RU2773718C2

RU2773718C2 - Combustion chamber of a gas turbine engine

Info

Publication number: RU2773718C2
Application number: RU2020134511A
Authority: RU
Inventors: Виктор Георгиевич Самаркин; Андрей Анатольевич Попов; Алексей Викторович Зоричев
Filing date: 2020-10-20
Publication date: 2022-06-08

Abstract

FIELD: engine building.

SUBSTANCE: invention relates to gas turbine engines (GTE) and can be used in annular combustion chambers of aircraft GTE. Combustion chamber of a gas turbine engine containing a compressor and a compressor turbine, comprises a rotating nozzle secured on the rotor of the turbocharger. Additionally installed in the combustion chamber is a deflector assembly consisting of two disk-type deflectors: a stationary one with fixed blades and a rotating one with mobile blades. The stationary deflector has a smooth curved shape and is attached to the front wall of the combustion chamber with the inner annular surface thereof. The rotating deflector is attached to the cylindrical surface of the rotating nozzle with the inner annular surface thereof, and holes are made thereon to ensure inflow of air into the inner cavity of the deflector assembly. Blades are located on the peripheral parts of the inner surfaces of both deflectors along the circumferences in the radial direction. Two rows of radial holes are made on the cylindrical surface of the rotating nozzle, the peripheral part of the stationary deflector is located in the plane of rotation of the left row of radial holes, and the mobile blades of the rotating deflector are located in the plane of rotation of the right row of radial holes.

EFFECT: uniformity of the resulting fuel-air mixture, increase in the completeness of fuel combustion, reduction of hazardous atmospheric emissions, fuel conservation.

1 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД) и может быть использовано в кольцевых камерах сгорания авиационных ГТД.The invention relates to gas turbine engines (GTE) and can be used in the annular combustion chambers of aircraft gas turbine engines.

Известна кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая корпус, жаровую трубу, имеющую наружный и внутренний кожухи с воздушными отверстиями и перегородку, разделяющую объем камеры на центральную и периферийную части, вращающуюся форсунку, расположенную в центральной части. Перегородка такой камеры сгорания выполнена двойной цилиндрической формы, а вращающаяся форсунка расположена диаметрально напротив цилиндрической перегородки (патент РФ № 2117874, МПК F23R 3/38, опубл. 20.08.1998 г.).An annular combustion chamber of a gas turbine engine is known, comprising a housing, a flame tube having outer and inner casings with air holes and a partition separating the volume of the chamber into a central and peripheral parts, a rotating nozzle located in the central part. The partition of such a combustion chamber is made of double cylindrical shape, and the rotating nozzle is located diametrically opposite the cylindrical partition (RF patent No. 2117874, IPC F23R 3/38, publ. 20.08.1998).

Недостатком данной камеры сгорания являются ее низкие эксплуатационные характеристики из-за недостаточно интенсивного перемешивания топлива с воздухом, что обусловлено отсутствием элементов конструкции, обеспечивающих вихреобразование потоков воздуха.The disadvantage of this combustion chamber is its low performance due to insufficiently intensive mixing of fuel with air, which is due to the lack of structural elements that provide vortex formation of air flows.

Наиболее близкой к заявляемой конструкции является камера сгорания газотурбинной установки, которая содержит компрессор, турбину компрессора, камеру сгорания с вращающейся форсункой, закрепленной на роторе турбокомпрессора, при этом форсунка содержит неподвижный конический диск с размещенными на нем кольцевым коллектором и радиальными трубками подачи топлива в зону горения, при этом радиальные трубки выполнены равнорасположенными по окружности, форсунка имеет соосный неподвижному диску вращающийся конический диск, при этом на конусной поверхности вращающегося диска, обращенной к неподвижному диску, расположены многозаходные винтовые каналы, образуемые винтовыми гребнями (патент РФ № 2328658, МПК F23R 3/38, опубл. 10.07.2008 г.).Closest to the claimed design is the combustion chamber of a gas turbine plant, which contains a compressor, a compressor turbine, a combustion chamber with a rotating nozzle mounted on the turbocharger rotor, while the nozzle contains a fixed conical disk with an annular manifold placed on it and radial fuel supply pipes to the combustion zone , while the radial tubes are made equally spaced around the circumference, the nozzle has a rotating conical disk coaxial to the fixed disk, while on the conical surface of the rotating disk facing the fixed disk, there are multi-threaded helical channels formed by helical ridges (RF patent No. 2328658, IPC F23R 3/ 38, published 07/10/2008).

Недостатком данного технического решения является низкие эксплуатационные характеристики камеры из-за недостаточно интенсивного перемешивания топлива с воздухом, что обусловлено отсутствием элементов конструкции, обеспечивающих вихреобразование потоков воздуха.The disadvantage of this technical solution is the low performance of the chamber due to insufficiently intensive mixing of fuel with air, which is due to the lack of structural elements that provide vortex formation of air flows.

Задачей изобретения является усовершенствование конструкции камеры сгорания газотурбинной установки, позволяющее повысить ее эксплуатационные характеристики.The objective of the invention is to improve the design of the combustion chamber of a gas turbine plant, allowing to improve its performance.

Техническим результатом изобретения является повышение эксплуатационных характеристик камеры сгорания за счет внедрения и взаимного расположения конструктивных элементов, обеспечивающих предварительное испарение топлива, предварительное смешивание топлива с воздухом, вихреобразование для лучшего перемешиванию всех компонентов топливовоздушной смеси. Тем самым достигается однородность получаемой топливовоздушной смеси, повышение полноты сгорания топлива, уменьшение вредных выбросов в атмосферу, экономия топлива.The technical result of the invention is to improve the performance of the combustion chamber due to the introduction and mutual arrangement of structural elements that provide preliminary evaporation of the fuel, preliminary mixing of the fuel with air, vortex formation for better mixing of all components of the air-fuel mixture. This achieves homogeneity of the resulting air-fuel mixture, an increase in the completeness of fuel combustion, a reduction in harmful emissions into the atmosphere, and fuel economy.

Технический результат достигается тем, что камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащего компрессор, турбину компрессора, содержит вращающуюся форсунку, закрепленную на роторе турбокомпрессора, при этом дополнительно в ней установлен, состоящий из двух дефлекторов дискового вида, стационарного с неподвижными лопатками и вращающегося с подвижными лопатками, дефлекторный узел, стационарный дефлектор имеет плавную изогнутую форму и своей внутренней кольцевой поверхностью прикреплен к передней стенке камеры сгорания, а вращающийся дефлектор внутренней кольцевой поверхностью прикреплен к цилиндрической поверхности вращающейся форсунки и на нем выполнены отверстия для притока воздуха во внутреннюю полость дефлекторного узла, лопатки расположены на периферийных частях внутренних поверхностей обоих дефлекторов по окружностям в радиальном направлении, на цилиндрической поверхности вращающейся форсунки размещены два ряда радиальных отверстий, периферийная часть стационарного дефлектора расположена в плоскости вращения левого ряда радиальных отверстий, а подвижные лопатки вращающегося дефлектора расположены в плоскости вращения правого ряда радиальных отверстий.The technical result is achieved by the fact that the combustion chamber of a gas turbine engine containing a compressor, a compressor turbine, contains a rotating nozzle fixed on the rotor of the turbocharger, while additionally it is installed, consisting of two deflectors of a disk type, stationary with fixed blades and rotating with movable blades, deflector assembly, the stationary deflector has a smooth curved shape and is attached to the front wall of the combustion chamber with its inner annular surface, and the rotating deflector is attached to the cylindrical surface of the rotating nozzle with its inner annular surface and holes are made on it for air flow into the internal cavity of the deflector assembly, the blades are located on peripheral parts of the inner surfaces of both deflectors along the circles in the radial direction, two rows of radial holes are placed on the cylindrical surface of the rotating nozzle, the peripheral part of the stationary deflector p is located in the plane of rotation of the left row of radial holes, and the movable blades of the rotating deflector are located in the plane of rotation of the right row of radial holes.

На фиг. 1 показан общий вид газотурбинного двигателя с камерой сгорания, содержащей вращающуюся форсунку и размещенный над ней дефлекторный узел. Газотурбинный двигатель состоит из корпуса 5, ротора турбокомпрессора, образованного компрессором 10, турбиной компрессора 3, соединенных валом 7, камеры сгорания 6, свободной турбины 2, приводящей редуктор 1. Перед турбиной компрессора 3 установлен сопловой аппарат 4 с полыми лопатками для прохода воздуха, на выходе из компрессора установлен спрямляющий диффузор 9, через который проходит топливный трубопровод 8.In FIG. 1 shows a general view of a gas turbine engine with a combustion chamber containing a rotating nozzle and a deflector assembly placed above it. The gas turbine engine consists of a housing 5, a turbocharger rotor formed by a compressor 10, a compressor turbine 3 connected by a shaft 7, a combustion chamber 6, a free turbine 2 driving a gearbox 1. A nozzle apparatus 4 with hollow blades for air passage is installed in front of the compressor turbine 3. At the outlet of the compressor, a directing diffuser 9 is installed, through which the fuel pipeline 8 passes.

На фиг. 2 изображен продольный разрез предлагаемой камеры сгорания 6 газотурбинного двигателя. Камера сгорания 6 состоит из передней стенки 14 и задней стенки 15. На них выполнены отверстия для притока воздуха во внутреннюю полость камеры сгорания. Топливо из вращающейся форсунки 13 в камеру сгорания подается под воздействием центробежной силы посредством двух рядов радиальных отверстий на цилиндрической поверхности вращающейся форсунки (левый ряд отверстий и правый ряд отверстий). Дефлекторный узел размещен над вращающейся форсункой и состоит из стационарного дефлектора 16 и вращающегося дефлектора 17 дискового вида. К передней стенке 14 камеры сгорания 6 прикреплен внутренней кольцевой поверхностью стационарный дефлектор 16. Он имеет плавную изогнутую форму, периферийная его часть располагается в плоскости вращения левого ряда радиальных отверстий на цилиндрической поверхности вращающейся форсунки 13. Вращающаяся форсунка 13 закреплена на валу 7 ротора турбокомпрессора. К цилиндрической поверхности вращающейся форсунки 13 прикреплен внутренней кольцевой поверхностью вращающийся дефлектор 17. На нем выполнены отверстия для притока воздуха во внутреннюю полость дефлекторного узла. На периферийной части внутренней поверхности стационарного дефлектора 16 выполнены неподвижные лопатки 18, на периферийной части внутренней поверхности вращающегося дефлектора 17 выполнены подвижные лопатки 19. Лопатки располагаются по окружностям в радиальном направлении, их выступающая часть обеспечивает взаимный осевой зазор. Подвижные лопатки 19 располагаются в плоскости вращения правого ряда радиальных отверстий на цилиндрической поверхности вращающейся форсунки 13. Внутрь вращающейся форсунки 13 топливо подается конусным топливным коллектором 12, закрепленным на корпусе компрессора 11, от топливного трубопровода 8, проходящего через спрямляющий диффузор 9.In FIG. 2 shows a longitudinal section of the proposed combustion chamber 6 of a gas turbine engine. The combustion chamber 6 consists of a front wall 14 and a rear wall 15. They have holes for air inflow into the internal cavity of the combustion chamber. Fuel from the rotating nozzle 13 is fed into the combustion chamber under the influence of centrifugal force through two rows of radial holes on the cylindrical surface of the rotating nozzle (the left row of holes and the right row of holes). The deflector assembly is located above the rotating nozzle and consists of a stationary deflector 16 and a rotating disc deflector 17. A stationary deflector 16 is attached to the front wall 14 of the combustion chamber 6 with an inner annular surface. It has a smooth curved shape, its peripheral part is located in the plane of rotation of the left row of radial holes on the cylindrical surface of the rotating nozzle 13. The rotating nozzle 13 is fixed on the shaft 7 of the turbocharger rotor. A rotating deflector 17 is attached to the cylindrical surface of the rotating nozzle 13 with an inner annular surface. It has holes for air inflow into the internal cavity of the deflector assembly. Fixed blades 18 are made on the peripheral part of the inner surface of the stationary deflector 16, movable blades 19 are made on the peripheral part of the inner surface of the rotating deflector 17. The blades are located along the circles in the radial direction, their protruding part provides a mutual axial clearance. The movable blades 19 are located in the plane of rotation of the right row of radial holes on the cylindrical surface of the rotating nozzle 13. Inside the rotating nozzle 13, fuel is supplied by a conical fuel manifold 12, mounted on the compressor housing 11, from the fuel pipeline 8 passing through the directing diffuser 9.

Камера сгорания газотурбинного двигателя работает следующим образом. Воздух от компрессора 10 выходит из спрямляющего диффузора 9. Во внутреннюю полость камеры сгорания воздух для смесеобразования поступает через отверстия на торцевых поверхностях передней стенки 14 и задней стенки 15 камеры сгорания. Подвод воздуха к передней стенке 14 камеры сгорания 6 осуществляется через полые лопатки соплового аппарата 4 турбины компрессора 3, к задней стенке 15 камеры сгорания 6 - и по радиальному зазору между задней стенкой 15 камеры сгорания 6 и корпусом компрессора 11. Топливо подводится в конусный топливный коллектор 12 топливным трубопроводом 8 и через выходную часть конусного топливного коллектора 12 поступает во внутреннюю полость вращающейся форсунки 13, закрепленной на валу 7 ротора турбокомпрессора через открытую боковую поверхность в виде кольцевой щели. Из вращающейся форсунки 13 двумя рядами радиальных отверстий топливо под воздействием центробежной силы выбрасывается во внутреннюю полость дефлекторного узла.The combustion chamber of a gas turbine engine operates as follows. The air from the compressor 10 exits the directing diffuser 9. Air for mixture formation enters the internal cavity of the combustion chamber through holes on the end surfaces of the front wall 14 and rear wall 15 of the combustion chamber. Air is supplied to the front wall 14 of the combustion chamber 6 through the hollow blades of the nozzle apparatus 4 of the turbine of the compressor 3, to the rear wall 15 of the combustion chamber 6 - and through the radial gap between the rear wall 15 of the combustion chamber 6 and the compressor housing 11. Fuel is supplied to the cone fuel manifold 12 fuel pipeline 8 and through the outlet part of the conical fuel manifold 12 enters the internal cavity of the rotating nozzle 13, mounted on the shaft 7 of the turbocharger rotor through an open side surface in the form of an annular slot. From the rotating nozzle 13 in two rows of radial holes, the fuel is ejected under the influence of centrifugal force into the internal cavity of the deflector assembly.

В процессе работы газотурбинного двигателя стационарный дефлектор 16 нагревается от основного пламени камеры сгорания 6. По его плавной поверхности топливо, выбрасываемое под воздействием центробежной силы из левого ряда радиальных отверстий на цилиндрической поверхности вращающейся форсунки 13, распределяется тонким ламинарным слоем и интенсивно испаряется. Пары топлива поступают в пространство между неподвижными лопатками 18. Тем самым достигается эффект предварительного испарения топлива. Вращающийся дефлектор 17 за счет своих подвижных лопаток 19 и отверстий на своей поверхности воспроизводит интенсивное движение воздуха со стороны передней поверхности в радиальном направлении. В этот поток воздуха подается топливо, выбрасываемое под воздействием центробежной силы из правого ряда радиальных отверстий на цилиндрической поверхности вращающейся форсунки 13. Подготовленная смесь поступает в пространство между подвижными лопатками 19. Тем самым достигается эффект предварительного смешивания топлива с воздухом.During operation of the gas turbine engine, the stationary deflector 16 is heated by the main flame of the combustion chamber 6. On its smooth surface, the fuel ejected under the influence of centrifugal force from the left row of radial holes on the cylindrical surface of the rotating nozzle 13 is distributed in a thin laminar layer and intensively evaporates. Fuel vapor enters the space between the fixed blades 18. Thus, the effect of preliminary evaporation of the fuel is achieved. The rotating deflector 17, by means of its movable vanes 19 and openings on its surface, reproduces a strong movement of air from the front surface in the radial direction. This air flow is supplied with fuel ejected under the influence of centrifugal force from the right row of radial holes on the cylindrical surface of the rotating nozzle 13. The prepared mixture enters the space between the movable blades 19. Thus, the effect of pre-mixing the fuel with air is achieved.

В межлопаточном пространстве стационарного дефлектора 16 и вращающегося дефлектора 17 при относительном движении расположенных напротив друг друга неподвижных лопаток 18 и подвижных лопаток 19 возникает интенсивное вихреобразование со знакопеременными давлением и разрежением. Разрежение способствует притоку свежих порций предварительно испаренного топлива и предварительно смешанного топлива с воздухом. Давление способствует перемещению приготовленной смеси в зону основного пламени камеры сгорания. Вихреобразование способствует лучшему перемешиванию всех компонентов топливовоздушной смеси, тем самым достигается однородность получаемой топливовоздушной смеси, повышение полноты сгорания топлива, уменьшение вредных выбросов в атмосферу, экономия топлива.In the interscapular space of the stationary deflector 16 and the rotating deflector 17, with relative movement of the stationary blades 18 and movable blades 19 located opposite each other, intense vortex formation occurs with alternating pressure and rarefaction. The vacuum promotes the inflow of fresh portions of pre-evaporated fuel and pre-mixed fuel with air. The pressure promotes the movement of the prepared mixture into the zone of the main flame of the combustion chamber. Vortex formation contributes to better mixing of all components of the air-fuel mixture, thereby achieving uniformity of the resulting air-fuel mixture, increasing the completeness of fuel combustion, reducing harmful emissions into the atmosphere, and saving fuel.

Claims

The combustion chamber of a gas turbine engine containing a compressor, a compressor turbine, containing a rotating nozzle mounted on the turbocharger rotor, characterized in that it additionally has a disk type deflector consisting of two deflectors, stationary with fixed blades and rotating with movable blades, a deflector assembly, a stationary deflector has a smooth curved shape and is attached to the front wall of the combustion chamber with its inner annular surface, and the rotating deflector is attached to the cylindrical surface of the rotating nozzle with its inner annular surface, and holes are made on it for air inflow into the internal cavity of the deflector assembly, the blades are located on the peripheral parts of the inner surfaces of both deflectors along circles in the radial direction, two rows of radial holes are placed on the cylindrical surface of the rotating nozzle, the peripheral part of the stationary deflector is located in the plane of rotation of the left row of radial holes, and the movable blades of the rotating deflector are located in the plane of rotation of the right row of radial holes.