способ сжигания топлива в высокотемпературном газотурбинном двигателе и устройство для сжигания топлива в газотурбинном двигателе

Формула изобретения

1. Способ сжигания топлива в высокотемпературном газотурбинном двигателе путем разделения воздуха в камере сгорания на первичный и вторичный, изменения соотношения их расходов в зависимости от режима работы, сгорания топлива в стабилизированном факеле пламени в потоке первичного воздуха и последующего смешения продуктов сгорания с вторичным воздухом, отличающийся тем, что разделение воздуха на первичный и вторичный, изменение соотношения их расходов производят в одном и том же поперечном сечении реакторной зоны камеры сгорания в первичных и вторичных каналах, имеющих изменяемую пропускную способность, причем процесс сжигания топлива осуществляют в первичных каналах, а каналы располагают так, что каждый первичный канал граничит как минимум с одним вторичным.

2. Устройство для сжигания топлива в газотурбинном двигателе, содержащее корпус с кольцевыми внутренней и наружной обечайками, отличающееся тем, что в реакторной зоне установлены неподвижные и подвижные относительно них в окружном направлении разделители потоков, образующие чередующиеся первичные и вторичные каналы с изменяемым соотношением площадей проходных сечений.

3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что в неподвижных разделителях потока выполнены каналы для подвода топлива в топливные коллекторы - стабилизаторы пламени, устанавливаемые на входе в первичные каналы и состоящие из неподвижных и подвижных частей, телескопически соединенных между собой и жестко закрепляемых соответственно на неподвижных и подвижных разделителях потоков.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области турбостроения, в частности к способам и устройствам для сжигания топлива в газотурбинных двигателях (ГТД).

Известен способ сжигания топлива и ряд устройств для его осуществления, заключающийся в том, что воздух подается в камеру сгорания, где одна его часть поступает через фронтовое устройство жаровой трубы в зону горения, а другая, обтекая жаровую трубу снаружи, подается ступенчато через ряды отверстий в жаровой трубе в зону разбавления и формирования поля температур, причем во фронтовом устройстве жаровой трубы установлены стабилизаторы пламени и устройства для подачи топлива в зону горения [1].

Недостатком известного способа сжигания топлива и устройств для его осуществления является невозможность регулирования соотношениями расходов первичного и вторичного воздуха ввиду фиксированной геометрии жаровой трубы и фронтового устройства.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является способ сжигания топлива в камере сгорания газовой турбины путем разделения воздуха в камере сгорания на первичный и вторичный, подачи первичного воздуха через отверстия в торцевой стене гильзы камеры сгорания, сгорания топлива, подаваемого через форсунку, установленную в торцевой стенке гильзы камеры сгорания, в стабилизированном факеле пламени в потоке первичного воздуха и последующего смешения продуктов сгорания с вторичным воздухом, подаваемым через отверстия в боковой стенке гильзы, причем количество первичного воздуха поддерживают соответствующим коэффициенту избытка воздуха 0,3-0,8, количество вторичного воздуха - соответствующим коэффициенту избытка воздуха 1,0-1,4, а отверстия для подачи вторичного воздуха располагают на расстоянии 1,5-2 диаметра гильзы по длине от торца топливной форсунки [2].

Устройство для осуществления данного способа содержит корпус с кольцевыми внутренней и наружной обечайками и размещенную в ней жаровую трубу с форсунками, причем воздух в первичную зону подводится через канал, проходное сечение которого регулируется одной группой клапанов, а расход воздуха в зону смешения осуществляется через отверстия, проходные сечения которых регулируются другой группой клапанов [3].

Недостатком данного способа и устройства для сжигания топлива является недостаточный для высокотемпературных ГТД диапазон регулирования камеры сгорания в зависимости от величины суммарного коэффициента избытка воздуха ввиду ограничений, накладываемых на изменение площадей и пропускной способности проходных сечений для каналов и устройств для подвода первичного и вторичного воздуха в жаровую трубу.

Сущность предлагаемого изобретения заключается в решении задачи расширения диапазона регулирования основной камеры сгорания для высокотемпературных ГТД. Анализ литературы [1] показывает, что в современных ГТД величина подогрева газа T в основных камерах сгорания находится на уровне 900 - 950 K, что соответствует значениям суммарного коэффициента избытка воздуха = 2,5 - 3. Согласно прогнозам [4, 5] в перспективных эксплуатационных характеристиках работать при гораздо более низких .

Основная проблема, возникающая при создании таких камер сгорания, заключается в согласовании требований к достижению высокой полноты сгорания топлива и низких уровней дымления на режимах повышенной мощности, с приемлемыми значениями "бедного" срыва на режимах низкой мощности.

Решение указанной проблемы однозначно должно базироваться на регулировании высокотемпературных камер сгорания в целях поддержания состава смеси в первичной зоне на оптимальном уровне во всем диапазоне режимов работы двигателя и условий его эксплуатации.

Задача расширения диапазона регулирования основной камеры сгорания для высокотемпературного ГТД решается в предлагаемом изобретении путем разделения и изменения соотношения расходов первичного и вторичного воздуха в поперечном сечении камеры сгорания в первичных и вторичных каналах, имеющих изменяемую пропускную способность, причем процесс сжигания топлива осуществляется в первичных каналах, а воздух, проходящий через вторичные каналы, расходуется на охлаждение, эффективную организацию процесса горения в первичных каналах и формирование требуемого поля температур на выходе из камеры сгорания.

Существенными достаточными признаками, характеризующими изобретение во всех случаях, являются:

1. Разделение воздуха на первичный и вторичный в поперечном сечении камеры сгорания в первичных и вторичных каналах с организацией процесса сжигания топлива в первичных каналах.

2. Изменение соотношения расходов первичного и вторичного воздуха путем активного изменения пропускной способности первичных и вторичных каналов.

3. Расположение первичных и вторичных каналов таким образом, чтобы каждому первичному каналу был поставлен в соответствие как минимум один вторичный.

Существенными признаками, характеризующими изобретение в частном случае, являются:

1. Разделение реакторной зоны на чередующиеся первичные и вторичные каналы посредством неподвижных и подвижных относительно них в окружном направлении разделителей потоков.

2. Подвод топлива в первичные каналы через неподвижные разделители потоков посредством телескопических коллекторов - стабилизаторов пламени.

Применение всех существенных признаков позволяет расширить диапазон регулирования основных камер сгорания для высокотемпературных ГТД по , вплоть до перевода их в режим работы форсажных камер сгорания, путем плавного изменения соотношения площадей проходных сечений первичных и вторичных каналов.

На фиг. 1 представлена камера сгорания для высокотемпературного ГТД, продольный разрез; на фиг. 2 - сечение А - А на фиг. 1; на фиг. 3 - схема расположения первичных и вторичных каналов, соответствующая минимальному режиму работы; на фиг. 4 - то же, но соответствующее максимальному режиму; на фиг. 5 - коллектор - стабилизатор пламени, продольный разрез; на фиг. 6 - сечение Б - Б на фиг. 6.

Устройство для сжигания топлива в высокотемпературном ГТД содержит корпус с кольцевыми внутренней 1 и наружной 2 обечайками, образующими реакторную зону 3 и зону смешения 4. Реакторная зона 3 разделена на первичные 5 и вторичные 6 каналы посредством жестко закрепляемых к корпусу и играющих роль силовых стоек неподвижных 7 и подвижных 8 относительно них в окружном направлении разделителей потоков, в которых выполнены отверстия 9. Подвижные разделители потоков 8 крепятся к наружному 10 и внутреннему 11 кольцам, имеющим возможность поворота относительно корпуса в окружном направлении посредством привода 12. Неподвижные 7 разделители потоков во входной части выполнены с утолщениями, в которых имеются каналы 13 для подвода топлива в коллекторы - стабилизаторы пламени 14. Подвод топлива в каналы 13 осуществляется посредством основного топливного коллектора 15. Коллекторы - стабилизаторов пламени 14 выполнены телескопическими и состоят из неподвижных 16 частей, жестко закрепляемых к неподвижным 7 разделителям потоков и подвижных 17 частей, закрепляемых к подвижным 8 разделителям потоков. В неподвижных 16 и подвижных 17 частях коллекторов - стабилизаторов пламени выполнены отверстия - форсунки 18.

Способ сжигания топлива в высокотемпературном ГТД осуществляют следующим образом. Воздух подводят в камеру сгорания и разделяют его в реакторной зоне 3 на первичный и вторичный в соотношении, определяемом пропускной способностью первичных 5 и вторичных 6 каналов. В первичных 5 каналах организуют процесс сжигания топлива путем его подвода и стабилизации факела пламени посредством коллекторов - стабилизаторов 14. Воздух, проходящий через вторичные 6 каналы, частично подводят в первичные 5 каналы через отверстия 9 и смешивают с продуктами сгорания в зоне смешения 4.

При работе высокотемпературного ГТД на режиме максимальной мощности первичные 5 каналы имеют максимальную пропускную способность (фиг. 3), обеспечивая максимальный расход первичного воздуха.

При переходе двигателя на пониженные режимы работы (фиг. 4) плавно уменьшают пропускную способность первичных 5 каналов и, соответственно, увеличивают пропускную способность вторичных 6 каналов, перераспределяя, тем самым, расход воздуха в пользу вторичного. Для этого с помощью привода 12 поворачивают наружное кольцо 10, закрепляемые к нему разделители потоков 8 и, соответственно, внутреннее кольцо 11 в сторону, соответствующую уменьшению пропускной способности первичных 5 каналов.

Источник информации, принятые во внимание:

1. Лефевр А. Процессы в камерах сгорания ГТД. - М: Мир, 1986, с. 36.

2. Авторское свидетельство СССР N 1378525, F 23 R 3/26, 1986.

3. Bahr D. W. Technology for the desiqn of high temperature rise combustors // AAIA Paper, 1985, N 1292.

4. Sturgess G.J. Gas turbine combustor design challenges for 1980 //AIAA Paper, 1980, N 1285.