Камера сгорания газотурбинного двигателя

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус, запальное устройство, топливные форсунки с внутренним топливным коллектором и трубопроводом подвода топлива, одну или несколько жаровых труб, соединенных криволинейным каналом с газосборником. Газосборник расположен внутри корпуса над жаровой трубой. Поток газа до газосборника разворачивается на 180°. Трубопровод подвода топлива к внутреннему топливному коллектору расположен в следе за запальным устройством и выведен из камеры сгорания через проточную часть газосборника. Изобретение направлено на улучшение пусковых свойств камеры сгорания, повышение полноты сгорания топлива, уменьшение наружных габаритов корпуса камеры сгорания и массы. 1 ил.

 

Изобретение относится к области двигателестроения, а именно, к конструкции камер сгорания газотурбинных двигателей.

Известна камера сгорания (патент РФ №2121112, опубл. 27.10.1998, МПК F23R 3/16), содержащая корпус, жаровую трубу, топливные форсунки, запальное устройство. Недостатком данной конструкции является понижение пусковых свойств камеры сгорания и полноты сгорания топлива. Причиной понижения пусковых свойств и полноты сгорания является наличие топлива перед форсункой с пониженной температурой, близкой к температуре окружающей среды. В топливе с понижением температуры повышается вязкость, изменяется угол распыла из топливной форсунки, в топливном факеле в полости жаровой трубы капли топлива имеют увеличенный диаметр. Капли топлива с пониженной температурой с увеличенным диаметром ухудшают способность к воспламенению от запального устройства. Горение капель топлива с пониженной температурой с увеличенным диаметром приводит к понижению полноты сгорания, как на режиме запуска, так и на основных режимах работы газотурбинного двигателя.

Наиболее близкой к заявленной конструкции является камера сгорания газотурбинного двигателя (патент РФ №2375597, опубл. 10.12.2009, МПК F02C 7/22), содержащая корпус, жаровую трубу, форсунки, топливный коллектор, запальное устройство. Камера сгорания имеет внутренний топливный коллектор, который расположен между жаровой трубой и корпусом камеры сгорания. В отличие от камеры сгорания по патенту №2121112, топливо во внутреннем топливном коллектора на основных режимах работы нагревается воздухом, поступающем из компрессора. Однако этот воздух имеет не высокую температуру (а на режиме запуска подогрев практически отсутствует), не способную нагреть топливо для улучшения пусковых свойств и повышения полноты сгорания.

Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является улучшение пусковых свойств камеры сгорания, повышение полноты сгорания топлива, уменьшение наружных габаритов корпуса камеры сгорания и массы.

Технический результат достигается тем, что в конструкции камеры сгорания газотурбинного двигателя содержащей корпус, запальное устройство, топливные форсунки с внутренним топливным коллектором, трубопровод подвода топлива, одну или несколько жаровых труб соединенных криволинейным каналом с газосборником, в отличие от известной, газосборник расположен внутри корпуса над жаровой трубой, при этом поток газа до газосборника разворачивается на 180°, а трубопровод подвода топлива к внутреннему топливному коллектору расположен в следе за запальным устройством и выведен из камеры сгорания через проточную часть газосборника.

Заявляемое решение поясняется эскизом на чертеже, на котором изображен продольный разрез камеры сгорания ГТД.

Камера сгорания газотурбинного двигателя (чертеж) содержит корпус 1, запальное устройство 2, топливные форсунки 3 с внутренним топливным коллектором 4 и трубопроводом подвода топлива 5. Одна или несколько жаровых труб 6 соединены криволинейными каналом 7 с газосборником 8.

Газосборник 8 расположен внутри корпуса 1 над жаровой трубой 6. Криволинейный канал 7 выполнен с разворотом на 180°. Трубопровод подвода топлива 5 к внутреннему топливному коллектору 4 расположен в следе за запальным устройством 2 и выведен из камеры сгорания через проточную часть 9 газосборника 8.

Предложенная конструкция работает следующим образом.

На режиме запуска в жаровую трубу 6 подается воздух. В топливные форсунки 3 через трубопровод подвода топлива 5 и внутренний топливный коллектор 4 подается топливо. Топливо в жаровую трубу 6 подается форсунками 3 в виде топливного факела 10, состоящего из отдельных капель. Выполняется розжиг запального устройства 2.

В начальной стадия запуска, когда розжиг топлива, выходящего из топливных форсунок 3, не произошел, высокотемпературные продукты сгорания из включенного запального устройства 2 проходят через тракт жаровой трубы 3

6, криволинейный канал 7 с разворотом на 180°, газосборник 8 и омывают трубопровод подвода топлива 5, расположенный в следе за запальным устройством 2. От продуктов сгорания запального устройства 2 трубопровод подвода топлива 5 нагревается и, соответственно, нагревается топливо, поступающее к топливным форсункам 3 из внутреннего топливного коллектора 4. При нагреве топлива уменьшается его вязкость, соответственно уменьшается диаметр капель в топливном факеле 10, что обеспечивает улучшение пусковых свойств камеры сгорания.

На основных режимах работы газотурбинного двигателя после выполнения запуска продукты сгорания топлива проходят через тракт жаровой трубы 6, криволинейный канал 7 с разворотом на 180°, газосборник 8 и омывают трубопровод подвода топлива 5, расположенный в следе за запальным устройством 2. От продуктов сгорания трубопровод подвода топлива 5 нагревается и, соответственно, нагревается топливо, поступающее к топливным форсункам 3 из внутреннего топливного коллектора 4. При нагреве топлива уменьшается его вязкость, соответственно уменьшается диаметр капель в топливном факеле 10, что обеспечивает повышение полноты сгорания топлива.

Таким образом, данное техническое решение позволяет обеспечить улучшение пусковых свойств камеры сгорания, повышение полноты сгорания топлива, рационально использовать внутреннее пространство двигателя и уменьшить наружный диаметр корпуса камеры сгорания и массу.

Камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая корпус, запальное устройство, топливные форсунки с внутренним топливным коллектором и трубопроводом подвода топлива, одну или несколько жаровых труб, соединенных криволинейным каналом с газосборником, отличающаяся тем, что газосборник расположен внутри корпуса над жаровой трубой, при этом поток газа до газосборника разворачивается на 180°, а трубопровод подвода топлива к внутреннему топливному коллектору расположен в следе за запальным устройством и выведен из камеры сгорания через проточную часть газосборника.



 

Похожие патенты:

Малоэмиссионная кольцевая камера сгорания для газовых турбин содержит цилиндрический тонкостенный наружный корпус и конусообразный тонкостенный внутренний корпус в виде раструба для выхлопа отработанных дымовых газов на выходе рабочего колеса турбины, которые жестко соединены между собой методом сварки при помощи тонколистовой обечайки.

Камера сгорания газовой турбины содержит жаровую трубу и закрывающую пластину. Жаровая труба и закрывающая пластина ограничивают канал для охлаждающего воздуха.

Камера (10) сгорания газотурбинного двигателя (1) содержит внутреннюю стенку (22), наружную стенку (25) и пространство (28) между внутренней стенкой (22) и наружной стенкой (25), множество демпфирующих полостей (30) для демпфирования термоакустических вибраций в газообразных продуктах сгорания, по меньшей мере один канал (50) охлаждения для охлаждающей среды, движущейся снаружи внутреннего объема (V) в тепловом контакте с внутренней стенкой (22).

Система для демпфирования динамических процессов в камере сгорания содержит микросмеситель, имеющий смесительные трубки, узел торцевой крышки, охватывающий указанные смесительные трубки и имеющий лицевую пластину и отражательную пластину, и по меньшей мере один кольцевой резонатор.

Камера сгорания газовой турбины содержит корпус, образующий внешнюю границу камеры сгорания, топливные форсунки, расположенные в корпусе и соединенные с источником топлива, жаровую трубу, проточный патрубок, переходную часть, резонатор и кольцевой канал между проточным патрубком и корпусом, причем резонатор расположен в кольцевом канале.

Изобретение относится к энергетическому машиностроению, в частности к газотурбинным двигателям, применяемым в авиации, на кораблях и наземных установках в качестве силового агрегата.

Изобретение относится к энергетике. Камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя, в которой реализовано объединение основной и форсажной камер сгорания в единую камеру.

Кольцевая камера сгорания турбомашины содержит две коаксиальные круговые стенки - внутреннюю и внешнюю, - соединенные своими расположенными выше по потоку концами посредством кольцевой стенки дна камеры, содержащей отверстия для установки систем впрыска.

Изобретение относится к энергетике. Устройство камеры сгорания с регулируемым зазором подачи охлаждающего воздуха для микрогазотурбинного двигателя содержит корпус, жаровую трубу и узел впрыска топлива, жаровая труба размещена внутри корпуса и расположена по оси камеры сгорания, причем между корпусом камеры сгорания и наружной поверхностью жаровой трубы образован кольцевой зазор воздушной рубашки, торцевой фланец.

Демпфирующее устройство для камеры сгорания газовой турбины содержит стенку с первой внутренней стенкой и второй наружной стенкой, расположенными на расстоянии друг от друга, множество охлаждающих каналов, продолжающихся по существу параллельно между первой внутренней стенкой и второй наружной стенкой, по меньшей мере один демпфирующий объем, первый проход для подачи охлаждающей среды из охлаждающего канала в демпфирующий объем и узкий проход для соединения демпфирующего объема с камерой сгорания.
Способ использования теплоты СПГ в цикле ГТУ позволяет значительно повысить эффективность использования сжиженного природного газа (СПГ) при его применении в качестве топлива для газотурбинных установок (ГТУ).

Изобретение относится к авиационным двигателям. Устройство для предварительного нагревания жидкости для питания топливных инжекторов содержит топливный контур, включающий электрический насос, управляемый электронным блоком питания.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и, в частности, к устройству подогрева топлива малоразмерного газотурбинного двигателя в условиях низких температур наружного воздуха.

Изобретение относится к энергетике. Система для постепенного окисления топлива включает в себя окислительный реактор, который имеет реакционную камеру с входным отверстием и выходным отверстием.

Газотурбинная установка содержит газотурбинный двигатель с компрессором, устройство воздухоподготовки газотурбинного двигателя, топливную систему с камерами сгорания, устройством подачи и регулирования топлива, масляную систему узлов трения газотурбинного двигателя и исполнительных агрегатов с теплообменником охлаждения масла, нагнетающим насосом, теплообменником подогрева топлива, выполненными в отдельном регулируемом циркуляционном контуре.

Изобретение относится к способу и устройству управления тепловыми выбросами летательного аппарата, содержащему планер (110) и силовую установку (112). .
Изобретение относится к области производства механической энергии в первичных тепловых двигателях роторного типа с газообразным рабочим телом, в которых повышение КПД осуществляется за счет регенерации тепла отработавших газов с использованием эндотермических процессов водно-парового преобразования углеводородного топлива.

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус, запальное устройство, топливные форсунки с внутренним топливным коллектором и трубопроводом подвода топлива, одну или несколько жаровых труб, соединенных криволинейным каналом с газосборником. Газосборник расположен внутри корпуса над жаровой трубой. Поток газа до газосборника разворачивается на 180°. Трубопровод подвода топлива к внутреннему топливному коллектору расположен в следе за запальным устройством и выведен из камеры сгорания через проточную часть газосборника. Изобретение направлено на улучшение пусковых свойств камеры сгорания, повышение полноты сгорания топлива, уменьшение наружных габаритов корпуса камеры сгорания и массы. 1 ил.

Наверх