RU2790501C1 - Combustion chamber of a gas turbine engine with a front device - Google Patents
Combustion chamber of a gas turbine engine with a front device Download PDFInfo
- Publication number
- RU2790501C1 RU2790501C1 RU2022115731A RU2022115731A RU2790501C1 RU 2790501 C1 RU2790501 C1 RU 2790501C1 RU 2022115731 A RU2022115731 A RU 2022115731A RU 2022115731 A RU2022115731 A RU 2022115731A RU 2790501 C1 RU2790501 C1 RU 2790501C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel supply
- hollow receiver
- combustion chamber
- pylons
- main
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД) и может быть использовано в камерах сгорания авиационных ГТД и наземных установок. The invention relates to gas turbine engines (GTE) and can be used in the combustion chambers of aircraft gas turbine engines and ground installations.
Одной из важнейших задач при разработке камеры сгорания является снижение уровня эмиссии вредных веществ, загрязняющих атмосферу. Основное внимание уделяется снижению в продуктах сгорания оксидов азота (NOx), монооксида углерода (СО), несгоревших углеводородов (UHC) и снижению дымления (сажеобразования). Эмиссия этих веществ характерна для диффузионных камер сгорания любой тепловой машины, работающей на природном углеводородном топливе. При создании низкоэмиссионной камеры сгорания основной проблемой является достижение эффективного предварительного смешения топлива с воздухом и организация подачи в камеру обедненных гомогенизированных топливовоздушных смесей с достижением устойчивого горения при минимальном, но достаточном для эффективного сгорания, времени пребывания в зонах с высокими температурами продуктов сгорания.One of the most important tasks in the development of the combustion chamber is to reduce the level of emissions of harmful substances that pollute the atmosphere. The focus is on reducing nitrogen oxides (NO x ), carbon monoxide (CO), unburned hydrocarbons (UHC) in the combustion products and reducing smoke (soot formation). The emission of these substances is typical for diffusion combustion chambers of any heat engine operating on natural hydrocarbon fuel. When creating a low-emission combustion chamber, the main problem is to achieve efficient pre-mixing of fuel with air and organize the supply of lean homogenized air-fuel mixtures to the chamber to achieve stable combustion with a minimum, but sufficient for efficient combustion, residence time in zones with high temperatures of combustion products.
Известна система многорежимной подачи топливоздушной смеси в камеру сгорания ГТД (RU 2303199, 2003). Система содержит топливоподающие средства, расположенные между первыми и вторыми средствами подачи воздуха во внутренней кольцевой полости устройства Вентури, которая образована ближней осевой и дальней радиальной по направлению потока стенками. Топливоподающие средства содержат первый контур, снабженный, по меньшей мере, одним отверстием впрыска топлива, и несколько вторых топливоподающих контуров. Вторые топливоподающие контуры независимы от первых контуров и оснащены каждый, по меньшей мере, одним отверстием впрыска топлива для обеспечения возможности реализации нескольких независимых режимов подачи топливовоздушной смеси в соответствии с определенными режимами работы двигателя. Однако впрыск жидкого топлива в канал с закрученным воздушным потоком, способным оторваться от внутренней стенки, приводит к стабилизации пламени в зоне отрыва и может привести к прогару стенки. Кроме того, появление пламени внутри канала горелки препятствует процессу смешения топлива с воздухом и приводит к повышенному выбросу окислов азота. Known system of multi-mode supply of fuel-air mixture in the combustion chamber of the gas turbine engine (RU 2303199, 2003). The system contains fuel supply means located between the first and second air supply means in the inner annular cavity of the Venturi device, which is formed by the near axial and far radial walls in the flow direction. The fuel supply means comprise a first circuit provided with at least one fuel injection port and several second fuel supply circuits. The second fuel supply circuits are independent of the first circuits and are each equipped with at least one fuel injection hole to enable the implementation of several independent air-fuel mixture supply modes in accordance with certain engine operating modes. However, the injection of liquid fuel into a channel with a swirling air flow capable of breaking away from the inner wall leads to stabilization of the flame in the separation zone and can lead to wall burnout. In addition, the appearance of a flame inside the burner channel prevents the mixing of fuel with air and leads to an increased emission of nitrogen oxides.
Известно устройство для подготовки и подачи топливовоздушной смеси в камеру сгорания (RU 2386082, 2008). Устройство содержит систему подачи жидкого топлива, состоящую из вспомогательного и основного контуров, и сопряженных с нею воздушных каналов. Вспомогательный контур включает аксиальную форсунку с магистралью подвода топлива и воздушный внутренний канал. Над воздушным внутренним каналом расположен воздушный средний канал, состоящий из сужающегося и расширяющегося участка. На входе перед сужающимся участком расположен лопаточный завихритель, а на выходе - кольцевой стабилизатор пламени V-образной формы. Основной контур включает расположенный коаксиально над воздушным средним каналом воздушный наружный радиально-осевой канал L-образной формы, ограниченный передней и задней торцевыми стенками в виде дисков и изнутри наружной стенкой воздушного среднего канала, которая скреплена с передним диском. На входе в наружный канал между дисками установлен завихритель воздуха с лопатками и каналами между ними. Внутри воздушного наружного канала закреплен конический экран с острой кромкой на выходе. Однако конический экран препятствует эффективному смешению топливовоздушной смеси в данном устройстве. Так же поток воздуха, формируемый средним каналом на конфузорном его участке, обжимает выходящую из него топливовоздушную смесь, предотвращая ее распад с образованием осевой зоны обратных токов, которая необходима для стабилизации пламени. На расширяющемся участке сопла топливовоздушная смесь распадается с образованием неустойчивой, плохо снабжаемой топливом кольцевой тороидальной зоны обратных токов, геометрические и режимные параметры которой зависят от параметров закрутки потоков и соотношения расходов воздуха, вытекающего из внутреннего и среднего каналов. Немного исправляет положение V-образный стабилизатор пламени, расположенный в конце сопла, поскольку фиксированная за ним область обратных токов объединяется с кольцевой зоной обратных токов, делая ее более стабильной. Однако сделать стабилизатор пламени и зону стабилизации за ним нужного, относительно большого размера в данной конструкции устройства из-за ограниченного поперечного размера камеры сгорания затруднительно.A device for preparing and supplying an air-fuel mixture to a combustion chamber is known (RU 2386082, 2008). The device contains a liquid fuel supply system, consisting of an auxiliary and main circuits, and air channels associated with it. The auxiliary circuit includes an axial nozzle with a fuel supply line and an internal air channel. Above the air inner channel there is an air middle channel, consisting of a narrowing and expanding section. At the inlet in front of the tapering section there is a vane swirler, and at the outlet there is an annular V-shaped flame stabilizer. The main contour includes an L-shaped outer radial-axial air channel located coaxially above the air middle channel, limited by the front and rear end walls in the form of disks and from the inside by the outer wall of the middle air channel, which is fastened to the front disk. An air swirler with blades and channels between them is installed at the inlet to the outer channel between the disks. A conical screen with a sharp edge at the outlet is fixed inside the outer air channel. However, the conical screen prevents efficient mixing of the air-fuel mixture in this device. Also, the air flow formed by the middle channel on its confuser section compresses the air-fuel mixture coming out of it, preventing its decay with the formation of an axial zone of reverse currents, which is necessary to stabilize the flame. In the expanding section of the nozzle, the air-fuel mixture breaks up with the formation of an unstable, poorly fueled annular toroidal zone of reverse currents, the geometric and operating parameters of which depend on the flow swirl parameters and the ratio of air flow rates flowing from the inner and middle channels. The V-shaped flame stabilizer located at the end of the nozzle slightly corrects the situation, since the region of reverse currents fixed behind it is combined with the annular zone of reverse currents, making it more stable. However, it is difficult to make the flame stabilizer and the stabilization zone behind it of the desired, relatively large size in this design of the device due to the limited transverse size of the combustion chamber.
Наиболее близким аналогом, выбранным в качестве прототипа, является кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая жаровую трубу, фронтовое устройство, установленное на входе в жаровую трубу, выполненное в виде полого ресивера, расположенного в плоскости, проходящей через ось жаровой трубы камеры сгорания, на боковых поверхностях которого расположены пилоны клиновидной формы, основную и дополнительную системы топливоподачи, каждая из которых имеет соответствующие подводящие топливопроводы, патрубки и коллекторы с распылительными отверстиями (RU 2343356, 2007). В известном техническом решении фронтовое устройство содержит полый кольцевой стабилизатор пламени Δ-образного сечения, обращенный передней кромкой со сквозными отверстиями в сторону диффузора, и размещенные с зазором на его боковых стенках радиальные стабилизаторы пламени, ограниченные по свободным концам обечайками жаровой трубы. Недостатком известного технического решения является невозможность создания гомогенизированной бедной топливовоздушной смеси из-за самовоспламенения топлива в рассматриваемой конструкции топливовоздушного модуля фронтового устройства до окончания периода смешения с большими уровнями неравномерности полей концентраций топлива, а, следовательно, с большими уровнями эмиссии оксида азота (NOx). Кроме того, радиальная неравномерность полей концентраций топлива приведет к необходимости увеличения длины перемешивания и выгорания, что способствует дополнительному росту эмиссионных характеристик и увеличению длины жаровой трубы. Помимо этого, высокая концентрация топлива вблизи зоны обратного тока полого кольцевого стабилизатора пламени приводит к росту сажеобразования в этой зоне.The closest analogue, selected as a prototype, is an annular combustion chamber of a gas turbine engine containing a flame tube, a front device installed at the inlet to the flame tube, made in the form of a hollow receiver located in a plane passing through the axis of the flame tube of the combustion chamber, on the side on the surfaces of which there are wedge-shaped pylons, main and additional fuel supply systems, each of which has corresponding fuel supply lines, branch pipes and manifolds with spray holes (RU 2343356, 2007). In the known technical solution, the front device contains a hollow annular flame stabilizer of Δ-shaped section, facing the front edge with through holes towards the diffuser, and radial flame stabilizers placed with a gap on its side walls, limited at the free ends by the shells of the flame tube. The disadvantage of the known technical solution is the impossibility of creating a homogenized lean air-fuel mixture due to self-ignition of the fuel in the considered design of the air-fuel module of the front device before the end of the mixing period with high levels of uneven fuel concentration fields, and, consequently, with high levels of nitrogen oxide (NO x ) emission. In addition, the radial non-uniformity of the fuel concentration fields will lead to the need to increase the length of mixing and burnout, which contributes to an additional increase in emission characteristics and an increase in the length of the flame tube. In addition, a high concentration of fuel near the reverse flow zone of the hollow annular flame stabilizer leads to an increase in soot formation in this zone.
Техническая проблема, решаемая заявленным изобретением, заключается в повышении экологических характеристик камеры сгорания.The technical problem solved by the claimed invention is to improve the environmental performance of the combustion chamber.
Технический результат, обеспечивающийся предлагаемым изобретением, заключается в снижении эмиссии оксида азота (NOx), а также в устранении эмиссии монооксида углерода (СО), несгоревших углеводородов (UHC) и сажеобразования.The technical result provided by the invention is to reduce the emission of nitrogen oxide (NO x ), as well as to eliminate the emission of carbon monoxide (CO), unburned hydrocarbons (UHC) and soot formation.
Заявленный технический результат достигается за счет того, что камера сгорания газотурбинного двигателя с фронтовым устройством содержит жаровую трубу, фронтовое устройство, установленное на входе в жаровую трубу, выполненное в виде полого ресивера, расположенного в плоскости, проходящей через ось жаровой трубы камеры сгорания, на боковых поверхностях которого расположены пилоны клиновидной формы, основную и дополнительную системы топливоподачи, каждая из которых имеет соответствующие подводящие топливопроводы, патрубки и коллекторы с распылительными отверстиями, полый ресивер выполнен в виде двух боковых стенок, соединенных с одной стороны скругленной стенкой, а с другой стороны плоской стенкой, обращенной к жаровой трубе, полость полого ресивера разделена на две части, одна из которых является коллектором основной системы топливоподачи, а другая коллектором дополнительной системы топливоподачи, пилоны выполнены в виде двух боковых стенок, соединенных стыковочными поверхностями, скругленной поверхностью и задним плоским торцом, обращенным к жаровой трубе, пилоны установлены на боковых стенках полого ресивера радиально относительно жаровой трубы камеры сгорания, причем внутренняя полость пилона сообщена с полостью полого ресивера, полость каждого пилона и полость полого ресивера снабжены дефлекторами с равномерно распределенными на них отверстиями, подводящие топливопроводы основной и дополнительной систем топливоподачи расположены перед фронтовым устройством в сечении, проходящем через ось полого ресивера, и соединены патрубками со скругленной стенкой полого ресивера, при этом патрубки основной и дополнительной систем топливоподачи соединены с соответствующими коллекторами, распылительные отверстия основной системы топливоподачи расположены на задних торцах пилонов, а распылительные отверстия дополнительной системы топливоподачи расположены на плоской стенке полого ресивера.The claimed technical result is achieved due to the fact that the combustion chamber of a gas turbine engine with a front device contains a flame tube, a front device installed at the entrance to the flame tube, made in the form of a hollow receiver located in a plane passing through the axis of the flame tube of the combustion chamber, on the side on the surfaces of which there are wedge-shaped pylons, the main and additional fuel supply systems, each of which has corresponding fuel supply lines, nozzles and manifolds with spray holes, the hollow receiver is made in the form of two side walls connected on one side by a rounded wall, and on the other side by a flat wall facing the flame tube, the cavity of the hollow receiver is divided into two parts, one of which is the manifold of the main fuel supply system, and the other is the manifold of the additional fuel supply system, the pylons are made in the form of two side walls connected by mating surfaces, round pylons are installed on the side walls of the hollow receiver radially relative to the combustion chamber flame tube, and the inner cavity of the pylon is in communication with the cavity of the hollow receiver, the cavity of each pylon and the cavity of the hollow receiver are equipped with deflectors with evenly distributed on them holes, the fuel supply lines of the main and additional fuel supply systems are located in front of the front device in a section passing through the axis of the hollow receiver, and are connected by branch pipes with a rounded wall of the hollow receiver, while the branch pipes of the main and additional fuel supply systems are connected to the corresponding manifolds, the spray holes of the main fuel supply system are located on the rear ends of the pylons, and the spray holes of the additional fuel supply system are located on the flat wall of the hollow receiver.
Ширина стыковочной поверхности пилона у заднего торца может составлять от 0,4 до 0,5 ширины плоской стенки полого ресивера, обращенной к жаровой трубе камеры сгорания.The width of the docking surface of the pylon at the rear end can be from 0.4 to 0.5 of the width of the flat wall of the hollow receiver facing the flame tube of the combustion chamber.
Расстояние между боковыми стенками пилонов у их задних торцов может составлять от 0,1 до 0,2 ширины задних торцов стыковочной поверхности пилонов.The distance between the side walls of the pylons at their rear ends can be from 0.1 to 0.2 of the width of the rear ends of the docking surface of the pylons.
Ширина плоской стенки полого ресивера, обращенного к жаровой трубе камеры, может рассчитываться по формуле:The width of the flat wall of the hollow receiver facing the flame tube of the chamber can be calculated by the formula:
где:Where:
Wв - скорость воздуха, м/с;W in - air speed, m/s;
a - коэффициент температуропроводности, м2/c;a - coefficient of thermal diffusivity, m 2 / s;
Un - нормальная скорость распространения пламени, м/с;U n - normal flame propagation speed, m/s;
α; β; γ - соответственно степени влияния давления, температуры воздуха и температуры топлива на стабилизацию пламени.α; β; γ - respectively, the degree of influence of pressure, air temperature and fuel temperature on flame stabilization.
Расстояние между осями распылительных отверстий дополнительной системы топливоподачи может составлять от 5 до 7 величин их диаметра, а расстояние между осями распылительных отверстий основной системы топливоподачи может составлять от 1,5 до 2,5 ширины задних торцов пилонов.The distance between the axes of the spray holes of the additional fuel supply system can be from 5 to 7 times their diameter, and the distance between the axes of the spray holes of the main fuel supply system can be from 1.5 to 2.5 of the width of the rear ends of the pylons.
Существенность отличительных признаков заявляемого технического решения подтверждается тем, что только совокупность всех конструктивных признаков, описывающая изобретение, достаточна для решения указанной технической проблемы и достижения заявленного технического результата.The significance of the distinctive features of the proposed technical solution is confirmed by the fact that only the totality of all design features describing the invention is sufficient to solve the specified technical problem and achieve the claimed technical result.
Настоящее изобретение поясняется последующим подробным описанием конструкции камеры сгорания газотурбинного двигателя с фронтовым устройством и ее работы со ссылкой на иллюстрации, представленные на фиг. 1-8, где:The present invention will be explained by the following detailed description of the design of the combustion chamber of a gas turbine engine with a front device and its operation with reference to the illustrations presented in Figs. 1-8 where:
на фиг. 1 изображен продольный разрез камеры сгорания ГТД с фронтовым устройством и жаровой трубой;in fig. 1 shows a longitudinal section of the combustion chamber of a gas turbine engine with a front device and a flame tube;
на фиг. 2 - общий вид фронтового устройства;in fig. 2 - general view of the front device;
на фиг. 3 - вид сверху на фронтовое устройство;in fig. 3 - top view of the front device;
на фиг. 4 - разрез А-А фронтового устройства на фиг. 3;in fig. 4 is a section A-A of the front device in FIG. 3;
на фиг. 5 - разрез Б-Б фронтового устройства на фиг. 3;in fig. 5 is a section B-B of the front device in FIG. 3;
на фиг. 6 - вид на фронтовое устройство со стороны жаровой трубы,in fig. 6 - view of the front device from the side of the flame tube,
на фиг. 7 - полый ресивер;in fig. 7 - hollow receiver;
на фиг. 8 - пилон;in fig. 8 - pylon;
Камера сгорания газотурбинного двигателя с фронтовым устройством, содержит жаровую трубу 1, фронтовое устройство 2, установленное на входе в жаровую трубу 1 (фиг. 1). Фронтовое устройство 2 выполнено в виде полого ресивера 3, расположенного в плоскости, проходящей через ось жаровой трубы 1 камеры сгорания (фиг. 2). На боковых стенках 4 полого ресивера 3 расположены пилоны 5 клиновидной формы. Фронтовое устройство 2 содержит основную и дополнительную системы топливоподачи, каждая из которых имеет соответствующие подводящие топливопроводы 6, 7, патрубки 8, 9 (фиг. 3), соединенные с соответствующими коллекторами 10, 11, и распылительные отверстия 12, 13 (фиг. 4, 5). Подводящие топливопроводы 6, 7 основной и дополнительной систем топливоподачи расположены перед фронтовым устройством 2 в сечении, проходящем через ось полого ресивера 3, и соединены патрубками 8, 9 со скругленной стенкой 14 полого ресивера 3. Распылительные отверстия 12 основной системы топливоподачи расположены на задних торцах 15 пилонов 5, а распылительные отверстия 13 дополнительной системы топливоподачи расположены на плоской стенке 16 полого ресивера 3 (фиг. 6). Расстояние Н между осями распылительных отверстий 12 диаметром d основной системы топливоподачи составляет от 1,5 до 2,5 ширины С задних торцов 15 пилонов 5. Распылительные отверстия 13 дополнительной системы топливоподачи расположены на плоской стенке 16 полого ресивера 3. Расстояние S между осями распылительных отверстий 13 дополнительной системы топливоподачи составляет от 5 до 7 величин их диаметра D.The combustion chamber of a gas turbine engine with a front device contains a flame tube 1, a
Полый ресивер 3 выполнен в виде двух боковых стенок 4, соединенных с одной стороны скругленной стенкой 14, а с другой стороны плоской стенкой 16, обращенной к жаровой трубе 1 (фиг. 7). Ширина В плоской стенки 16 полого ресивера 3, обращенного к жаровой трубе 1 камеры сгорания, рассчитывается по формуле (1). Полость полого ресивера 3 разделена на две части, одна из которых является коллектором 10 основной системы топливоподачи, а другая коллектором 11 дополнительной системы топливоподачи.The
Пилоны 5 выполнены в виде двух боковых стенок 17, соединенных стыковочными поверхностями 18, скругленной поверхностью 19 и задним плоским торцом 15, обращенным к жаровой трубе 1 (фиг. 8). Ширина С стыковочной поверхности 18 пилона 5 у заднего торца 15 составляет от 0,4 до 0,5 ширины В плоской стенки 16 полого ресивера 3, обращенной к жаровой трубе 1 камеры сгорания. Пилоны 5 установлены на боковых стенках 4 полого ресивера 3 радиально относительно жаровой трубы 1 камеры сгорания. Расстояние 5 между боковыми стенками 17 пилонов 5 у их задних торцов 15 составляет от 0,1 до 0,2 ширины С стыковочной поверхности 18 у задних торцов 15 пилонов 5. Внутренняя полость пилонов 5 сообщена с полостью полого ресивера 3. Полость каждого пилона 5 и полость полого ресивера 3 снабжены дефлекторами 20, 21 с равномерно распределенными на них отверстиями 22, 23.
На входе в камеру сгорания ГТД установлен диффузор компрессора 24.A
Камера сгорания газотурбинного двигателя с фронтовым устройством работает следующим образом. В режиме запуска на вход камеры сгорания подается поток воздуха с низкими параметрами по скорости, температуре и давлению, который через диффузор компрессора 24 поступает в полость перед фронтовым устройством 2, а оттуда в каналы вокруг жаровой трубы 1 и во фронтовое устройство 2. На этом режиме в топливопривод 7 дополнительной системы топливоподачи подается пилотное топливо, например водород, которое через патрубок 9 дополнительной системы топливоподачи попадает в коллектор 11 дополнительной системы топливоподачи, затем проходит через отверстия 22 дефлектора 20, а оттуда через распылительные отверстия 13 дополнительной системы топливоподачи подается в зону обратных токов полого ресивера 3, сформированную потоком воздуха при обтекании его плоской стенки 16. Взаимодействие и смешение струй топлива с воздухом в зону обратных токов полого ресивера 3 создает в этой зоне благоприятные для воспламенения и горения концентрации топливовоздушной смеси. При воспламенении и стабилизации горения топливовоздушной смеси в зоне обратных токов с помощью воспламенителя (не показан на фигурах) формируется начальный теплоподвод в камеру сгорания, обеспечивающий дальнейшую раскрутку турбиной ротора ГТД до режима малого газа. На этих дроссельных режимах работы процесс горения в камере сгорания протекает по диффузионному механизму, при котором процесс горения происходит при высоких стехиометрических температурах, способствующих образованию оксида азота (NOx), но минимизация эмиссии оксидов азота в камере сгорания обеспечивается на этих режимах за счет применения водорода, обладающего высокими кинетическими характеристиками, способствующими выбору минимальных размеров и времени пребывания в зоне обратных токов за полым ресивером 3. По оценкам, время пребывания в зоне обратных токов за полым ресивером 3 фронтового устройства 2 примерно в 10 раз меньше времени пребывания в зоне обратных токов камеры сгорания известных ГТД на керосине, где зона обратных токов формируется с помощью закрутки потока воздуха. Исходя из этого, примерно в 10 раз меньше может быть и эмиссия оксида азота (NOx) в камере сгорания с предложенным фронтовым устройством на режимах малого газа.The combustion chamber of a gas turbine engine with a front device operates as follows. In the start mode, an air flow with low parameters in terms of speed, temperature and pressure is supplied to the combustion chamber inlet, which enters the cavity in front of the
При переходе на основные режимы работы ГТД (режим взлета и крейсерского полета), требующие увеличения расхода топлива, приводящего к раскрутке ротора ГТД и росту всех основных параметров на входе в камеру сгорания (температура воздуха превышает 900К, степень повышения давления более 45 бар), к «пилотному» топливу добавляется подача основного топлива, например, водорода, в топливопровод 6 основной системы топливоподачи. Основное топливо из топливопровода 6 основной системы топливоподачи через патрубок 8 основной системы топливоподачи попадает в коллектор 10 основной системы топливоподачи, далее через сообщенную внутреннюю полость пилона 5 с полостью полого ресивера 3, поступает в пилоны 5 и далее для равномерного распределения топлива проходит через отверстия 23, расположенные в дефлекторе 21, из которых топливо попадает на вход в распылительные отверстия 12 основной системы топливоподачи и истекает в зоны обратных токов, формируемые за пилонами 5 фронтового устройства 2. Коллекторы 10, 11 и дефлекторы 20, 21 обеспечивают выравнивание величин расхода топлива перед распылительными отверстиями 12, 13, что способствует обеспечению равномерности концентрации топлива на выходе из фронтового устройства 2. Подача топлива через распылительные отверстия 12 основной системы топливоподачи в зоны обратных токов за пилонами 5 приводит к интенсивному перемешиванию топлива с воздухом и формированию гомогенизированной богатой топливовоздушной смеси в этих зонах. Выбор минимальных, но достаточных для изготовления поперечных размеров пилонов 5, несмотря на высокие температуры и давления газа в камере сгорания на этих режимах, обеспечивает формирование малых по размерам и времени пребывания газа зон обратных токов, при которых успевают протекать процессы перемешивания топлива с воздухом и происходить предпламенные эндотермические (без выделения тепла) процессы, но не успевают реализовываться экзотермические (с выделением тепла) процессы. Близость расположения пилонов 5 друг относительно друга приводит к быстрому на короткой длине перемешиванию богатой топливовоздушной смеси из зон обратных токов пилонов 5 с воздухом, протекающим в зазорах между пилонами 5, и окончательно формирует бедную гомогенную топливовоздушную смесь на близком расстоянии по потоку от фронтового устройства 2. Ко времени формирования гомогенизированной бедной топливовоздушной смеси заканчивается время протекания предпламенных и начинают реализовываться пламенные экзотермические процессы горения. Поскольку экзотермические процессы реализуются в бедной топливовоздушной смеси, температура реакций при этом значительно ниже максимальной - стехиометрической, что обеспечивает значительное снижение эмиссионных характеристик. Снижению эмиссии оксида азота (NOx) способствует также минимизация времени пребывания продуктов сгорания в потоке воздуха в камере сгорания.When switching to the main operating modes of the gas turbine engine (take-off and cruising flight), which require an increase in fuel consumption, leading to the spin-up of the gas turbine rotor and an increase in all the main parameters at the inlet to the combustion chamber (air temperature exceeds 900K, the degree of pressure increase is more than 45 bar), to "pilot" fuel is added to the supply of the main fuel, such as hydrogen, in the
В предлагаемой конструкции камеры сгорания ГТД с фронтовым устройством режимы запуска и малого газа ГТД обеспечиваются при подаче части топлива в топливопровод 7 дополнительной системы топливоподачи и в полый ресивер 3 фронтового устройства 2. Основные режимы работы ГТД (взлет, крейсерский полет и заход на посадку) обеспечиваются при подаче меньшей части топлива (до 25%) в полый ресивер 3 и, большей части (до 75%), в пилоны 5 через топливопривод 6 основной системы топливоподачи.In the proposed design of the combustion chamber of a gas turbine engine with a front device, the start and idle modes of the gas turbine engine are provided when part of the fuel is supplied to the
Предложенная конструкция камеры сгорания ГТД с фронтовым устройством обеспечивает интенсивное смешение топлива с воздухом в малоразмерных, но многочисленных зонах обратных токов за пилонами 5. В следствии этого исключается процесс горения в этих зонах, переводя поток из зон обратных токов, имеющих относительно низкие скорости и большие промежутки времени пребывания в этих зонах, в высокоскоростной поток воздуха ниже по течению от зоны обратных токов. Таким образом минимизируется время пребывания потока в зонах обратных токов и эмиссия оксида азота (NOx) на основных режимах работы ГТД. В соответствии с расчетными исследованиями на основных режимах работы удается снизить температуру пламени ниже стехиометрической на 300-500 К, что, по оценкам, позволит снизить эмиссию оксида азота (NOx) в 3-5 раз на основных режимах работы и, кроме того, позволит уменьшить проблемы охлаждения стенок жаровой трубы и снизить расход охлаждающего воздуха. Расчетные исследования показали, что разработанная конструкция камеры сгорания ГТД с фронтовым устройством работоспособна при ограничениях потерь полного давления не более 3% от давления за компрессором, что соответствует потерям в лучших образцах авиационных камер сгорания.The proposed design of the gas turbine engine combustion chamber with a front device provides intensive mixing of fuel with air in small-sized, but numerous reverse flow zones behind
Таким образом, предложенная камера сгорания ГТД с фронтовым устройством обеспечивает существенное снижение эмиссии оксида азота (NOx) как на дроссельных режимах работы, так и на основных, наиболее напряженных режимах, за счет минимизации времени пребывания на дроссельных режимах и за счет существенного снижения температур в зоне горения при организации горения бедных заранее перемешанных топливовоздушных смесей в потоке воздуха на основных режимах работы ГТД. Кроме того, применение водорода в качестве топлива вместо углеводородных горючих полностью исключит выбросы монооксида углерода (СО), несгоревших углеводородов (UHC) и сажеобразования в продуктах сгорания ГТД.Thus, the proposed combustion chamber of a GTE with a frontal device provides a significant reduction in the emission of nitrogen oxide (NO x ) both in throttle operating modes and in the main, most intense modes, by minimizing the residence time in throttle modes and due to a significant decrease in temperatures in the combustion zone when organizing the combustion of lean pre-mixed air-fuel mixtures in an air stream at the main operating modes of the gas turbine engine. In addition, the use of hydrogen as a fuel instead of hydrocarbon fuels will completely eliminate emissions of carbon monoxide (CO), unburned hydrocarbons (UHC) and soot formation in the combustion products of gas turbine engines.
Claims (13)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2790501C1 true RU2790501C1 (en) | 2023-02-21 |
Family
ID=
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2289068C2 (en) * | 2004-11-30 | 2006-12-10 | Открытое Акционерное Общество "Силовые Машины - Зтл, Лмз, Электросила, Энергомашэкспорт" (Оао "Силовые Машины") | Device for supplying fuel |
| RU2343356C1 (en) * | 2007-05-21 | 2009-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Annular combustion chamber of gas-turbine engine and method of its operation |
| RU2386082C1 (en) * | 2008-09-22 | 2010-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Device for preparing air-and-fuel mixture to be supplied to combustion chamber |
| RU2561754C1 (en) * | 2014-02-12 | 2015-09-10 | Открытое акционерное общество "Газпром" | Ring combustion chamber of gas-turbine engine and its operation method |
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2289068C2 (en) * | 2004-11-30 | 2006-12-10 | Открытое Акционерное Общество "Силовые Машины - Зтл, Лмз, Электросила, Энергомашэкспорт" (Оао "Силовые Машины") | Device for supplying fuel |
| RU2343356C1 (en) * | 2007-05-21 | 2009-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Annular combustion chamber of gas-turbine engine and method of its operation |
| RU2386082C1 (en) * | 2008-09-22 | 2010-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Device for preparing air-and-fuel mixture to be supplied to combustion chamber |
| RU2561754C1 (en) * | 2014-02-12 | 2015-09-10 | Открытое акционерное общество "Газпром" | Ring combustion chamber of gas-turbine engine and its operation method |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3948083B1 (en) | Staged igniter for a gas turbine combustor and method of operataing the same | |
| US6826913B2 (en) | Airflow modulation technique for low emissions combustors | |
| US8925325B2 (en) | Recirculating product injection nozzle | |
| US3931707A (en) | Augmentor flameholding apparatus | |
| EP2241816A2 (en) | Dual orifice pilot fuel injector | |
| US20090320484A1 (en) | Methods and systems to facilitate reducing flashback/flame holding in combustion systems | |
| JPH04244511A (en) | Two stage v-shaped gutter fuel injection and mixing device | |
| CN110686275B (en) | Combustion chamber flame stabilizing structure for reinforcing mixing and flame propagation | |
| CN111396927B (en) | Two-dimensional array low-pollution combustion device without traditional swirler | |
| US10288291B2 (en) | Air-shielded fuel injection assembly to facilitate reduced NOx emissions in a combustor system | |
| JP2002168449A (en) | Mixer having plurality of swirlers | |
| JP2003510549A (en) | Variable premixed lean burn combustor | |
| RU2686652C2 (en) | Method for operation of combustion device for gas turbine and combustion device for gas turbine | |
| RU2439435C1 (en) | Gte combustion chamber front device fuel-air module | |
| US20230304666A1 (en) | Dual fuel gas turbine engine pilot nozzles | |
| RU2790501C1 (en) | Combustion chamber of a gas turbine engine with a front device | |
| CN115839506A (en) | Hydrogen-rich fuel low-emission layered cyclone combustion chamber | |
| EP3022492A1 (en) | Combustion system, apparatus and method | |
| JP3511075B2 (en) | Low-pollution combustor and combustion control method thereof | |
| GB2072827A (en) | A tubo-annular combustion chamber | |
| RU2802115C1 (en) | Gas turbine combustion chamber | |
| CN115875693B (en) | Combustion chamber integrated with head of gas turbine and gas turbine power generation system | |
| CN117469697A (en) | Gas-liquid dual-fuel afterburner and aeroengine | |
| JP2723488B2 (en) | Afterburner for aircraft engine | |
| CN118669825A (en) | Hydrogen fuel afterburner |