RU2625076C1 - Камера сгорания газотурбинного двигателя и средство активации воздуха - Google Patents
Камера сгорания газотурбинного двигателя и средство активации воздуха Download PDFInfo
- Publication number
- RU2625076C1 RU2625076C1 RU2016103978A RU2016103978A RU2625076C1 RU 2625076 C1 RU2625076 C1 RU 2625076C1 RU 2016103978 A RU2016103978 A RU 2016103978A RU 2016103978 A RU2016103978 A RU 2016103978A RU 2625076 C1 RU2625076 C1 RU 2625076C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air
- combustion chamber
- gas turbine
- turbine engine
- housing
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/26—Controlling the air flow
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей и может найти применение в авиационных и стационарных газотурбинных двигателях, в том числе на газоперекачивающих агрегатах. Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус, жаровую трубу, форсуночную плиту и форсунки, топливный кольцевой коллектор и, по меньшей мере, одно средство активации воздуха при помощи лазерного излучения. Топливный кольцевой коллектор установлен в передней полости на форсуночной плите, и к нему присоединен топливопровод. Каждое средство активации воздуха установлено вне корпуса, к нему присоединен трубопровод отбора воздуха из-за последней ступени компрессором. Перед топливным кольцевым коллектором установлен воздушный кольцевой коллектор, и к нему присоединен трубопровод подачи активированного воздуха, вход которого соединен с выходом из средства активации воздуха. Средство активации выполнено в виде корпуса с системой зеркал, установленных внутри него, и лазерного бока, установленного на корпусе. Изобретение направлено на повышение надежности средства активации воздуха и обеспечение ремонтопригодности. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 13 ил.
Description
Изобретение относится к двигателестроению, конкретно к камерам сгорания газотурбинного двигателя и может использоваться в авиации и на стационарных газотурбинных двигателях в том числе на газоперекачивающих агрегатах, использующих в качестве топлива природный газ.
Известна камера сгорания по патенту РФ на изобретение №215888, МПК F23R 3/26, опубл. 10.11.2000 г.
Фронтовое устройство камеры сгорания для высокотемпературного газотурбинного двигателя с подводом топлива в топливные коллекторы через неподвижные разделители потока содержит фронтовое устройство, выполненное в виде ряда профилированных пластин. Профилированные пластины установлены на входе в первичные каналы с возможностью перемещения друг относительно друга в окружном направлении при изменении площадей проходных сечений первичных каналов. Каждая из профилированных пластин состоит из неподвижной и подвижной частей, телескопически соединенных между собой. Неподвижные части телескопических пластин жестко закреплены на неподвижных разделителях потока. Ответные подвижные части пластин закреплены на подвижных разделителях потока. Топливные коллекторы с одного конца с помощью внутренних шаровых шарниров закреплены на неподвижных разделителях потока, а с другого конца шарнирно закреплены к поворотным тягам, вторые концы которых шарнирно крепятся к подвижным разделителям потока. Такое выполнение фронтового устройства расширяет диапазон устойчивого горения.
Недостатки этой камеры сгорания: эмиссия вредных веществ особенно на режиме «малого газа», неполное сгорание топлива, окружная и радиальная неравномерность поля температур на выходе их камеры сгорания.
Известна камера сгорания ГТД по патенту РФ на изобретение №2493493, МПК F23R 3/28, опубл. 20.09.2013 г.
Эта камера сгорания содержит внешний корпус, жаровую трубу, форсуночную пииту и форсунки кольцевой коллектор, установленный в передней полости на форсуночной плите к которому присоединен топливопровод.
Недостаток неполное сгорание топлива. Около 5% топлива не сгорает и выбрасывается в атмосферу в виде C, CO NO и т.д. Это повышает расход топлива и ухудшает экологию атмосферы.
Известен способ организации горения в традиционной камере сгорания авиационного ГТД, получивший широкое распространение в основных камерах сгорания ГТД традиционной схемы независимо от конкретных особенностей конструкции двигателя. Способ заключается в том, что рабочий объем камеры разделяется на две основные части: зону горения и зону разбавления. За фронтовым устройством жаровой трубы образуются зоны циркуляции газа, необходимые для стабилизации пламени, т.е. для непрерывного поджигания топливовоздушной смеси горячими продуктами сгорания. В эту зону подается распыляемое центробежной форсункой топливо. Поступающий в жаровую трубу воздух делится на три основные части: первичный, вторичный и третичный (см., например, «Обеспечение комплекса основных характеристик камеры». Основные камеры сгорания ГТД. Научный вклад в создание авиационных двигателей, Кн. 2, ЦИАМ, 2000 г., стр. 308-309).
Недостатком данного способа является высокий уровень выброса загрязняющих веществ, к которым, как известно, относятся: монооксид углерода CO, оксиды азота NOx, несгоревшие углеводороды CnHm и сажевые частицы которые образуются при горении углеводородных топлив в традиционных камерах сгорания ГТД.
Известна камера сгорания ГТД, в которой с целью уменьшения токсичных выбросов используют пар (патент РФ №2287066, МПК F01K 21/04, опубл. 2006 г.). Способ работы указанной камеры ГТД включает подачу пара в первичную зону (зона горения) и во вторичную зону (зона разбавления) камеры сгорания. Расход пара в первичную зону регулируют перепуском части пара во вторичную зону и поддерживают оптимальную температуру пламени в первичной зоне на всех основных режимах работы. При этом пар во вторичную зону подается непосредственно в жаровую трубу камеры сгорания без предварительного смешения с воздухом, подаваемым во вторичную зону. Изобретение позволяет обеспечить при всех условиях эксплуатации в диапазоне основных режимов работы низкий уровень эмиссии оксидов азота, монооксида углерода и несгоревших углеводородов, устойчивую и надежную работу камеры сгорания, значительное повышение мощности и к.п.д. установки.
Основным недостатком данной камеры сгорания является невозможность ее использования в авиационных двигателях в связи с большим потребным количеством пара и отсутствием источника пара на борту самолета.
В связи с ужесточением требований по выбросам вредных веществ ГТД возникает необходимость в разработке камеры сгорания с малыми выбросами этих веществ. Среди других решений (подача пара или воды в камеру сгорания) применяют перераспределение расхода воздуха по длине камеры сгорания для обеспечения оптимальных условий горения во всем рабочем диапазоне режимов работы ГТД. При этом для предотвращения образования CO и CnHm на низких режимах и обеспечения нормального запуска камеры сгорания уменьшают расход воздуха в первичную зону, а на высоких режимах для предотвращения образования NOx увеличивают расход воздуха в первичную зону.
Известна камера сгорания ГТД с регулируемым распределением воздуха, содержащая жаровую трубу с окнами в ее стенке, перекрываемыми размещенным в месте расположения окон подвижным элементом, соединенным через систему рычагов с приводом (патент EP 0100135, МПК F23R 3/26, опубл. 1986 г.).
Недостатком указанного устройства является его низкая надежность, так как при нагреве стенок жаровой трубы поворотные и перемещаемые вдоль нее кольца, пояса или не обеспечивают герметичность (при закрытом положении), что нарушает оптимальное распределение воздуха по длине жаровой трубы, или (при достаточной герметичности, т.е. при малых зазорах) могут происходить отказы в перемещениях регулирующих элементов из-за коробления жаровой трубы, особенно при ее неравномерном нагреве, и от температурных расширений жаровой трубы и регулируемых элементов.
Как отмечено выше, в традиционной камере сгорания воздух, отбираемый от компрессора, разделяется на два потока: первичный и вторичный потоки. Первичный поток поступает на фронтовое устройство, которое содержит топливную форсунку и обеспечивает с помощью основных и вспомогательных завихрителей создание турбулентного потока газовой смеси посредством смешения первичного воздуха с горючим. Образованная топливовоздушная смесь воспламеняется стандартным образом и образует в жаровой трубе пламенный факел в направлении течения газа с максимальной температурой на оси порядка 2000 К и более. Высокая температура пламенного факела является причиной образования в нем оксидов азота, которые наряду с окислами углерода являются основными загрязняющими выхлопными веществами камеры сгорания. Образование CO в продуктах сгорания является следствием неполноты сгорания углеводородных топлив в области боковой стенки жаровой трубы, которая интенсивно охлаждается до 900 К в узкой зоне подачи пелены вторичного воздуха, находящейся между корпусом камеры сгорания и внешней поверхностью жаровой трубы. При такой низкой температуре монооксид углерода не окисляется в CO2. Таким образом, причины образования оксидов азота и углерода различны, чем и объясняются практические трудности технической реализации одновременного предотвращения этих загрязнений в выхлопных газах камеры сгорания ГТД. Уменьшение оксидов азота осуществляется сжиганием бедных смесей, что может относиться к некоторому эквивалентному уменьшению эффективного времени пребывания основных продуктов горения в области интенсивного тепловыделения. Однако этот подход не является оптимальным, так как сопровождается проблемами неустойчивости горения по сравнению с диффузионным горением, что является основным недостатком и препятствием в создании камер сгорания, использующих бедные смеси.
Известна камера сгорания ГТД по пат. РФ на изобретении №2505749, МПК F23R 3/26, опубл. 27.01.2014 г., прототип камеры сгорания и устройства активации воздуха.
Эта камера содержит корпус, жаровую трубу, форсуночную пииту и форсунки, топливный кольцевой коллектор, установленный в передней полости на форсуночной плите, к которому присоединен топливопровод, и средство активации воздуха при помощи лазерного излучения.
Средство активации воздуха, содержит лазерный блок и систему зеркал.
Недостатки низкая надежность и плохая ремонтопригодность средства активации воздуха.
Современные ГТД работают при температурах перед турбиной до 1500°С при этом температура воздуха за компрессором превышает 500°С. Температура вторичного воздуха может достигать 1000°С. Работа оптики и электроники лазерных устройств в этих условиях невозможна. Кроме того, для ремонта лазерного средства активации воздуха или чистки зеркал необходима полная разборка двигателя.
Задачи создания изобретения: повышение надежности средства активации воздуха и обеспечение его ремонтопригодности.
Достигнутые технические результаты: увеличение надежности и ремонтопригодности средства активации воздуха за счет его выноса вне корпуса и охлаждения.
Решение указанных задачи достигнуто в камере сгорания газотурбинного двигателя, содержащей корпус, жаровую трубу, форсуночную пииту и форсунки, топливный кольцевой коллектор, установленный в передней полости на форсуночной плите к которому присоединен топливопровод, и по меньшей мере одно средство активации воздуха при помощи лазерного излучения, тем, что средство активации воздуха установлено вне корпуса, к нему присоединен трубопровод отбора воздуха из-за последней ступени компрессора, перед топливным кольцевым коллектором установлен воздушный кольцевой коллектор и к нему присоединен трубопровод подачи активированного воздуха, вход которого соединен с выходом их средства активации воздуха. Средство активации может быть выполнено в виде корпуса с системой зеркал, установленных внутри него и источника лазерного излучения установленного на корпусе. Система зеркал может быть выполнена в виде наклонно установленных зеркал, покрывающих всю внутреннюю поверхность активатора воздуха кроме входного и выходного отверстия и отверстия ввода луча лазера. Перед устройством активации воздуха может быть установлен эжектор, центральная форсунка которого через подкачивающий компрессор соединена с выходом из промежуточной ступени компрессора. Источник лазерного излучения может быть выполнен охлаждаемым, содержать канал охлаждения, вход в который соединен с выходом из подкачивающего компрессора. Под жаровой трубой может быть установлен внутренний кольцевой кожух, образующий с жаровой трубой внутренний канал. Между внешним корпусом камеры сгорания и жаровой трубой может быть образован внешний канал в жаровой трубе выполнены отверстия. Все детали камеры сгорания, в первую очередь жаровая труба, могут быть покрыты жаростойкой эмалью.
Решение указанной задачи достигнуто в средстве активации воздуха, содержащем лазерный блок и систему зеркал, тем, что оно выполнено в корпусе, система зеркал установлена внутри корпуса, а источник лазерного излучения установлен на этом корпусе. Лазерный блок может быть выполнен быстросъемным. Лазерный блок может быть выполнен охлаждаемым.
Средство активации воздуха может быть выполнено с возможностью возбуждение молекулярного кислорода в синглетные состояния O2(a1Δg) и 
.
Особенностью предложенного изобретения является то, что источник лазерного излучения выполнен с возможностью возбуждения молекул кислорода в метастабильные синглетные состояния O2(a1Δg) и 
, а основное отличие - то что источник лазерного излучения помещен в более благоприятные температурные условия и оборудован надежной системой охлаждения.
Сущность изобретения поясняется на фиг. 1…13 где:
- на фиг. 1 приведена камера сгорания,
- на фиг. 2 приведен активатор воздуха,
- на фиг. 3 приведен воздушный коллектор,
- на фиг. 4 приведено средство лазерного воздействия,
- на фиг. 5 приведен разрез А-А,
- на фиг. 6 приведен разрез В-В,
- на фиг. 7 приведен разрез С-С,
- на фиг. 8 приведена оптическая часть лазерного блока,
- на фиг. 9 приведен вариант с баллоном высокого давления,
- на фиг. 10 приведена схема с теплообменником,
- на фиг. 11 приведены график зависимости скорости ламинарного пламени Un в смеси СН4 - воздух от величины коэффициента избытка горючего 
для бедной смеси при 
и 
(сплошная и пунктирная линии при значениях: Р0=1 атм, Т0=300 К),
- на фиг. 12 приведено расположение двух лазерных блоков в составе одноконтурного ГТД,
- на фиг. 13 приведено расположение двух лазерных блоков в составе одноконтурного ГТД.
Камера сгорания ГТД (фиг. 1…13) содержит корпус 1, расположенную в корпусе 1 жаровую трубу 2 с отверстиями 3, систему подачи топлива 4, форсуночную плиту 5 с установленными на ней топливными форсунками 6, Кольцевой топливный коллектор 7 закрепленный на форсуночной плите 5, полость которого 8 сообщается каналами 9 с топливными форсунками 6, воздушную полость 10 перед плитой 5 по потоку, внешний и внутренний каналы 11 и 12 вторичного воздуха. Внешний канал 11 образован между корпусом 1 и жаровой трубой 2, а внутренний канал 12 - между внутренним кожухом 13 и жаровой трубой 2.
Техническое решение описано на примере кольцевой камеры сгорания, но может быть применено и для трубчатой и трубчато-кольцевой камеры сгорания.
Камера сгорания ГТД снабжена, по меньшей мере, одним средством активации воздуха 14 для увеличения активности кислорода, содержащегося в первичном воздухе и проходящем через отверстия 15 в форсуночной плите 5 и для активации вторичного в каналах 11 и 12. Средств активации 14 может быть применено 2, 3, 4. 6 и т.д. Это не только обеспечит равномерную подачу синглентного кислорода в камеру сгорания, но и надежность ГТД. При выходе из строя одного из средств активации воздуха 14 не произойдет никаких отрицательных последствий.
Устройство активации воздуха 14 (фиг. 1 и 2) содержит корпус 16, в полости 17 которого установлена система зеркал 18, а на корпусе 16 - лазерный блок 19.
В корпусе 16 выполнены входное и выходное отверстия 20 и 21 (фиг. 2) и отверстие 22 для установки лазерного блока 19. Система зеркал 18 представляет собой многогранные зеркала 23, закрывающие всю внутреннюю поверхность 24 корпуса 16 кроме отверстий 20…23 (фиг. 2). Это необходимо для многократного, практически бесконечного отражения луча лазера 25 для активации воздуха.
Вход источника устройства активации воздуха 14 соединен с трубопроводом отбора воздуха 26 (фиг. 1), дугой конец которого соединен с выходом из последней ступени 27 компрессора 28. Выход из устройства активации воздуха 14 подающим трубопроводом 29 соединен с воздушным кольцевым коллектором 30, который установлен в воздушной полости 10 напротив топливного коллектора 7.
Воздушный кольцевой коллектор 30 (фиг. 3) выполнен симметричным и содержит полость 31, которая соединена с воздушной полостью 10 четырьмя группами отверстий 32, 33, 34 и 35 выполненных под углом к оси симметрии. Группы отверстий 33 и 34 обеспечивают активацию первичного воздуха, идущего в топливовоздушые форсунки 6, а отверстия 32 и 35 обеспечивают активацию вторичного воздуха, идущего по каналам 11 и 12 (фиг. 1).
Перед устройством активации воздуха 14 установлен эжектор 36 с форсункой 37 установленной вдоль его оси. Эжектор 36 предназначен для перекачивания активируемого воздуха (выполняет роль компрессора) и для охлаждения этого воздуха разбавлением его более холодным воздухом для защиты наиболее уязвимых деталей лазерного блока 19 (оптики и электроники). Кроме того эжектор 36 обеспечивает настройку режима работы устройства для активации 14 и обеспечивает его работу на режиме запуска.
Для обеспечения питания форсунки 37 воздухом высокого давления предназначен подкачивающий компрессор 38 с приводом 39. Вход подкачивающего компрессора 38 соединен трубопроводом 40 с промежуточной ступенью компрессора (соединение не показано на фиг. 1), а выход - трубопроводами 41 с входным патрубком 42 источника лазерного излучения 19 для его охлаждения и с форсункой 46.
Источник лазерного излучения 19 может быть выполнен охлаждаемым. Это предпочтительно. Охлаждение осуществляется относительно холодны воздухом, отбираемым из промежуточной ступени компрессора 28.
Камера сгорания оборудована блоком управления 43, который электрическими связями 44 соединен с приводом 38 и лазерным блоком 19.
Конструкция лазерного блока 19 приведена на фиг. 4…7.
Лазерный блок 14 (фиг. 4) содержит корпус 45, выполненный металлическим, место под ключ 46 и резьбовой участок 47.
Кроме того, он содержит внутреннюю втулку 48 и внешнюю втулку 49. Между внутренней втулкой 48 и внешней втулкой 49 выполнен топливный канал 50, который выполнен кольцевым. Топливный канал 50 имеет кольцевую полость 51, которая отверстиями 52 сообщается с полостью 53. На центральной втулке 48 целесообразно выполнить спиральные ребра 54 для увеличения скорости движения топлива, охлаждающего эту втулку и увеличения коэффициента теплоотдачи. К внешней втулке 49 присоединен входной патрубок 42 соединенный трубопроводом 41 с выходом из дополнительного компрессора 38. На внешнем торце 55 внутренней втулки 48 выполнен клеммный наконечник 56 соединенный электрическими связью 44 с блоком управления 43 (фиг. 1 и 2).
В полости 57 внутри внутренней втулки 48 установлен источник лазерного излучения 57, который соединен с одной стороны внутренним проводом 58 с клеммным наконечником 56 и оптическим волокном 59 - с оптическим окном 60. Для выхода луча лазера 25 предусмотрено отверстие 61 (фиг. 4).
Для обеспечения эффективной работы лазерного блока 19 на режиме запуска может быть применен баллон высокого давления 62 для хранения воздуха высокого давления 180…200 атм. (фиг. 9). Баллон высокого давления 62 трубопроводом 63 содержащим клапан 64 соединен с лазерным блоком 19 (фиг. 9).
На фиг. 10 приведена схема с охлаждение воздуха высокого давления, идущего к форсунке 37 эжектора 38. Теплообменник 65 установлен между клапаном 64 и форсункой 37.
На фиг. 11 приведен график зависимости скорости ламинарного пламени Un в смеси СН4 - воздух от величины коэффициента избытка горючего (α) для бедной смеси при и (сплошная и пунктирная линии при значениях: Р0=1 атм, Т0=300 К); Источник лазерного излучения 48 (фиг. 4) может быть выполнен в виде твердотельного Nd:YAG-лазера, основная частота которого преобразуется кристаллом Al2O3Ti3+ в широкополосное излучение, включающее длину волны 762 нм, которая вызывает переход молекул кислорода из основного электронного состояния в возбужденное синглетное состояние . Выделение соответствующего спектрального диапазона излучения, которое вызывает указанный переход, можно осуществить стандартным методом с помощью монохроматора либо отдельной дифракционной отражательной решетки, установленной на пути излучения, выходящего из кристалла Al2O3Ti3+, и отражением выделенного решеткой спектра в область протекания реакции горения между внешней поверхностью жаровой трубы 2 и корпуса 1 камеры сгорания.
Многократное отражение лазерного излучения между зеркалами 23 системы зеркал 18 формирует однородное, изотропное световое поле. Однородное световое поле обеспечивает интенсификацию воздействия лазерного излучения на обрабатываемый воздух. Возможность осуществления подобной оптической схемы подтверждается результатами исследований (ст.: Н.И. Липатов, А.С. Бирюков, Э.С. Гулямова. Световой котел-генератор синглетного кислорода O2(a1Δg) // Квантовая электроника. 2008. Т. 38. №13. С. 1179-1182).
Далее в результате относительно быстрого тушения состояния в воздухе
возникает (1) метастабильное состояние O2(a1Δg). Наличие активных центров-носителей цепного механизма окисления молекул СО в форме синглетного кислорода O2(a1Δg) позволяет интенсифицировать протекание цепной реакции окисления
в рассмотренной области камеры сгорания, где наряду с образовавшимися в реакции (2) носителями цепного механизма атомами кислорода присутствуют также активные атомы Н и радикалы ОН, участвующие в цепном механизме окисления СО. Это позволяет уменьшить на выходе из камеры сгорания количество монооксида углерода до минимально возможного уровня.
Аналогичный механизм окисления молекул СО присутствует в случае возбуждения молекул О2 в синглетное состояние O2(a1Δg) при воздействии лазерного излучения с длинной волны 1268 нм.
На фиг. 11 приведена расположение двух лазерных блоков в составе одноконтурного ГТД. Одноконтурный ГТД содержит компрессор 28 камеру сгорания 66 и два средства активации воздуха 14 размещенных вне корпуса 1 камеры сгорания 66.
На фиг. 12 - в составе двухконтурного ГТД. Двухконтурный ГТД содержит вентилятор 67, внешний корпус 68 и второй контур 69. Кроме того он имеет турбину 70 и реактивное сопло 71.
РАБОТА КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ГТД
При работе камеры сгорания ГТД запускают ГТД стартером (на фиг. 1…13 не показано) и воздух высокого давления подается в переднюю полость 6, откуда через отверстия 15 в форсуночной плите 3 к форсункам 46.
Одновременно по топливопроводу 4 топливо подается в полость 8 топливного коллектора 7 и далее по каналам 9 в топливовоздушные форсунки 6 (фиг. 1), где топливо смешивается с первичным воздухом и воспламеняется внутри жаровой трубы 2.
Вторичный воздух проходя по каналам 11 и 12 постепенно подмешивается к продуктам сгорания внутри жаровой трубы 2 через отверстии 3. Вследствие высокой активности кислорода воздуха происходит полное окисление продуктов сгорания.
Перед запуском ГТД включают привод 39 и подкачивающим компрессором 38 нагнетают сжатый воздух в устройство активации воздуха 14. Одновременно с блока управления 43 подают напряжение на лазерный блок 19.
В результате снижается эмиссия вредных веществ на всех режимах. На режиме запуска для повышения активности кислорода открывают клана 64 (фиг. 9) и воздух высокого давления по трубопроводу 63 подается в эжектор 36 и далее в устройство для активации воздуха 12. В результате на режиме запуска повышается расход воздуха, содержащего кислород в синглетном состоянии.
Охлаждение лазерного блока обеспечивают подмешивание относительно холодного воздуха через форсунку 37 в эжектор 36 и наличие канала охлаждения 63 (фиг. 4).
Ремонтопригодность устройства для активации воздуха обеспечивается его расположение вне корпуса 1 камеры сгорания и выполнением лазерного блока 19 быстросъемным (отворачивают ключом, используя место под ключ 46 и резьбовой участок 47).
На фиг. 12 приведено расположение двух лазерных блоков 14 в составе одноконтурного ГТД. Одноконтурный ГТД содержит компрессор 28 камеру сгорания 65 и два средства активации воздуха 14 размещенных вне корпуса 1 камеры сгорания 65.
Для двухконтурного ГТД (фиг. 13) воздух второго контура 68 дополнительно охлаждает средство активации воздуха 14.
Применение группы изобретений позволило:
1. Повысить надежность работы средства активации воздуха.
2. Улучшить охлаждение деталей средства активации воздуха.
3. Обеспечить ремонтопригодность средства активации воздуха.
4. Уменьшить эмиссию вредных веществ в режиме запуска.
Claims (13)
1. Камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая корпус, жаровую трубу, форсуночную плиту и форсунки, топливный кольцевой коллектор, установленный в передней полости на форсуночной плите, к которому присоединен топливопровод, и по меньшей мере одно средство активации воздуха при помощи лазерного излучения, отличающаяся тем, что каждое средство активации воздуха установлено вне корпуса, к нему присоединен трубопровод отбора воздуха из-за последней ступени компрессором, перед топливным кольцевым коллектором установлен воздушный кольцевой коллектор и к нему присоединен трубопровод подачи активированного воздуха, вход которого соединен с выходом из средства активации воздуха.
2. Камера сгорания газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что средство активации выполнено в виде корпуса с системой зеркал, установленных внутри него, и лазерного блока, установленного на корпусе.
3. Камера сгорания газотурбинного двигателя по п. 2, отличающаяся тем, что система зеркал выполнена в виде наклонно установленных зеркал, покрывающих всю внутреннюю поверхность корпуса средства активации воздуха, кроме входного и выходного отверстия и отверстия ввода луча лазера.
4. Камера сгорания газотурбинного двигателя по п. 2, отличающаяся тем, что перед средством активации воздуха установлен эжектор, центральная форсунка которого через подкачивающий компрессор соединена с выходом из промежуточной ступени компрессора.
5. Камера сгорания газотурбинного двигателя по п. 2, отличающаяся тем, что источник лазерного излучения выполнен охлаждаемым и содержит канал охлаждения, вход в который соединен с выходом из подкачивающего компрессора.
6. Камера сгорания газотурбинного двигателя по любому из пп. 1-5, отличающаяся тем, что под жаровой трубой установлен внутренний кольцевой кожух, образующий с жаровой трубой внутренний канал.
7. Камера сгорания газотурбинного двигателя по любому из пп. 1-5, отличающаяся тем, что между внешним корпусом камеры сгорания и жаровой трубой образован внешний канал.
8. Камера сгорания газотурбинного двигателя по любому из пп. 1-5, отличающаяся тем, что в жаровой трубе выполнены отверстия.
9. Камера сгорания газотурбинного двигателя по любому из пп. 1-5, отличающаяся тем, что все детали камеры сгорания, в первую очередь жаровая труба, покрыты жаростойкой эмалью.
10. Средство активации воздуха, содержащее источник лазерного излучения и систему зеркал, отличающееся тем, что оно содержит лазерный блок, установленный на корпусе, а источник лазерного излучения установлен внутри лазерного блока.
11. Средство активации воздуха по п. 10, отличающееся тем, что лазерный блок выполнен быстросъемным.
12. Средство активации воздуха по п. 10, отличающееся тем, что лазерный блок выполнен охлаждаемым.
13. Средство активации воздуха по п. 10, отличающееся тем, что оно выполнено с возможностью возбуждения молекулярного кислорода в синглетные состояния.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016103978A RU2625076C1 (ru) | 2016-02-08 | 2016-02-08 | Камера сгорания газотурбинного двигателя и средство активации воздуха |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016103978A RU2625076C1 (ru) | 2016-02-08 | 2016-02-08 | Камера сгорания газотурбинного двигателя и средство активации воздуха |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2625076C1 true RU2625076C1 (ru) | 2017-07-11 |
Family
ID=59495127
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016103978A RU2625076C1 (ru) | 2016-02-08 | 2016-02-08 | Камера сгорания газотурбинного двигателя и средство активации воздуха |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2625076C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2687544C1 (ru) * | 2017-12-27 | 2019-05-14 | Алексей Александрович Богатырев | Способ сжигания углеводородов в потоке ионизированного воздуха |
| RU2738086C1 (ru) * | 2020-02-03 | 2020-12-08 | Александр Владимирович Байгушев | Способ определения рабочей зоны топливно-регулирующего клапана, обеспечивающий устойчивое горение в камере сгорания газоперекачивающего агрегата |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0026594A1 (en) * | 1979-09-28 | 1981-04-08 | General Motors Corporation | Low emissions prevaporization type combustor assembly |
| EP0100135A1 (en) * | 1982-07-22 | 1984-02-08 | The Garrett Corporation | Combustor |
| SU965289A1 (ru) * | 1981-02-20 | 1991-03-23 | Предприятие П/Я В-8769 | Ионный газовый лазер |
| RU2326263C1 (ru) * | 2007-05-14 | 2008-06-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр имени М.В. Келдыша" (ФГУП "Центр Келдыша") | Способ воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ракетного двигателя и устройство для его осуществления (варианты) |
| RU2505749C1 (ru) * | 2012-07-27 | 2014-01-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Камера сгорания газотурбинного двигателя и способ ее работы |
| RU2507654C1 (ru) * | 2012-07-23 | 2014-02-20 | Олег Борисович Христофоров | Газоразрядный лазер, лазерная система и способ генерации излучения |
-
2016
- 2016-02-08 RU RU2016103978A patent/RU2625076C1/ru active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0026594A1 (en) * | 1979-09-28 | 1981-04-08 | General Motors Corporation | Low emissions prevaporization type combustor assembly |
| SU965289A1 (ru) * | 1981-02-20 | 1991-03-23 | Предприятие П/Я В-8769 | Ионный газовый лазер |
| EP0100135A1 (en) * | 1982-07-22 | 1984-02-08 | The Garrett Corporation | Combustor |
| RU2326263C1 (ru) * | 2007-05-14 | 2008-06-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр имени М.В. Келдыша" (ФГУП "Центр Келдыша") | Способ воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ракетного двигателя и устройство для его осуществления (варианты) |
| RU2507654C1 (ru) * | 2012-07-23 | 2014-02-20 | Олег Борисович Христофоров | Газоразрядный лазер, лазерная система и способ генерации излучения |
| RU2505749C1 (ru) * | 2012-07-27 | 2014-01-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Камера сгорания газотурбинного двигателя и способ ее работы |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| SU 965289 A1, 23.03 1991. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2687544C1 (ru) * | 2017-12-27 | 2019-05-14 | Алексей Александрович Богатырев | Способ сжигания углеводородов в потоке ионизированного воздуха |
| RU2738086C1 (ru) * | 2020-02-03 | 2020-12-08 | Александр Владимирович Байгушев | Способ определения рабочей зоны топливно-регулирующего клапана, обеспечивающий устойчивое горение в камере сгорания газоперекачивающего агрегата |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8616006B2 (en) | Advanced optics and optical access for laser ignition for gas turbines including aircraft engines | |
| US3958413A (en) | Combustion method and apparatus | |
| US4112676A (en) | Hybrid combustor with staged injection of pre-mixed fuel | |
| US3982392A (en) | Combustion apparatus | |
| RU2632073C2 (ru) | Узел впрыска топлива и установка, содержащая узел впрыска топлива | |
| US8021144B2 (en) | Catalytic combustor and method thereof | |
| US4240784A (en) | Three-stage liquid fuel burner | |
| US20180010795A1 (en) | Deflector for gas turbine engine combustors and method of using the same | |
| JPH05196232A (ja) | 耐逆火性燃料ステージング式予混合燃焼器 | |
| JP2004525335A (ja) | 燃焼室用の、液体燃料を空気流れ中に噴射する装置および方法 | |
| RU2076276C1 (ru) | Трубчатая камера сгорания газотурбинного двигателя и диффузионное регулируемое сопло предварительного приготовления смеси | |
| US8413446B2 (en) | Fuel injector arrangement having porous premixing chamber | |
| RU2505749C1 (ru) | Камера сгорания газотурбинного двигателя и способ ее работы | |
| EP0328418A1 (en) | Radiant tube furnace and method of burning a fuel | |
| RU2625076C1 (ru) | Камера сгорания газотурбинного двигателя и средство активации воздуха | |
| RU2014110631A (ru) | Трубчато-кольцевая камера сгорания с тангенциально направленными форсунками для топливно-воздушной смеси, предназначенная для газотурбинного двигателя | |
| US2715436A (en) | Resonant pulse jet combustion heating device | |
| US3540821A (en) | Flue gas recirculation burner | |
| RU2513527C1 (ru) | Камера сгорания газотурбинного двигателя и способ ее работы | |
| US3267676A (en) | Fuel burner structure | |
| RU2096644C1 (ru) | Комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель | |
| US9964302B2 (en) | Fuel injection system for use in a catalytic heater and reactor for operating catalytic combustion of liquid fuels | |
| RU2477425C2 (ru) | Камера сгорания | |
| KR20190048053A (ko) | 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈 | |
| RU2414649C2 (ru) | Камера сгорания газотурбинного двигателя |