Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ
КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ

КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Камера сгорания газовой турбины предназначена для энергетических установок, работающих преимущественно на сжатом природном газе с малой концентрацией оксидов азота в отработанных газах турбины. Камера сгорания газовой турбины содержит по меньшей мере одну жаровую трубу, состоящую из основной камеры и предкамеры с полостями подвода топливного газа и смешения топливного газа и воздуха, а также форсунок с втулками смешения топливного газа и воздуха. Передняя и задняя стенки предкамеры выполнены двухслойными с полостями подвода топливного газа. Задняя стенка предкамеры содержит экран, обращенный к основной камере и образующий со смежной стенкой проточную воздушную полость. На выходе предкамеры поперечное сечение полости подвода топливного газа превышает поперечное сечение предкамеры. В стенках втулок и предкамеры выполнены щелевые каналы, имеющие тангенциальное пересечение с осью втулок и предкамеры. Между каналами выполнены отверстия, сообщающиеся с полостями подвода топливного газа и имеющие ряд более мелких отверстий, выход которых расположен на поверхности щелевых каналов перед их поперечным сечением. Втулки смешения выполнены с уменьшенным относительно средней части втулки диаметром лобового и выходного торцов и с конусным телом внутри, соосным с втулкой, причем вершина конуса направлена по потоку, основание скреплено с лобовым торцов втулки, а в теле конуса выполнено отверстие соосно с осью втулки. Такое выполнение камеры сгорания позволит повысить ее ресурс. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2121113
Класс(ы) патента: F23R3/34
Номер заявки: 96110608/06
Дата подачи заявки: 28.05.1996
Дата публикации: 27.10.1998
Заявитель(и): Акционерное общество "Авиадвигатель"
Автор(ы): Кузменко М.Л.; Снитко А.А.; Токарев В.В.; Андрюков Н.А.; Максин В.И.; Кириевский Ю.Е.; Хайруллин М.Ф.
Патентообладатель(и): Акционерное общество "Авиадвигатель"
Описание изобретения: Изобретение относится к камерам сгорания газовых турбин энергетических установок, работающих преимущественно на сжатом природном газе с малой концентрацией оксидов азота в отработавших газах турбины.
Известна камера сгорания газовой турбины, содержащая горелку и проходящую в направлении течения полость сгорания, а на входной стороне камера сгорания A снабжена несколькими горелками B, C предварительного смешения, расположенными одна рядом с другой и имеющими различный размер. Между двумя большими горелками B размещена одна малая горелка C предварительного смешения. В горелках C за наибольшим выходным отверстием расположена форкамера [1].
Недостатком данной конструкции является малый диапазон устойчивого горения на переходных режимах силовой установки. Кроме того, большие тепловые потоки от камеры к горелкам приводят к нагарообразованию и коксованию горелок, что снижает надежность работы камеры сгорания.
Известна также камера сгорания газовой турбины, содержащая по меньшей мере одну жаровую трубу, состоящую из основной камеры и предкамеры с полостями подвода топливного газа и смешения топливного газа и воздуха, а также форсунок с втулками смешения топливного газа и воздуха [2].
Недостатками известной камеры сгорания являются увеличенные осевые габариты жаровой трубы, повышающие время пребывания при высокой температуре потока продуктов горения, что приводит к повышенным выбросам токсичных продуктов сгорания, преимущественно оксидов азота NOx. Не исключается возможность прогара жаровых труб вследствие противоточной схемы течения охлаждающего воздуха в камере сгорания и вероятности образования застойных зон.
Наиболее близкой к заявляемой является малоэмиссионная камера сгорания для газовой турбины М1А - 13А мощностью 1,5 МВт, содержащая по меньшей мере одну жаровую трубу, состоящую из основной камеры и предкамеры с полостями подвода топливного газа и смешения топливного газа и воздуха, а также форсунок с втулками смешения топливного газа и воздуха [3].
Недостатками известной конструкции являются низкая надежность подачи сжатого газа в камеру сгорания и малый ресурс ее работы. Это объясняется отсутствием расходных полостей в предкамере, а следовательно, ограничениями в стабильности расхода топливного газа и устойчивости горения в широком диапазоне режимов работы. В известной конструкции сжатый природный газ подается в основную камеру и предкамеру через трубопроводы и каналы в стенках предкамеры и скрепленной с ней передней стенкой камеры сгорания, что усложняет также систему регулирования давлением сжатого природного газа и снижает ее надежность из-за большого числа соединений. Не исключена также возможность проскока пламени в пневматической форсунке и основной предкамере вследствие появления зон пониженного давления в центре вихря из-за закрутки потоков газа лопатки завихрителей. Кроме того, в известной конструкции предкамера недостаточно защищена от потока высокотемпературных продуктов сгорания, например, в пилотной форсунке. Известная конструкция затрудняет также ее сборку, разборку и использование в кольцевых камерах сгорания с наклонной относительно оси камеры осью жаровых труб вследствие жесткого соединения предкамеры с передней стенкой камеры сгорания. На переходных режимах и неполной загрузке возможны повышенные выбросы токсичных продуктов сгорания, в основном оксидов азота NOx, вследствие неравномерной подачи топливно-воздушной смеси относительно поперечного сечения основной камеры.
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении ресурса камеры сгорания за счет снижения температурных градиентов в стенках предкамеры и снижение токсичности продуктов сгорания за счет более высокой степени смешения с воздухом смеси природного газа, повышения полноты его сгорания, а также повышения устойчивости горения в широком диапазоне режимов работы газотурбинной установки.
Сущность технического решения заключается в том, что в камере сгорания газовой турбины, содержащей по меньшей мере одну жаровую трубу, состоящую из основной камеры и предкамеры с полостями подвода топливного газа и смешения топливного газа и воздуха, а также форсунок с втулками смешения топливного газа и воздуха, согласно изобретению, передняя и задняя стенки предкамеры выполнены двухслойными с полостями подвода топливного газа, при этом задняя стенка предкамеры содержит экран, обращенный к основной камере и образующей со смежной стенкой проточную воздушную полость, а на выходе предкамеры поперечное сечение полости подвода топливного газа превышает поперечное сечение предкамеры, в стенках втулок и предкамеры выполнены щелевые каналы, имеющие тангенциальное пересечение с осью втулок и предкамеры, а между каналами выполнены отверстия, сообщающиеся с полостями подвода топливного газа и имеющие ряд более мелких отверстий, выход которых расположен на поверхности щелевых каналов перед их поперечным сечением. Втулки смешения выполнены с уменьшенным относительно средней части втулки диаметром лобового и выходного торцев и с конусным телом внутри, соосным с втулкой, причем вершина конуса направлена по потоку, основание скреплено с лобовым торцем втулки, а в теле конуса выполнено отверстие соосно с осью втулки.
Выполнение в камере сгорания передней и задней стенок предкамеры двухслойными, с полостями подвода топливного газа позволяет уменьшить потери давления и инерционность системы регулирования давлением сжатого природного газа, а также упростить размещение расходных полостей топливного газа непосредственно в стенках предкамеры. Это упрощает также и соединения с трубопроводами подвода топливного газа, снижает их количество, повышает надежность соединений с стабильность расхода топливного газа через форсунки, а следовательно, повышает устойчивость горения. Кроме того, это повышает "быстродействие" системы, упрощает систему регулирования подачи топливного газа в камеру сгорания в широком диапазоне режимов работы газотурбинной установки.
Наличие на задней стенке предкамеры экрана, обращенного к основной камере и образующего со смежной стенкой проточную воздушную полость, обеспечивает теплоизоляцию полости топливного газа в задней стенке предкамеры от воздействия высоких температур, создаваемых в зоне горения.
Выполнение на выходе предкамеры, т.е. на задних стенках, поперечного сечения полости подвода топливного газа, превышающего поперечное сечение предкамеры, позволяет дополнительно снизить потери давления, упростить размещение расходных полостей топливного газа и соединить их непосредственно с втулками смешения топливного газа, например, при помощи сварки. Это повышает надежность соединений, снижает вероятность утечек топливного газа, повышает ресурс и надежность камеры сгорания, а также обеспечивает стабильность расхода топливного газа через форсунки и упрощает систему регулирования подачи газа в камеру сгорания.
Выполнение в стенках втулок и предкамеры щелевых каналов, имеющих тангенциальное пересечение с осью втулок и предкамеры, позволяет увеличить степень смешения, закручивая газовые потоки и увеличивая их траекторию.
Выполнение между каналами отверстий, сообщающихся с полостями подвода топливного газа и имеющих ряд более мелких отверстий, выход которых расположен на поверхности щелевых каналов перед их поперечным сечением, обеспечивает дополнительную турбулизацию топливно-воздушного потока перед входом в тангенциальный канал и повышает степень смешения топливовоздушных струй.
Выполнение втулок смешения с уменьшенным относительно средней части втулки диаметром лобового и выходного торцев и с конусным телом внутри, соосным с втулкой, причем с вершиной конуса, направленной по потоку, а основанием - скрепленным с лобовым торцем втулки, позволяет уменьшить потери давления при смешивании топливного газа с уже перемешанной топливовоздушной смесью в предкамере за счет близкого к ламинарному течению потока турбулентных струй внутри втулок смешения. Глухой лобовой торец втулки обеспечивает торможение потока топливовоздушной смеси внутри предкамеры. Уменьшенный диаметр лобового и выходного торцев позволяет разместить внутри втулки конусное тело, что обеспечивает потоку внутри втулки равенство скоростей вдоль ее оси.
Выполнение внутри конуса отверстия позволяет сдувать поток газов в центре закрученного тангенциальными каналами потока, имеющего пониженное статистическое давление, что исключает проскок пламени в центре тангенциального вихря.
На фиг. 1 изображена верхняя часть продольного сечения камеры сгорания вдоль оси жаровой трубы; на фиг. 2 - разрез A-A на фиг.1 (поперек входной части предкамеры); на фиг.3 - разрез Б-Б на фиг.1 (поперек втулки смешения топливного газа с топливовоздушной смесью); на фиг.4 - разрез В-В на фиг.2 (отверстия для подачи топливного газа из полости в передней стенке предкамеры); на фиг.5 - разрез Г-Г на фиг.3 (отверстия для подачи топливного газа во втулки смешения из полости в задней стенке предкамеры); на фиг.6 - вид Д на фиг.1 (со стороны полости горения на две смежные предкамеры).
Камера сгорания газовой турбины содержит по меньшей мере одну жаровую трубу 1, образованную кольцевыми наружной 2 и внутренней 3 оболочками и ряд предкамер 4, расположенных в кольцевом пространстве 5, образованном внутренней оболочкой 6 и наружными оболочками 7, 8, 9 камеры сгорания. Ось 10 предкамеры 4 расположена под острым углом к оси 11 камеры сгорания. В предкамере 4 содержатся форсунки 12 с втулками 13 смешения топливного газа 14 и воздуха 15, а поз.16 - показан поток перемешанной топливовоздушной смеси в полости 17 предкамеры 4. Передняя стенка 18 и задняя стенка 19 предкамеры 4 выполнены двухслойными из стенок 20, 21 и стенок 22, 23, соответственно на передней 18 и задней 19 стенках предкамеры 4 с полостями 24 и 25 подвода топливного газа 14. При этом задняя стенка 19 предкамеры 4 содержит экран 26, обращенный к основной камере 27, т.е. к жаровой трубе 1, образующий со смежной стенкой 23 проточную воздушную полость 28. Проточной полость 28 становится благодаря ряду отверстий 29 в кольцевом пояске 30 и зазору между втулками 13 и отверстиями 31 в экране 26. На выходе предкамеры 4, т.е. в зоне ее задней стенки 19 поперечное сечение 32 полости подвода 25 топливного газа 14 превышает поперечное сечение 33 предкамеры 4. В стенках втулок 13 и предкамеры 4 выполнены щелевые каналы 34 и соответственно 35, имеющие тангенциальное пересечение с осью 36 втулок 13 и осью 10 предкамеры 4. Между каналами 34, 35 выполнены отверстия 37, 38, сообщающиеся соответственно с полостями 25 и 24 подвода топливного газа 14 и имеющие ряд более мелких отверстий, соответственно 39 и 40, выход которых расположен на поверхности 41 и соответственно 42 щелевых каналов 34 и 35 перед их поперечным сечением 43 и 44, на расстоянии X1 и X2. Втулки смешения 13 выполнены с глухим лобовым торцем 45 и с уменьшенным относительно средней части 46 втулки диаметром лобового торца 45 и выходного торца 47, а также с конусным телом 48 внутри втулки 13, соосным с этой втулкой. Вершина 49 конуса 48 направлена по потоку 16 во втулке 13, основание 50 скреплено с лобовым торцем 45 втулки, а в теле конуса 48 выполнено отверстие 51, соосно с осью 36 втулки 13. Кроме того, на фиг. 1 показаны штуцеры 52, 53 и 54 подвода топливного газа 14 со сферотелескопическими соединениями в предкамере 4, форсунка 55 малого газа, диффузор 56 с внезапным расширением, поперечная обтекаемая стойка 57, скрепляющая внутреннюю 6 и наружную 9 оболочки камеры сгорания, 58 - первая ступень соплового аппарата турбины, а на фиг.6 - 59 - дополнительные форсунки малого газа между предкамерами 4.
Камера сгорания газовой турбины работает следующим образом. При запуске энергетической установки и работе на режиме холостого хода сжатый природный газ 14 подается через пусковые штуцеры 52 и форсунки 55, 59, смешиваясь с потоком воздуха 15, и воспламеняется в основной камере 27 от свечи зажигания, образуя факел диффузионного горения. С увеличением режима сжатый природный газ через штуцеры 54 подается в полость 25 в задней стенке 19 предкамеры 4, поступает в отверстия 37 во втулках 13, далее через ряды более мелких отверстий 39 распыливается с поверхности 41 в щелевых каналах 34, тангенциально расположенных к оси 36 втулок, где смешивается с воздухом 15. Интенсивно закручиваясь и перемешиваясь в тангенциальных каналах 34, газовоздушная смесь 16 поступает в основную камеру 27, где закрученные потоки газовоздушных струй образуют циркуляционные зоны горения для сжигания природного газа в гомогенной, обедненной газовоздушной смеси ( αг = 1,8-2,2, где αг - коэффициент избытка окислителя, равный отношению действительного количества воздуха к теоретически необходимому для полного сгорания топлива. На высоких режимах сжатый природный газ 14 подается через штуцеры 53 в полости 24 в передней стенке 18 предкамеры 4, через отверстия 38 распыливается через ряды более мелких отверстий 40 с поверхности 42 в щелевых каналах 35, интенсивно перемешивается с воздухом 15 и, тангенциально закручиваясь в щелевых каналах 35 и далее в полости 17 предкамер 4, газовоздушная смесь 16 поступает в тангенциальные каналы 34 втулок смешения 13, где дополнительно перемешивается, достигая высокой степени однородности. При этом подача сжатого газа через штуцеры 53 снижается или полностью прекращается, а коэффициент избытка окислителя газовоздушной смеси в сечении выходного торца 47 втулок 13 составляет 1,8 - 2,2. Горение бедной гомогенной смеси протекает при невысоких температурах (Тг = 750 - 1050 K), и количество образующихся оксидов азота при этом незначительно.
Таким образом, предлагаемая конструкция камеры сгорания защищена от потока высокотемпературных продуктов сгорания воздушной полостью и тепловым экраном, а размещение полостей подвода сжатого природного газа непосредственно в предкамере повышает ее ресурс и надежность за счет повышения устойчивости горения в широком диапазоне режимов работы газотурбинной установки, токсичность продуктов сгорания при этом снижается более чем в 5 раз.
Формула изобретения: 1. Камера сгорания газовой турбины, содержащая по меньшей мере одну жаровую трубу, состоящую из основной камеры и предкамеры с полостями подвода топливного газа и смешения топливного газа и воздуха, а также форсунок с втулками смешения топливного газа и воздуха, отличающаяся тем, что передняя и задняя стенки предкамеры выполнены двухслойными с полостями подвода топливного газа, при этом задняя стенка предкамеры содержит экран, обращенный к основной камере и образующий со смежной стенкой проточную воздушную полость, а на выходе предкамеры поперечное сечение полости подвода топливного газа превышает поперечное сечение предкамеры, в стенках втулок и предкамеры выполнены щелевые каналы, имеющие тангенциальное пересечение с осью втулок и предкамеры, а между каналами выполнены отверстия, сообщающиеся с полостями подвода топливного газа и имеющие ряд более мелких отверстий, выход которых расположен на поверхности щелевых каналов перед их поперечным сечением.
2. Камера по п. 1, отличающаяся тем, что втулки смешения выполнены с уменьшенным относительно средней части втулки диаметром лобового и выходного торцов и с конусным телом внутри, соосно с втулкой, причем вершина конуса направлена по потоку, основание скреплено с лобовым торцом втулки, а в теле конуса выполнено отверстие соосно с осью втулки.