Камера сгорания газотурбинного двигателя

Камера сгорания газотурбинного двигателя

Реферат

 

Камера сгорания газотурбинного двигателя предназначена для авиации и наземных энергических установок. Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит ряд жаровых труб, расположенных в кольцевом пространстве, образованном внешним и внутренним корпусами, и стабилизаторы, установленные внутри выхода каждой из жаровых труб. Каждый из стабилизаторов скреплен с соответствующим экраном, обращенным к потоку продуктов горения и выполненным из сегмента в форме конуса или гиперболоида вращения, вершина которого направлена по течению, а поверхность экрана, обращенная к стабилизатору, образует с ним щелевой канал. Боковые стенки стабилизатора расположены между собой под острым или прямым углом. Задняя стенка стабилизатора совпадает с поперечным сечением жаровой трубы, а одна из боковых стенок по меньшей мере четырех стабилизаторов параллельна радиальной плоскости жаровой трубы, проходящей через ось камеры сгорания. Такое выполнение камеры сгорания позволяет повысить надежность и ресурс при меньших ее габаритах за счет полноты сгорания топлива и уменьшения времени пребывания продуктов горения в зоне максимальных температур. 7 ил.

Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей для авиации и наземных энергетических установок.

Известен консольно-завихрительный стабилизатор пламени для поддержания процесса горения в камерах сгорания газотурбинных двигателей, выполненный в форме кольцевого V-образного желоба, скрепленного консолями с внешней поверхностью стенок, лежащего в плоскости, перпендикулярной стенкам и под углом относительно потока [1].

Известная конструкция применяется преимущественно для форсажных камер газотурбинных двигателей, имеет низкую эффективность смешивания продуктов горения и воздуха, а также высокую токсичность отработанных газов турбины.

Известна также камера сгорания авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя Д-30, содержащая жаровые трубы, соединенные с газосборником и расположенные в кольцевом пространстве между наружными и внутренними корпусами [2].

Недостатком известной конструкции является низкая интенсивность перемешивания топлива с воздухом, приводящая к образованию "длинных факелов" и длительному пребыванию продуктов сгорания в зоне высоких температур, и как следствие - к повышению концентрации оксидов азота в отработанных газах турбины.

Наиболее близкой к заявляемой является камера сгорания авиационного двигателя, содержащая жаровые трубы в виде конических головок, расположенных в кольцевом пространстве, образованном внешним и внутренним корпусами. Профиль конических головок плавно переходит в кольцевой газосборник, выполненный в виде наружной и внутренней кольцевых обечаек. Смеситель камеры выполнен в виде ряда консольных стабилизаторов с соплами, скрепленными с наружной и внутренней обечайками [3].

В известной конструкции камеры сгорания невозможно обеспечить симметричность подвода воздуха к топливу, необходимую полноту смещения потоков топлива, воздуха и продуктов горения, и следовательно, получить низкую токсичность отработанных газов турбины (уровень эмиссии оксидов азота NOx). Выполнение смесителя в виде консольных стабилизаторов с соплами, скрепленных с наружной и внутренней обечайки, увеличивает осевые габариты камеры сгорания и при этом снижает ресурс и надежность ее работы, т.к. элементы стабилизаторов недостаточно надежно защищены от потока продуктов горения, вследствие чего они прогорают и разрушаются.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в снижении токсичности отработанных газов турбины, а также в повышении надежности и ресурса при меньших габаритах камеры сгорания за счет стабилизации потоков, повышения полноты сгорания топлива и уменьшения времени пребывания продуктов горения в зоне максимальных температур, а также защиты стабилизаторов от теплового воздействия продуктов горения путем создания заградительной воздушной завесы между стабилизаторами и экранами.

Сущность технического решения заключается в том, что в камере сгорания газотурбинного двигателя, содержащей ряд жаровых труб, расположенных в кольцевом пространстве, образованном внешним и внутренним корпусами, и стабилизаторы, согласно изобретению, последние установлены внутри выхода каждой из жаровых труб, при этом каждый из стабилизаторов скреплен с соответствующим экраном, обращенным к потоку продуктов горения и выполненным из сегмента в форме конуса или гиперболоида вращения, вершина которого направлена по течению, а поверхность экрана, обращенная к стабилизатору, образует с ним щелевой канал, при этом боковые стенки стабилизатора расположены между собой под острым или прямым углом, задняя стенка стабилизатора совпадает с поперечным сечением жаровой трубы, а одна из боковых стенок, по меньшей мере четырех стабилизаторов, параллельна радиальной плоскости жаровой трубы, проходящей через ось камеры сгорания.

Предлагаемая конструкция представляет собой гибридную камеру сгорания с индивидуальной зоной горения в отдельных жаровых трубах и зоной турбулентного смешивания - в общем кольцевом газосборнике с использованием эффекта "внезапного расширения" вниз по потоку в кильватерной зоне за задними стенками стабилизаторов.

Выполнение каждой из жаровых труб с установленными внутри выхода стабилизаторами, каждый из которых скреплен с соответствующим экраном, обращенным к высокотемпературному потоку продуктов горения и выполненным из сегмента в форме конуса или гиперболоида вращения, вершина которого направлена по течению, обеспечивает эффект "внезапного расширения" с образованием зон турбулентного смешивания, в которых поток аэродинамически затормаживается и интенсивно перемешивается с воздухом, поступающим через перфорированные отверстиями стенки стабилизаторов. Форма задней стенки каждого из стабилизаторов совпадает с поперечным сечением жаровой трубы, а стабилизаторы обеспечивают при определенной степени загромождения потока (преимущественно 40-60%) эффект "внезапного расширения" потока газов при меньших габаритах камеры сгорания.

Выполнение экранов в форме конуса или гиперболоида вращения уменьшает потери давления потока продуктов горения при турбулентном смешивании их с воздухом.

Выполнение поверхности экрана в форме гиперболоида вращения имеет еще меньшие потери давления по сравнению с конусной поверхностью. Это объясняется тем, что гиперболоид вращения представляет собой поверхность, образованную вращением вокруг оси жаровой трубы огибающей семейства прямых, скрещивающихся с осью жаровой трубы таким образом, что поток продуктов горения, закрученный фронтовым завихрителем жаровой трубы, будет обтекать поверхность экрана по прямым линиям, т.е. по минимально возможной траектории на данном участке.

Образование поверхностью экрана, обращенной к стабилизатору, щелевого канала создает эффект заградительной воздушной завесы между стабилизатором и экраном. Это повышает эффективность их охлаждения, предотвращает прогар как экрана, так и стабилизатора, повышает ресурс и надежность работы жаровых труб камеры сгорания.

Расположение боковых стенок стабилизаторов между собой под острым или прямым углом, а одной из боковых стенок по меньшей мере четырех стабилизаторов параллельно радиальной плоскости жаровой трубы, проходящей через ось камеры сгорания, позволяет обеспечить симметричность подвода воздуха к топливу и повышает интенсивность перемешивания топлива с воздухом с образованием "коротких факелов", а также сокращает время пребывания продуктов сгорания в зоне высоких температур, и как следствие, приводит к уменьшению концентрации оксидов азота NOx в отработанных газах турбины.

На фиг. 1 представлена верхняя часть продольного сечения камеры сгорания вдоль продольной оси одной из жаровых труб и одного из стабилизаторов; на фиг. 2 изображен разрез А-А на фиг. 1; на фиг. 3 - разрез Б-Б на фиг. 1; на фиг. 4 - элемент стабилизатора с экраном в увеличенном масштабе; на фиг. 5 - разрез В-В на фиг. 4; на фиг. 6 - разрез Г-Г на фиг. 4; на фиг. 7 - разрез Д-Д на фиг. 4.

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит ряд жаровых труб 1, расположенных в кольцевом пространстве 2, образованном внешним корпусом 3 и внутренним корпусом 4. Внутри, т.е. во внутренней полости 5 выхода 6 каждой из жаровых труб 1 установлены стабилизаторы 7, каждый из которых скреплен с соответствующим экраном 8, обращенным к потоку 9 продуктов горения, а поз. 10 показан факел пламени, образующий поток 9 продуктов горения. Экран 8 может быть выполнен в форме поверхности 11 конуса или гиперболоида вращения, вершина 12 которого направлена по течению потока 9 продуктов горения. Поверхность 13 экрана 8, обращенная к стабилизатору 7, образует с ним щелевой канал 14 (см. фиг. 4). Боковые стенки 15, 16 стабилизатора 7 расположены между собой под острым или прямым углом ,(см. фиг. 3). Задняя стенка 17 стабилизатора 7 совпадает с поперечным сечением I-I жаровой трубы 1(см. фиг. 4), а одна из боковых стенок 15, 18, 19, 20, по меньшей мере четырех стабилизаторов 7, параллельна радиальной плоскости II-II жаровой трубы 1, проходящей через ось 21 камеры сгорания, где: 22 - ось жаровой трубы (см. фиг. 2) и 3. Кроме того, на фиг. 1 показано соединение жаровых труб 1 с кольцевым газосборником 23, состоящим из наружной кольцевой оболочки 24 и внутренней кольцевой оболочки 25, форсунка 26, свеча зажигания 27, диффузор 28 с "внезапным расширением". Стрелкой 29 показан поток воздуха из диффузора 28, а также поток воздуха при прохождении через фронтовой завихритель и к стабилизаторам. Стрелкой 30 показан поток охлаждающего воздуха при прохождении через щелевой канал 14 между экраном 8 и стабилизатором 7. Поз. 31 - подвод топлива или сжатого природного газа к форсунке 26, поз. 32 - первая ступень соплового аппарата турбины, а поз. 33 - отверстия в боковых стенках 15, 16 стабилизаторов 7.

Камера сгорания газотурбинного двигателя может работать как на авиационном керосине, так и на сжатом природном газе. На сжатом природном газе камера сгорания работает следующим образом. При запуске двигателя сжатый природный газ 31 подается через форсунки 26, смешиваясь и закручиваясь во фронтовом устройстве завихрителя с потоком 29 небольшого количества сжатого воздуха, поступающего от компрессора через диффузор 28, осуществляя воспламенение топливо-воздушной смеси от свечи зажигания 27 во внутренней полости 5 каждой из жаровых труб 1, образуя факел 10 диффузионного горения обогащенной ( = 0,5 - 0,7) топливо-воздушной смеси (с недостатком кислорода), где - коэффициент избытка окислителя, равный отношению действительного количества воздуха к теоретически необходимому для полного сгорания топлива, а также показанный стрелкой 9 поток продуктов горения. При горении богатой топливом смеси температура пламени невысока ( 750K) и, следовательно, мала скорость образования оксидов азота на первой стадии сжигания. При этом другая, большая часть воздушного потока 29 поступает к внутренним полостям стабилизаторов 7 и далее через отверстия 33 в их стенках 15, 16 вдувается в поток 9 продуктов горения обогащенной топливо-воздушной смеси, способствуя возникновению лавинообразной активации горения с возникновением цепных реакций. При этом многократно возрастает скорость горения, температура продуктов горения резко повышается от 750 до 1990 К. Смесь продуктов сгорания резко обедняется до _г= 1,8-2,2, а вниз по потоку за задними стенками 17 стабилизаторов 7 поток 9 продуктов богатого горения аэродинамически затормаживается и интенсивно перемешивается с охлаждающим воздухом 29, повышая полноту сгорания смеси. Эта последовательность процессов позволяет осуществить быстрое смешение продуктов горения ("замораживание") несгоревшего топлива с оставшейся частью воздуха и организовать вторую стадию сжигания топлива, не повышая температуру свыше 1990 K в зоне горения. Время пребывания продуктов горения богатой зоны в зоне бедного горения с максимальной температурой (1990 К) многократно уменьшается (в пять-шесть раз), с 30 мс в зоне богатого горения до 4 мс в зоне бедного горения, а вследствие этого снижается концентрация оксидов азота в отработанных газах турбины. При этом поток воздуха 29 вдувается также в щелевой канал 14 между экраном 8 и стабилизатором 7, защищая стабилизаторы от теплового воздействия высокотемпературных продуктов горения богатой зоны, а за счет охлаждения поверхности 13 экрана снижается температура самого экрана 8, обеспечивается надежность и повышение ресурса жаровых труб при их меньших габаритах. Токсичность продуктов сгорания заявляемой камеры сгорания при этом снижается более чем в 3 раза, а стабилизаторы и экраны надежно защищены от прогара, что обеспечивает повышение ресурса камеры сгорания.

Источники информации: 1. Патент США N 4445339, F 02 C 13/14, 1984 г.

2. Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-30, техническое описание, М., "Машиностроение", 1971 г., рис. 40, стр. 47, рис. 44, стр. 50.

3. Ю.М.Пчелкин "Камеры сгорания газотурбинных двигателей", М., "Машиностроение", 1973 г., стр. 224, 225, 226, рис. 11.14 - прототип.

Формула изобретения

Камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая ряд жаровых труб, расположенных в кольцевом пространстве, образованном внешним и внутренним корпусами, и стабилизаторы, отличающаяся тем, что последние установлены внутри выхода каждой из жаровых труб, при этом каждый из стабилизаторов скреплен с соответствующим экраном, обращенным к потоку продуктов горения и выполненным из сегмента в форме конуса или гиперболоида вращения, вершина которого направлена по течению, а поверхность экрана, обращенная к стабилизатору, образует с ним щелевой канал, при этом боковые стенки стабилизатора расположены между собой под острым или прямым углом, задняя стенка стабилизатора совпадает с поперечным сечением жаровой трубы, а одна из боковых стенок по меньшей мере четырех стабилизаторов параллельна радиальной плоскости жаровой трубы, проходящей через ось камеры сгорания.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7