вспенивающая форсунка для аэромеханической системы инжектирования топливовоздушной смеси в камеру сгорания турбомашины, аэромеханическая система инжектирования, камера сгорания турбомашины и турбомашина

Формула изобретения

1. Топливная форсунка (2, 2') для аэромеханической системы инжектирования для инжектирования топливовоздушной смеси в камеру сгорания турбомашины, содержащая: основную трубчатую структуру (4) с осью XX', открытую на нижнем по потоку конце (4а) для подачи топливовоздушной смеси; трубчатый топливопровод (6), расположенный внутри основной структуры (4) с возможностью взаимодействия с ней для образования кольцевого канала (8) и открытый на нижнем по потоку конце в основную структуру (4) через пробку-распылитель (10, 10') топлива с возможностью подачи топлива под давлением Р_C в основную структуру; и по меньшей мере, один канал (12) подачи воздуха, соединенный со ступенью компрессора турбомашины и открытый в кольцевой канал (8) так, чтобы подавать в этот канал воздух под давлением Р_A; отличающаяся тем, что она дополнительно содержит трубчатый газовый канал (16), расположенный внутри топливопровода (6) и имеющий множество отверстий (18), открытых в указанный топливопровод (6) для инжектирования в него газа под давлением P_G, которое превышает давление Р_A и превышает давление Р_C, чтобы создать вспенивание топлива, вводимого в основную структуру (4), при этом отверстия (18) газового канала (16) расположены, по меньшей мере, в одной поперечной плоскости и открыты в топливопровод (6) через пробку-распылитель (10) топлива.

2. Форсунка по п.1, отличающаяся тем, что отверстия (18) газового канала (16) открыты по существу перпендикулярно топливопроводу (6).

3. Форсунка по п.1, отличающаяся тем, что пробка-распылитель (10) топлива содержит цилиндрический участок (22), центр которого находится на оси XX' и внешний диаметр которого меньше, чем внутренний диаметр топливопровода (6), и который имеет множество профилированных ребер (24), проходящих радиально наружу, при этом ребра (24) имеют наружные поверхности, контактирующие с внутренней поверхностью топливопровода (6).

4. Форсунка по п.3, отличающаяся тем, что профилированные ребра (24) пробки-распылителя (10, 10') топлива равномерно распределены по всей периферии цилиндрического участка (22).

5. Форсунка по п.3, отличающаяся тем, что профилированные ребра (24) пробки-распылителя (10, 10') закручены под углом в одном направлении.

6. Форсунка по п.5, отличающаяся тем, что угол закрутки профилированных ребер (24) составляет приблизительно 45° относительно оси XX'.

7. Форсунка по п.1, отличающаяся тем, что отверстия (18) газового канала (16) открыты между парами соседних ребер (24) пробки-распылителя (10) топлива.

8. Форсунка по п.7, отличающаяся тем, что отверстия (18) газового канала (16) открыты тангенциально в газовый канал (16).

9. Форсунка по п.1, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит устройство (28) для регулирования расхода газа, инжектируемого в топливопровод (6).

10. Аэромеханическая система (100, 200) инжектирования для инжектирования топливовоздушной смеси в камеру сгорания турбомашины, отличающаяся тем, что она содержит топливную форсунку (2, 2') по п.1, центр которой расположен на оси YY' системы инжектирования, и средство для инжектирования воздуха, расположенное ниже по потоку от топливной форсунки.

11. Система (100) по п.10, отличающаяся тем, что она содержит внутренний завихритель (102) воздуха, расположенный ниже по потоку относительно форсунки (2, 2'), позволяющий инжектировать воздух в радиальном направлении, наружный завихритель (104) воздуха, расположенный ниже по потоку относительно внутреннего завихрителя (102) и служащий для инжектирования воздуха в радиальном направлении, сопло Вентури (106), установленное между внутренним и наружным завихрителями (102, 104) и сопло (108), установленное ниже по потоку относительно наружного завихрителя (104).

12. Система (200) по п.10, отличающаяся тем, что содержит внутренний завихритель (202) воздуха, расположенный ниже по потоку относительно форсунки (2, 2'), и позволяющий инжектировать воздух в радиальном направлении, наружный завихритель (204) воздуха, расположенный ниже по потоку относительно внутреннего завихрителя (202), позволяющий инжектировать воздух в радиальном направлении, первое сопло Вентури, расположенное между наружным и внутренним завихрителями (202, 204), второе сопло Вентури (208), установленное ниже по потоку относительно наружного завихрителя (204), и трубу (210) предварительного смешивания и/или предварительного испарения, расположенную ниже по потоку относительно второго сопла Вентури (202).

13. Камера сгорания турбомашины, отличающаяся тем, что она содержит топливную форсунку (2, 2') по п.1.

14. Турбомашина, отличающаяся тем, что она содержит камеру сгорания, оснащенную топливной форсункой (2, 2') по п.1.

Описание изобретения к патенту

Настоящее изобретение относится, в основном, к системам инжектирования топливовоздушной смеси в камеру сгорания турбомашины. Более конкретно, оно относится к топливной форсунке системы инжектирования аэромеханического типа, оснащенной средством для распыления топлива перед его смешением с воздухом.

Обычный процесс проектирования и оптимизации камеры сгорания турбомашины в основном направлен на согласование эксплуатационных характеристик камеры сгорания (эффективность сгорания, стабильность, зажигание и повторное зажигание, срок службы зоны горения и т.д.) как функции предназначения самолета, на котором установлена турбомашина, с минимизацией выброса загрязняющих веществ (окислов азота, моноксида углерода, несгоревших углеводородов и т.д.). Для этого, в частности, можно воздействовать на характер и эксплуатационные характеристики системы инжектирования для инжектирования топливовоздушной смеси в камеру сгорания, на распределение разбавляющего воздуха внутри камеры и на динамику смешивания воздуха и топлива внутри камеры.

Камера сгорания турбомашины обычно содержит систему инжектирования для инжектирования топливовоздушной смеси в жаровую трубу, систему охлаждения и систему разбавления. Сгорание происходит главным образом в первой части жаровой трубы (именуемой «первичная зона»), где сгорание стабилизируется посредством зон рециркуляции топливовоздушной смеси, создаваемых потоком воздуха, исходящего от системы инжектирования. Во второй части смешивающей трубы (именуемой «зона разбавления») химическая активность менее интенсивна и поток разбавляется посредством разбавляющих отверстий.

В первичной зоне жаровой трубы возникают различные физические явления: инжектирование топлива и его распыление на мелкие капли, испарение капель, смешивание паров топлива с воздухом и химические реакции окисления топлива кислородом воздуха.

Эти физические явления регулируются постоянными времени. Так, время распыления представляет собой время, необходимое воздуху для дробления слоя топлива и образования топливовоздушной аэрозоли. Оно зависит главным образом от характеристик и технологии применяемой системы инжектирования и от аэродинамики вблизи слоя топлива. Время испарения также зависит от используемой системы инжектирования. Это является функцией непосредственно размеров капель, полученных в результате дробления слоя топлива; причем чем меньше капли, тем меньше время испарения. Время смешивания соответствует времени, необходимому для смешивания паров топлива, полученных в результате испарения капель, с воздухом. Оно зависит главным образом от уровня турбулентности в зоне сгорания и, таким образом, от динамики потока в первичной зоне. Химическое время представляет собой время, необходимое для развития химических реакций. Оно зависит от давлений и температур на входе в зону сгорания и от характера применяемого топлива.

Таким образом, применяемая система инжектирования играет основную роль в процессе проектирования камеры сгорания, в частности при оптимизации времени, затрачиваемого на распыление топлива и его испарение.

Существует два основных вида систем инжектирования: «аэромеханические» системы, где топливо распыляется в результате большой разности давлений между топливом и воздухом; и «аэродинамические» системы, в которых топливо распыляется путем срезания между двумя слоями воздуха. Настоящее изобретение более конкретно относится к системам аэромеханического типа.

Известные аэромеханические системы инжектирования обладают многочисленными недостатками. В частности, ограничения по давлению не позволяют существенно уменьшить размер капель топлива. Кроме того, топливовоздушный аэрозоль, создаваемый такими системами инжектирования, не всегда стабилен при всех рабочих скоростях двигателя.

Главной целью настоящего изобретения, таким образом, является устранение таких недостатков с помощью предлагаемой форсунки для аэромеханической системы инжектирования, которая позволяет уменьшить временные характеристики распыления топлива и его испарения на всех рабочих скоростях турбомашины.

Для этого, согласно настоящему изобретению, создана форсунка для аэромеханической системы инжектирования для инжектирования топливовоздушной смеси в камеру сгорания турбомашины, содержащая: основную трубчатую структуру с осью ХХ', открытую на нижнем по потоку конце для подачи топливовоздушной смеси; трубчатый топливопровод, размещенный внутри основной структуры с возможностью взаимодействия с ней для образования кольцевого канала и открытый на нижнем по потоку конце в основную структуру через пробку-распылитель топлива с возможностью подачи топлива под давлением Р_С в основную структуру; и, по меньшей мере, один канал подачи воздуха, соединенный со ступенью компрессора турбомашины и открытый в кольцевой канал таким образом, чтобы подавать в этот канал воздух под давлением Р_А, и характеризующаяся тем, что она дополнительно содержит средство для инжектирования газа в топливопровод, при этом газ находится под давлением Р_G, которое превышает давление Р_А и больше или равно давлению Р_С , для создания вспенивания топлива во время его подачи в основную структуру.

Инжектирование газа в топливопровод при давлении, которое превышает или равно давлению топлива, приводит к созданию смеси газ/жидкость с давлением Р_С, до того, как эта смесь будет подана в основную структуру, из которой она раздается. Когда эта смесь расширяется с давления Р_С до внутреннего давления в основной структуре, резкое расширение газовой фазы создает эффект дробления слоя топлива: этот эффект именуется вспениванием. В результате временные характеристики распыления и испарения топлива на выходе из системы впрыска можно существенно уменьшить.

При низких рабочих скоростях турбомашины такое укороченное время позволяет улучшить эффективность сгорания и увеличить способность зоны сгорания избегать прекращения горения, а при максимальной рабочей скорости турбомашины они способствуют сокращению образования вредных выбросов окиси азота и сажи.

Более конкретно, форсунка содержит трубчатый газовый канал, который расположен внутри топливопровода и имеет множество отверстий, открывающихся в топливопровод.

Преимущественно отверстия газового канала открываются в топливопровод по существу перпендикулярно и расположены в, по меньшей мере, одной поперечной плоскости.

Пробка-распылитель топлива может содержать цилиндрический участок с центром на оси ХХ', внешний диаметр которого меньше, чем внутренний диаметр топливопровода, и который содержит множество профилированных ребер, проходящих радиально наружу, при этом ребра имеют наружные поверхности, контактирующие с внутренней поверхностью топливопровода.

Предпочтительно профилированные ребра пробки-распылителя топлива равномерно распределены по всей периферии цилиндрического участка. Они могут быть закручены под углом, предпочтительно 45°, в одном и том же направлении.

В одном варианте настоящего изобретения отверстия газового канала открываются в топливопровод через пробку-распылитель топлива.

Более конкретно, отверстия газового канала открываются между парами смежных ребер пробки-распылителя топлива и открываются тангенциально в газовый канал.

В другом варианте настоящего изобретения отверстия газового канала открываются в топливопровод выше по потоку от пробки-распылителя топлива.

Согласно преимущественному отличительному признаку настоящего изобретения используется устройство для регулирования расходом газа, инжектируемого в топливопровод.

Согласно настоящему изобретению также предлагается аэромеханическая система инжектирования, оснащенная топливной форсункой, описанной выше.

Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения приведены в нижеследующем описании со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых показан вариант, не являющийся ограничивающим. На чертежах:

фиг.1 - продольное сечение варианта воплощения форсунки согласно настоящему изобретению.

Фиг.2 - вид в перспективе пробки-распылителя топлива форсунки с фиг.1.

Фиг.3 - сечение по линии III-III с фиг.1.

Фиг.4 - осевое сечение форсунки согласно другому варианту воплощения настоящего изобретения.

Фиг.5 - осевое сечение системы инжектирования топливовоздушной смеси с форсункой согласно настоящему изобретению.

Фиг.6 - осевое сечение другой системы инжектирования топливовоздушной смести с форсункой согласно настоящему изобретению.

Как показано на фиг.1 и 4, топливная форсунка 2, 2' согласно настоящему изобретению в основном имеет форму основной трубчатой структуры 4, имеющей ось ХХ', которая открыта на нижнем по потоку конце 4а для подачи топливовоздушной смеси. Нижний по потоку конец 4а трубчатой структуры 4 может иметь по существу коническую форму.

Трубчатый топливопровод 6 размещен внутри основной трубчатой структуры 4 так, чтобы взаимодействовать с ней для образования кольцевого канала 8. Трубчатый топливопровод 6, центр которого находится на оси ХХ', открыт на нижнем по потоку конце внутри основной структуры 4 через пробку-распылитель 10, 10' топлива. Его нижний по потоку конец также может иметь по существу коническую форму.

Пробка-распылитель 10, 10' служит для подачи топлива под давлением Р_С , например приблизительно от 4 до 80 бар, в основную структуру 4 на ее нижнем по потоку конце 4а. Ее основной функцией является раздача топлива в форме множества струй (или трубок) топлива.

Топливная форсунка 2, 2' дополнительно содержит, по меньшей мере, один канал 12 подачи воздуха, который соединен со ступенью компрессора турбомашины (не показана) и который открывается в кольцевой канал 8 для нагнетания в него воздуха под давлением Р_А, например 0,5-50 бар.

В вариантах воплощения, показанных на фиг.1 и 4, топливная форсунка 2, 2' содержит множество каналов 12 подачи воздуха, равномерно распределенных вокруг оси ХХ' и открытых в кольцевой канал 8 рядом с верхним по потоку концом 4b основной структуры 4.

В кольцевом канале 8 между верхним по потоку и нижним по потоку концами 4а и 4b основной структуры 4 может быть установлен завихритель 14 воздуха. Такой завихритель 14 воздуха служит для закручивания (или «завихрения») потока воздуха в кольцевом канале 8.

Воздух, проходящий по кольцевому каналу 8, при необходимости завихряется завихрителем 14, затем поступает для дробления струй топлива, созданных распылителем 10, 10' топлива рядом с нижним по потоку концом 4а основной структуры 4. Под комбинированным воздействием распылителя 10, 10' топлива и воздуха, проходящего в кольцевом канале 8, на выходе форсунки создается топливовоздушный аэрозоль.

Согласно настоящему изобретению топливная форсунка 2, 2' дополнительно содержит средство для инжектирования газа в топливопровод 6, при этом газ находится под давлением Р_G, которое выше давления Р_А и выше или равно давлению Р_С , так, чтобы создать вспенивание топлива, вводимого в основную структуру 4.

Более конкретно, трубчатый газовый канал 16 размещен внутри трубопровода 6 и имеет множество отверстий 18, открывающихся в топливопровод 6. Центр этого газового канала 16 также находится на оси ХХ', и газовый канал взаимодействует с топливопроводом 6 для образования кольцевого канала 20 для потока топлива.

Подача газа в топливопровод 6 под давлением P_G, большим, чем давление Р_А , и большим или равным давлению Р_С, служит для создания смеси газ/жидкость с давлением Р_С, перед тем, как эта смесь будет подана в основную структуру 4. Вспенивание топлива характеризуется тем, что топливо распыляется в результате резкого расширения газа при его введении в основную структуру 4. Таким образом временная характеристика распыления и испарения топлива сокращается.

Более конкретно, вспенивание топлива происходит, когда удовлетворены следующие условия: газ должен быть под давлением Р_G, которое, по меньшей мере, по существу равно давлению Р_С топлива (или под немного большим давлением), и смешивание жидкости и газа должно происходить в по существу ограниченном пространстве, чтобы смесь оставалась под давлением Р_С (конкретно, смешивание происходит в зоне слияния отверстий 18 и топливопровода 6, в который они открываются).

Газом предпочтительно является инертный газ, не оказывающий прямого влияния на последующее сгорание топливовоздушной смеси. Например, газом может быть воздух, отобранный из ступени компрессора турбомашины и дополнительно сжатый до давления Р _G, превышающего давление Р_А воздуха, подаваемого в каналы 12 подачи воздуха.

Согласно преимущественному отличительному признаку настоящего изобретения отверстия 18 газового канала 16 открываются по существу перпендикулярно в топливопровод 6. Это конкретное расположение служит для облегчения вспенивания топлива.

Как вариант, отверстия 18 могут быть наклонены вниз по потоку относительно оси ХХ', например, на угол, приблизительно равный 60°.

Согласно другому преимущественному отличительному признаку настоящего изобретения отверстия 18 газового канала 16 расположены, по меньшей мере, в одной общей поперечной плоскости (на фиг.4 - в двух поперечных плоскостях).

Как показано на фиг.2, пробка-распылитель 10 топлива может содержать по существу цилиндрический участок 22, центр которого расположен на оси ХХ' и внешний диаметр которого меньше, чем внутренний диаметр топливопровода 6, и она может быть снабжена множеством профилированных ребер 24, которые выступают радиально наружу.

Профилированные ребра 24 совместно образуют наружную поверхность, которая контактирует с внутренней поверхностью топливопровода 6 (фиг.1, 3 и 4). Таким образом, между парами соседних ребер 24 образованы канавки 26, позволяющие топливу в топливопроводе 6 протекать к основной структуре 4 в форме множества струй топлива.

Ребра 24 пробки-распылителя 10 топлива могут быть равномерно распределены по всей периферии цилиндрического участка 22. Они, кроме того, могут быть закручены в одном и том же направлении, например в форме угловых витков в одном направлении. Таким образом, они совместно образуют нарезку.

Угловое закручивание ребер 24 предпочтительно выполнено под углом 45° относительно оси ХХ'. Эта угловая закрутка служит для создания эффекта завихрения в потоке топлива и, более конкретно, в струях топлива на выходе из распылителя 10.

Более того, когда топливная форсунка 2, 2' содержит завихритель 14 воздуха, размещенный в кольцевом канале 8, угловая закрутка ребер 24 проходит преимущественно в том же направлении, что и направление ребер завихрителя 14.

Согласно еще одному преимущественному отличительному признаку настоящего изобретения топливная форсунка 2, 2' дополнительно содержит устройство 28 для регулирования расхода газа, инжектируемого в топливопровод 6. Это устройство 28 таким образом служит для управления расхода, с которым газ следует инжектировать для вспенивания топлива. Например, расход газа можно регулировать как функцию расхода и давления Р_С топлива.

Ниже следует описание конкретных признаков топливной форсунки 2, показанной на фиг.1-3.

В этом варианте воплощения отверстия 18 газового канала 16 открыты в топливопровод 6 через пробку-распылитель 10 топлива. Для этого газовый канал 16 проходит в осевом направлении до пробки-распылителя 10, к которой он крепится. В пробке-распылителе 10 может быть выполнена полость, в которую открывается газовый канал 16, при этом полость ведет к отверстиям 18. Как вариант, газовый канал 16 и пробка-распылитель могут быть выполнены в виде одной детали.

Более конкретно, отверстия 18 газового канала 16 открываются между парами соседних ребер 24 на пробке-распылителе 10 топлива, т.е. они открываются в канавки 26, в которых образуются струи топлива. В результате происходит смешение топлива и газа в зоне соединения отверстий 18 и канавок 26, и результирующее вспенивание топлива приводит к дроблению струй топлива на мелкие капли.

Как показано на фиг.3, отверстия 18 преимущественно открываются в газовый канал 16 тангенциально, тем самым усиливая эффект завихрения топлива, создаваемый закручиванием ребер 24 на пробке-распылителе 10.

Ниже следует описание конкретных признаков топливной форсунки 2', показанной на фиг.4.

В этом варианте воплощения отверстия 18 газового канала 16 открываются в топливопровод 6 выше по потоку от пробки-распылителя 10' топлива. Газовый канал 16 проходит в осевом направлении до пробки-распылителя 10' и прикреплен к ней (или может быть выполнен за одно целое с ней).

Отверстия 18 могут располагаться в двух поперечных плоскостях. Таким образом, смешивание топлива и газа происходит в зоне соединения отверстий 18 и зоне газового канала 16, в которую открываются эти отверстия. Смешивание жидкости и газа происходит до того, как смесь будет подана в форме струй через пробку-распылитель 10'.

В этом же варианте воплощения, как показано на фиг.4, пробка-распылитель 10' имеет коническое сечение.

Топливная форсунка 2, 2', описанная выше, пригодна для аэромеханических систем инжектирования для инжектирования топливовоздушной смеси в камеру сгорания турбомашины. На фиг.5 и 6 показаны два варианта воплощения таких аэромеханических систем инжектирования.

Система 100 инжектирования, показанная на фиг.5, содержит топливную форсунку 2, 2' согласно настоящему изобретению, центр которой расположен на оси YY'. Она дополнительно содержит внутренний завихритель 102 воздуха, размещенный ниже по потоку от форсунки 2, 2' и служащий для инжектирования воздуха в радиальном направлении, и наружный завихритель 104 воздуха, размещенный ниже по потоку от внутреннего завихрителя 102 и также служащий для инжектирования воздуха в радиальном направлении. Завихрители 102 и 104 служат для придания вращения потоку топливовоздушной смеси, тем самым создавая турбулентность для улучшения распыления топлива и его смешения с воздухом.

Сопло 106 Вентури, представляющее собой внутреннее сопло сходящейся и расходящейся формы, размещено между внутренним и наружным завихрителями 102 и 104 воздуха. Оно служит для обозначения границы между потоками воздуха, приходящими от завихрителей 102 и 104 воздуха.

Сопло 108, расширяющееся вниз по потоку, установлено ниже по потоку относительно наружного завихрителя 104. Своим раскрывающимся углом сопло 108 распределяет топливовоздушную смесь по первичной зоне камеры сгорания.

Система 200 инжектирования, показанная на фиг.6, также относится к аэромеханическому типу, поэтому ниже будут описаны только ее отличия от системы 100 инжектирования с фиг.5. В частности, эта система инжектирования относится к типу, работающему на обедненной смеси с предварительным смешиванием и предварительным испарением (LPP).

Система 200 инжектирования содержит топливную форсунку 2, 2' согласно настоящему изобретению, центр которой расположен на оси ZZ'. Она имеет внутренний завихритель 202 воздуха, расположенный ниже по потоку от форсунки 2, 2' и служащий для инжектирования воздуха в радиальном направлении, и наружный завихритель 204 воздуха, расположенный ниже по потоку относительно внутреннего завихрителя 202 и служащий для инжектирования воздуха в радиальном направлении.

Первое сопло 206 Вентури размещено между завихрителями 202 и 204, а второе сопло 208 Вентури размещено ниже по потоку относительно наружного завихрителя 204. Трубка 210 для предварительного смешивания и/или предварительного испарения также расположена ниже по потоку относительно второго сопла 208 Вентури.