Топливовоздушная двухзонная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к конструкциям основных камер сгорания. Топливовоздушная двухзонная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя, преимущественно работающая на жидком топливе, образующая пилотный и основной контуры и включающая форсунку в виде корпуса с каналами подачи топлива, ряд коаксиально установленных завихрителей в виде кольцевых каналов с лопатками для закрутки воздушного потока, разделитель потока топливовоздушной смеси, размещенный радиально между каналами завихрителей пилотного и основного контуров. Для распыла топлива основного контура применен центробежный тангенциальный распылитель. В пилотном контуре выполнены два канала подвода топлива. В пилотном контуре оптимальное значение коэффициента избытка воздуха на максимальном режиме работы двигателя αпуск.=0,618, a оптимальное значение коэффициента избытка воздуха в основном контуре на максимальном режиме αосн.=1/αпуск.=1,618. Выполнение разделителя потока включающим кольцевой дефлектор и полость, в которых сжатый воздух из компрессора поступает в полость и далее через перфорацию в стенке разделителя потока натекает на кольцевой дефлектор, повышает дисперсность распыла топлива, обеспечивает перемешивание на малой длине, исключает возможность образования горячих и холодных зон и уменьшает пики температур в пламени, что способствует снижению эмиссии NOx, СО, СхНу в продуктах сгорания и улучшению топливной экономичности двигателя. Применение дополнительного канала подвода топлива в пилотном контуре позволяет расширить диапазон устойчивой работы горелки на переходных режимах. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

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

Известна топливовоздушная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя (RU 2224954, МПК F23R 3/20, F02C 7/22, публ. 27.02.2004), содержащая топливную форсунку в виде корпуса с отверстиями подачи и распыла топлива, осевой и тангенциальный завихрители воздуха в виде каналов с открытыми торцами и лопатками внутри.

Недостатком известной конструкции является то, что процесс перемешивания топлива с воздухом не завершается полностью в пределах горелки. При этом реакция горения протекает частично при стехиометрическом соотношении топливо - воздух α=1, что приводит к образованию в потоке горячих и холодных зон и высоким значениям эмиссии NOx, СО, СxНу. в продуктах сгорания.

Наиболее близкой к заявляемому изобретению по технической сущности и выбранной за прототип, является топливовоздушная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя (US 6381964, МПК F23R 3/14; F23R 3/28; F23R 3/34, публ. 07.05.2002), образующая пилотный и основной контуры и включающая форсунку в виде корпуса с каналами подачи топлива, ряд коаксиально установленных завихрителей воздуха в виде кольцевых каналов с лопатками для закрутки, разделитель потока топливовоздушной смеси, размещенный радиально между каналами завихрителей пилотного и основного контуров, основной контур содержит множество отверстий впрыска топлива.

Преимуществом данной горелки является наличие богатой и бедной смесительных зон, в которых проходит предварительное перемешивание топлива с воздухом. Недостатком конструкции является неполное использование возможностей для обеспечения однородности топливовоздушной смеси основного контура, связанное с несовершенством процесса смесеобразования при локальном впрыске топлива через отверстия в воздушный поток, что, как правило, вызывает образование холодных и горячих зон в пламени и не позволяет достичь максимально низкого уровня эмиссии NOx, СО, СxНy. в продуктах сгорания. Другим недостатком является сложность конструкции и технологии изготовления.

Технической проблемой, на решение которой направлено заявленное изобретение является высокое значение эмиссии NOx, СО, СхНу в продуктах сгорания.

Техническим результатом заявленного изобретения является снижение эмиссии NOx, СО, СxНy в продуктах сгорания и улучшение топливной экономичности двигателя за счет повышения дисперсности распыла топлива основного контура топливовоздушной горелки, ускорения процесса перемешивания и, как следствие, исключения возможности образования горячих и холодных зон в пламени, кроме того, упрощение конструкции горелки и технологии изготовления.

Технический результат достигается за счет того, что в топливовоздушной двухзонной горелке камеры сгорания газотурбинного двигателя, преимущественно работающей на жидком топливе, образующей пилотный и основной контуры и включающей форсунку в виде корпуса с каналами подачи топлива, ряд коаксиально установленных завихрителей воздуха в виде кольцевых каналов с лопатками для закрутки, разделитель потока топливовоздушной смеси, размещенный радиально между каналами завихрителей пилотного и основного контуров, при этом в основном контуре, установлен центробежный тангенциальный распылитель, согласно изобретению, разделитель потока включает кольцевой дефлектор и полость, причем сжатый воздух из компрессора поступает в полость и далее через перфорацию в стенке разделителя потока натекает на кольцевой дефлектор.

Кроме того, согласно изобретения, в пилотном контуре выполнены 2 канала подвода топлива.

Кроме того, согласно изобретения, в пилотном контуре оптимальное значение коэффициента избытка воздуха на максимальном режиме работы двигателя αпуск.=0,618, а оптимальное значение коэффициента избытка воздуха в основном контуре на максимальном режиме αосн=1,618.

В предлагаемом изобретении, в отличии от прототипа, выполнение разделителя потока включающего кольцевой дефлектор и полость, в которых сжатый воздух из компрессора поступает в полость и далее через перфорацию в стенке разделителя потока натекает на кольцевой дефлектор повышает дисперсность распыла топлива, обеспечивает перемешивание на малой длине, исключает возможность образования горячих и холодных зон и уменьшает пики температур в пламени, что способствует снижению эмиссию NOx, СО, СхНу в продуктах сгорания и улучшению топливной экономичности двигателя.

Выполнение дополнительного канала подвода топлива в пилотном контуре позволяет расширить диапазон устойчивой работы горелки на переходных режимах.

На фиг. 1 изображена топливовоздушная двухзонная горелка в разрезе с двумя каналами подвода топлива

На фиг. 2 изображена топливовоздушная двухзонная горелка в разрезе с тремя каналами подвода топлива

Топливовоздушная двухзонная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя, образующая пилотный 1 и основной 2 контуры и включающая форсунку 3 в виде корпуса 4 с каналами 5, 6 (и 29) подвода топлива, ряда коаксиально установленных завихрителей воздуха 7, 8, 9 в виде кольцевых каналов с лопатками для закрутки, разделитель потока 10 топливовоздушной смеси, размещенный радиально между каналами завихрителей пилотного 1 и основного 2 контуров. Пилотный контур 1 состоит из распылителя пилотного топлива 12, завихрителя воздуха 7, распыляющего сопла пилотного контура 13 являющегося продолжением внешней трактовой стенки завихрителя воздуха 7. Разделитель потока 10 включает кольцевой дефлектор 14 и полость 15, образованную внешней трактовой стенкой завихрителя воздуха 7 и внутренней трактовой стенкой завихрителя воздуха 8. Основной контур 2 состоит из завихрителей воздуха 8, 9 и расположенного между ними центробежного тангенциального распылителя топлива 11 с камерой закручивания 16, распыляющего сопла 17. Тангенциальный завихритель 9 снабжен соплом основного контура 18, определяющим внешнюю границу горелки.

Работает топливовоздушная горелка следующим образом.

При запуске двигателя топливо поступает только в пилотный контур 1 по каналу 5 в тангенциальное отверстие 27 распылителя пилотного топлива 12. В распылителе 12 топливо закручивается в камере 28 и, выходя из сопла 19 под действием центробежных сил механически распыляется в пространство пилотного контура 1. В варианте по п. 2 топливо дополнительно поступает по каналу 29 в тангенциальное отверстие 30 распылителя пилотного топлива 12 где также закручивается в камере 28 и, выходя из сопла 19 под действием центробежных сил, механически распыляется в пространство пилотного контура 1. Одновременно сжатый воздух А из компрессора поступает через завихритель воздуха 7, закручивается и воздействием энергии потока воздуха 20 распыленное топливо 21 дополнительно распыляется в аэрозоль. Под воздействием закрученного потока завихрителем воздуха 7 в пространстве пилотного контура 1 формируется зона рециркуляции. Здесь топливовоздушная смесь воспламеняется внешним источником энергии. Коэффициент избытка воздуха - αпуск. в пилотном контуре выбирается из условия устойчивого розжига топлива как при запуске холодного двигателя в земных, так и в высотных условиях. Как правило, это богатая топливовоздушная смесь.

После розжига топлива в пилотном контуре 1 с повышением мощности двигателя топливо начинает поступать через канал 6 основного контура 2 в кольцевой канал 22 к центробежному тангенциальному распылителю топлива 11. Проходя через тангенциальные пазы центробежного тангенциального распылителя топлива 11, топливо закручивается в камере 16 и выходя из распыляющего сопла 17 кольцевой пленкой распылителя. Одновременно сжатый воздух А из компрессора поступает через завихритель воздуха 8 и тангенциальный завихритель 9. Закрученный поток завихрителя воздуха 8, проходя через распыляющее сопло 17, дополнительно распыляет топливо основного контура 23 в аэрозоль и уносит его в сторону закрученного потока 26 тангенциального завихрителя 9. Здесь аэрозоль топлива обдувается воздухом со стороны завихрителя воздуха 8 и тангенциального завихрителя 9, что обеспечивает ее быстрое перемешивание на малой длине. Коэффициент избытка воздуха в основном контуре - αосн. выбирается из условия горения смеси при температурах, обеспечивающих низкое содержание NOx, СО, СxНy в продуктах сгорания. Как правило, это бедная топливовоздушная смесь. Закрученный поток топливовоздушной смеси тангенциального завихрителя 9 формирует зону рециркуляции основного контура 2. Воспламенение топливовоздушной смеси основной зоны происходит на пересечении с пилотной зоной рециркуляции. Разделитель потока 10 имеет кольцевой дефлектор 14 определенной ширины, расположенный между соплами пилотного 19 и основного 18 контуров, благодаря удалению зоны рециркуляции основного контура 2 от зоны рециркуляции пилотного топлива, потоки смеси не смыкаются на некотором протяжении и для завершения перемешивания смеси основного контура 2 имеется некоторое время до момента воспламенения. Сжатый воздух А из компрессора также поступает в полость 15 и далее через перфорацию 24 в стенке разделителя потока 10 натекает на кольцевой дефлектор 14, охлаждает его и направляется в сторону сопла основного контура 18. Поток из-под дефлектора 25 направлен попутно потоку топлива основного контура 23 чем дополнительно разделяет зоны рециркуляции.

Таким образом выполнение разделителя потока включающего кольцевой дефлектор и полость, в которых сжатый воздух из компрессора поступает в полость и далее через перфорацию в стенке разделителя потока натекает на кольцевой дефлектор повышает дисперсность распыла топлива, обеспечивает перемешивание на малой длине, исключает возможность образования горячих и холодных зон и уменьшает пики температур в пламени, что способствует снижению эмиссию NOx, СО, СxНy. в продуктах сгорания и улучшению топливной экономичности двигателя.

Применение дополнительного канала подвода топлива в пилотном контуре позволяет расширить диапазон устойчивой работы горелки на переходных режимах.

1. Топливовоздушная двухзонная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя, преимущественно работающая на жидком топливе, образующая пилотный и основной контуры и включающая форсунку в виде корпуса с каналами подачи топлива, ряд коаксиально установленных завихрителей в виде кольцевых каналов с лопатками для закрутки воздушного потока, разделитель потока топливовоздушной смеси, размещенный радиально между каналами завихрителей пилотного и основного контуров, при этом в основном контуре установлен центробежный тангенциальный распылитель, отличающаяся тем, что разделитель потока включает кольцевой дефлектор и полость, причем сжатый воздух из компрессора поступает в полость и далее через перфорацию в стенке разделителя потока натекает на кольцевой дефлектор.

2. Топливовоздушная двухзонная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что в пилотном контуре выполнены два канала подвода топлива.

3. Топливовоздушная двухзонная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что в пилотном контуре оптимальное значение коэффициента избытка воздуха на максимальном режиме работы двигателя αпуcк.=0,618, а оптимальное значение коэффициента избытка воздуха в основном контуре на максимальном режиме αосн.=1/αпуск.=1,618.



 

Похожие патенты:

Узел (1) пускового воспламенителя для камеры (28) сгорания в газотурбинном двигателе (10) содержит пусковой воспламенитель (60), радиальный завихритель (70). Пусковой воспламенитель (60) содержит рабочую поверхность (62) головки воспламенителя, имеющую множество отверстий (2) для предварительного впрыска топлива, выполненных с возможностью подвода пилотного топлива для сгорания.

Изобретение относится к газотурбинному двигателестроению, в частности к конструкциям камер сгорания газотурбинных двигателей, наземных газотурбинных двигателей, применяемых в качестве привода нагнетателя газоперекачивающего агрегата или электрогенератора.

Предлагаемое изобретение относится к газотурбинному двигателестроению, в частности к конструкциям камер сгорания газотурбинных двигателей, наземных газотурбинных двигателей, применяемых в качестве привода нагнетателя газоперекачивающего агрегата или электрогенератора.

Изобретение относится к завихрителю, предназначенному для использования в системе сгорания газотурбинного двигателя (10), содержащему множество простирающихся в основном радиально внутрь каналов, циклически разнесенных по окружности в шахматном порядке, причем каждый канал имеет радиально внешний входной конец, радиально внутренний выходной конец, первую и вторую простирающиеся в основном радиально внутрь боковые поверхности, а также поверхность основания и верхнюю поверхность.

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.

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 газотурбинным двигателям, в частности к конструкциям основных камер сгорания. Топливовоздушная двухзонная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя, преимущественно работающая на жидком топливе, образующая пилотный и основной контуры и включающая форсунку в виде корпуса с каналами подачи топлива, ряд коаксиально установленных завихрителей в виде кольцевых каналов с лопатками для закрутки воздушного потока, разделитель потока топливовоздушной смеси, размещенный радиально между каналами завихрителей пилотного и основного контуров. Для распыла топлива основного контура применен центробежный тангенциальный распылитель. В пилотном контуре выполнены два канала подвода топлива. В пилотном контуре оптимальное значение коэффициента избытка воздуха на максимальном режиме работы двигателя αпуск.0,618, a оптимальное значение коэффициента избытка воздуха в основном контуре на максимальном режиме αосн.1αпуск.1,618. Выполнение разделителя потока включающим кольцевой дефлектор и полость, в которых сжатый воздух из компрессора поступает в полость и далее через перфорацию в стенке разделителя потока натекает на кольцевой дефлектор, повышает дисперсность распыла топлива, обеспечивает перемешивание на малой длине, исключает возможность образования горячих и холодных зон и уменьшает пики температур в пламени, что способствует снижению эмиссии NOx, СО, СхНу в продуктах сгорания и улучшению топливной экономичности двигателя. Применение дополнительного канала подвода топлива в пилотном контуре позволяет расширить диапазон устойчивой работы горелки на переходных режимах. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх