения относительно первого направления вращения.

Описаны способ и система аэро/гидродинамического регулирования потока ньютоновской текучей среды в радиальной турбомашине, которые с использованием конформного вихрегенератора обеспечивают возможность улучшения энергетической эффективности и возможность управления в различных точках в турбокомпрессоре или обрабатывающем устройстве для аэро/гидродинамической обработки потока ньютоновской текучей среды.

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.

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус, топливовоздушный канал с топливной форсункой и свечой. Камера сгорания выполнена прямоточной.

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.

Модуль камеры сгорания для газотурбинного двигателя содержит замкнутое кольцевое пространство, кольцевую камеру сгорания, свечу зажигания. Кольцевая камера сгорания расположена в упомянутом замкнутом кольцевом пространстве и содержит по меньшей мере одну кольцевую стенку, ограничивающую камеру сгорания и содержащую отверстие для установки свечи, а также множество микроотверстий для впуска охлаждающего воздуха в камеру сгорания с целью охлаждения упомянутой кольцевой стенки.

Изобретение относится к области энергетики. Горелка (30) для камеры (16) сгорания газовой турбины, при этом горелка (30) содержит тело (53), имеющее поверхность (64) и ось (50) горелки, топливную трубку (56), воспламенитель (58) и проход (62) или проходы (62) для основного воздушного потока, при этом проход (62) или проходы (62) основного воздушного потока наклонены относительно оси (50) горелки и создают основной вихрь вокруг оси (50) горелки в первом направлении вращения, при этом основной вихрь перемещается в направлении вдоль оси (50) горелки и от поверхности (64), при этом воспламенитель (58) расположен по потоку после топливной трубки (56) относительно первого направления вращения основного вихря, так что часть основного воздушного потока (34А) проходит над топливной трубкой (56) и затем над воспламенителем (58), при этом топливная трубка (56) содержит ось топливной трубки, наконечник для жидкого топлива, имеющий выход для топлива, и решетку проходов вспомогательного воздуха, имеющих выходы, расположенные вокруг топливного выхода, причем проходы вспомогательного воздуха наклонены относительно оси топливной трубки для создания вихря вспомогательного воздуха вокруг оси топливной трубки в том же направлении вращения относительно первого направления вращения.

Изобретение относится к блоку камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащему корпус, камеру сгорания и, по меньшей мере, один топливный инжектор для запуска газотурбинного двигателя.

Система для подачи рабочей текучей среды в камеру сгорания содержит камеру горения и проточный патрубок, который в окружном направлении окружает по меньшей мере часть камеры горения.

Блок топливных форсунок, применяемый в турбинном двигателе, содержит группу топливных форсунок. Группа топливных форсунок расположена внутри воздушной напорной камеры, ограниченной корпусом.

Кольцевая камера сгорания для турбомашины содержит наружную стенку и внутреннюю стенку, ориентированные, по существу, аксиально относительно оси вращения турбомашины, и закрыта со стороны входа стенкой днища камеры, ориентированной, по существу, радиально.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, лопаточные диффузоры, канальный патрубок, кольцевую полость-ресивер, камеру сгорания, турбину. Турбина выполнена с охлаждаемым сопловым аппаратом, лопатки которого вдоль профиля пера от входной кромки имеют первую, вторую, третью и четвертую внутренние полости, соединенные с проточной частью через отверстия в пере лопатки, и перепускное устройство.

Изобретение относится к области соединения компрессора и камеры сгорания газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор компрессора газотурбинного двигателя включает внутренний (3) и наружный (2) корпусы, связанные между собой упругими элементами (6, 7).

Изобретение относится к области энергетики. Горелка (30) для камеры (16) сгорания газовой турбины, при этом горелка (30) содержит тело (53), имеющее поверхность (64) и ось (50) горелки, топливную трубку (56), воспламенитель (58) и проход (62) или проходы (62) для основного воздушного потока, при этом проход (62) или проходы (62) основного воздушного потока наклонены относительно оси (50) горелки и создают основной вихрь вокруг оси (50) горелки в первом направлении вращения, при этом основной вихрь перемещается в направлении вдоль оси (50) горелки и от поверхности (64), при этом воспламенитель (58) расположен по потоку после топливной трубки (56) относительно первого направления вращения основного вихря, так что часть основного воздушного потока (34А) проходит над топливной трубкой (56) и затем над воспламенителем (58), при этом топливная трубка (56) содержит ось топливной трубки, наконечник для жидкого топлива, имеющий выход для топлива, и решетку проходов вспомогательного воздуха, имеющих выходы, расположенные вокруг топливного выхода, причем проходы вспомогательного воздуха наклонены относительно оси топливной трубки для создания вихря вспомогательного воздуха вокруг оси топливной трубки в том же направлении вращения относительно первого направления вращения.

Изобретение относится к оборудованию камеры сгорания газотурбинного двигателя и, в частности, к трубке для жидкого топлива для системы горелок оборудования камеры сгорания, к расположению горелок и к способу работы оборудования камеры сгорания. Топливная трубка для горелки камеры сгорания газовой турбины имеет ось и содержит тело топливной трубки, задающее проход для потока топлива, и наконечник для жидкого топлива, прикрепленный к телу топливной трубки и соединенный с возможностью прохождения потока с проходом потока топлива, при этом наконечник для жидкого топлива содержит выход для топлива и решетку воздушных проходов, имеющих выходы, расположенные вокруг топливного выхода, при этом выходы расположены снаружи глухого сектора окружности вокруг топливного выхода. Так, глухой сектор задан углом между 30° и 160° включительно вокруг оси. Горелка включает топливную трубку и воспламенитель, причём проход для основного воздушного потока предназначен для направления по меньшей мере части основного воздушного потока над топливной трубкой и затем над воспламенителем. В свою очередь, глухой сектор имеет центральную линию, и центральная линия наклонена на угол между +120° и -120° относительно радиальной линии из оси и проходит через топливную трубку. Способ работы горелки содержит стадию поворота топливной трубки между состоянием пуска и вторым состоянием. Изобретение позволяет предотвратить образование угольных отложений на топливной трубке камеры сгорания, а также позволяет улучшить распыление жидкого топлива в камере сгорания, что приводит к улучшению надежности воспламенения топлива в камере сгорания. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 11 ил.

Наверх