RU2111416C1

RU2111416C1 - Камера сгорания газовой турбины энергетической установки

Info

Publication number: RU2111416C1
Application number: RU95115895/06A
Authority: RU
Inventors: М.Л. Кузменко; В.Е. Симонов; Н.А. Андрюков; Ю.Е. Кириевский
Original assignee: Акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 1995-09-12
Filing date: 1995-09-12
Publication date: 1998-05-20

Abstract

Использование: в энергетических газотурбинных установках, работающих преимущественно на сжатом природном газе с низкими выбросами вредных веществ. Сущность изобретения: в камере 1 газовой турбины, содержащей по меньшей мере одну жаровую трубу 2, состоящую из предкамеры П3 и основной камеры ОК4 с соплом С5 внутренние стенки ВС12 корпуса 13 П3 выполнены с постоянным поперечным сечением, а наружные стенки 14 в направлении выхода 15 с ВС16 С5 образуют сужающийся кольцевой зазор 1, при этом стенки ОК4 жестко скреплены со стенками 16 сужающейся части 17 С5 на входе 18, а на выходе 19 соединены телескопически со стенками 20 расширяющейся части 21 С5, 22. 5 ил.

Description

Изобретение относится к камерам сгорания турбин энергетических установок, работающих преимущественно на сжатом природном газе с низкими выбросами вредных веществ.

Известна конструкция камеры сгорания газовой турбины с низким выбросом оксидов азота, содержащая предкамеру и расположенную за ней основную камеру сгорания большого диаметра [1]. С внешней стороны предкамеры расположен воздушный канал, через который воздух подается к горелке, формирующей вращающийся поток. Далее воздух и топливо поступают в камеру сгорания, в которой при сжигании топлива формируется низкотемпературный факел.

Недостатком данной конструкции является малый диапазон устойчивого горения топлива на переходных режимах работы двигателя. Кроме того, большие тепловые потоки от камеры к горелкам приводят к нагарообразованию и коксованию горелок, что снижает надежность работы камеры сгорания.

Наиболее близкой к заявляемой является конструкция камеры сгорания газовой турбины, разделенная на первый и второй отсеки, служащие для осуществления соответственно первой и второй ступеней горения и соединенных между собой горловиной, имеющей диаметр меньше диаметра отсеков [2].

В известной камере сгорания для предотвращения возможности проскока пламени из второго отсека в первый дополнительное топливо и вторичный воздух подводятся через одиночную топливную форсунку и завихритель во втором отсеке, а снижение уровня эмиссии NO_x, CO и HC обеспечивается путем обогащения зоны малого газа. Однако это приводит к увеличению неравномерности полей максимальных температур на выходе из камеры сгорания, что может привести к снижению ресурса камеры сгорания.

Техническая задача, на решение которой направлено данное изобретение, заключается в повышении ресурса за счет обеспечения устойчивого экономичного горения топлива на основном и переходных режимах путем формирования потока обогащенной газовоздушной смеси, охватывающего факел пламени, образованный горением обедненной газовоздушной смеси, поступающей из предкамеры и основной камеры. Такой характер горения приводит к более равномерному полю максимальных температур на выходе из камеры сгорания, снижению уровня эмиссии вредных веществ на основном и переходных режимах и обеспечивает увеличение ресурса как самой камеры сгорания, так и газовой турбины в целом.

Данная техническая задача решается за счет того, что в камере сгорания газовой турбины, содержащей по меньшей мере одну жаровую трубу, состоящую из предкамеры и основной камеры с соплом и полостями подвода топливного газа и смешения газа и воздуха, согласно изобретению, внутренние стенки корпуса предкамеры выполнены с постоянным поперечным сечением, а наружные стенки в направлении выхода с внутренними стенками сопла образуют сужающийся кольцевой зазор, при этом стенки основной камеры жестко скреплены со стенками сужающейся части сопла на входе, а на выходе соединены телескопически со стенками расширяющейся части сопла, в которой выполнены каналы, сообщающие полость подвода топливного газа с внутренней полостью камеры сгорания, которые расположены концентрично отверстиям и охватывают их в радиальном направлении.

Выполненные с постоянным поперечным сечением внутренние стенки корпуса предкамеры восстанавливают и стабилизируют статическое давление закрученного фронта пламени в предкамере, формируют зону горения и обеспечивают безотрывное устойчивое течение потока горячих газов.

Образование сужающегося кольцевого зазора между наружными стенками корпуса предкамеры в направлении выхода с внутренними стенками сопла позволяет обеспечивать близкое к ламинарному течение потока вторичного воздуха вдоль стенок путем обдува вторичным воздухом стенок основной камеры, образующих полость смешения топливного газа и первичного воздуха, тем самым уменьшая образование нагара.

Жесткое скрепление основной камеры со стенками сужающейся части сопла на входе, а на выходе - телескопическое соединение со стенками расширяющейся части сопла позволяют осуществлять перемещение вдоль продольной оси камеры и устранять механические напряжения в стенках основной камеры, а также в стенках сужающейся и расширяющейся частей сопла, вызванные разницей температур между входной и выходной частями. Это также упрощает систему подачи и смешения топливного газа с воздухом.

Выполнение в стенках расширяющейся части сопла отверстий, сообщающих полость смешения топливного газа и воздуха с основной камерой позволяет использовать расширяющуюся часть сопла как диффузор для безотрывного течения закрученного потока зоны горения предкамеры и ее дополнительного перемешивания с зоной горения основной камеры. Это обеспечивает устойчивое экономичное горение с минимальным недожогом, снижает эмиссию вредных веществ на основном и переходных режимах, кроме того, уменьшает длину сужающегося сопла, определяемую из условий предотвращения проскока пламени из основной камеры в камеру смешения, а также габариты камеры сгорания.

В корпусе основной камеры выполнены каналы, сообщающие полость подвода топливного газа с внутренней полостью камеры сгорания, расположены они концентрично отверстиям относительно оси камеры сгорания и охватывают их в радиальном направлении, что позволяет формировать поток обогащенной газовоздушной смеси, поступающей из предкамеры и основной камеры, тем самым обеспечивая устойчивое экономичное горение топлива и повышение ресурса камеры сгорания.

Изобретение иллюстрируется следующими фигурами.

На фиг. 1 представлена верхняя часть продольного сечения камеры сгорания газовой турбины по штуцерам подвода топливного газа; на фиг. 2 - сечение А-А на фиг. 1; на фиг. 3 - сечение Б-Б на фиг. 1; на фиг. 4 - вид Г на фиг. 1; на фиг. 5 - вид В на фиг. 1.

Камера сгорания 1 газовой турбины содержит по меньшей мере одну жаровую трубу 2, имеющую предкамеру 3 и основную камеру 4 длиной L1 с соплом 5, а также полость 6 подвода топливного газа 7, полость 8 смешения топливного газа 7 и воздуха 9. Предкамера 3 и основная камера 4 выполнены из отдельных узлов и неподвижно соединены между собой по пояску Д1 кольцевого ребра 10 снаружи предкамеры 3 с отверстиями для подвода воздуха 9 во внутреннюю полость 11 основной камеры 4. Внутренние стенки 12 корпуса 13 предкамеры 3 выполнены с постоянным поперечным сечением специального или кругового профиля, а наружные стенки 14 в направлении выхода 15 с внутренними стенками 16 сопла 5 образуют сужающийся кольцевой зазор S1.

При этом стенки основной камеры 4 жестко скреплены, например приварены к стенкам 16 сужающейся части 17 сопла 5 на входе 18, а на выходе 19 соединены телескопически по пояску D2 со стенками 20 расширяющейся части 21 сопла 5, в которой выполнены отверстия 22, которые сообщают полость 8 смешения топливного газа 7 и воздуха 9 с внутренней полостью 11 основной камеры 4. В корпусе 23 основной камеры 4 выполнены каналы 34, сообщающие полость подвода 6 топливного газа 7 с полостью горения 25 камеры сгорания 1. Каналы 24 расположены концентрично отверстиям 22 на большем радиальном расстоянии R1, чем расстояние R2 до отверстий 22 от оси 26 камеры сгорания 1. Для закрутки потока воздуха 9 служат лопатки завихрителя 7, а для подачи топливного газа 7 в предкамеру 3 в режиме малого газа служит штуцер-форсунка 28. Имеются отверстия 29, сообщающиеся с полостью 6 подвода топливного газа 7, и ряд отверстий 30, выполненных в перемычках 31 в корпусе 23 основной камеры 4, и расположенных тангенциально к оси 26 камеры сгорания щелевыми каналами 32 подвода воздуха 9. Отверстия 30 расположены вдоль длины каждого из щелевых каналов 32 по обе стороны отверстий 29.

Основная камера 4 трубчатого типа соединена с кольцевой жаровой трубой 2 телескопически с возможностью перемещения по пояску D3 и со штуцером-форсункой 28 аналогично по пояску Д4, при этом штуцер 33 подачи основного топливного газа зафиксирован жестко с наружной частью 34 камеры сгорания 1.

Камера сгорания работает следующим образом.

При запуске энергетической установки в камере сгорания сжатый природный газ 7 подается в штуцер-форсунку 28, далее, смешиваясь с потоком воздуха 9, закрученного лопатками завихрителя 27, перемешанная смесь воспламеняется в предкамере 3 от пусковой свечи. Камера сгорания может работать в режиме малого газа в течение времени, достаточного для прогрева лопаток турбины, или в дежурном режиме. При этом подача топливного газа в штуцер 33 не производится.

При подаче топливного газа 7 в штуцер 33 в полость 6 он поступает через отверстия 29 и ряды отверстий 30, выполненных в перемычках 31 в корпусе 23 основной камеры 4, в щелевые каналы 32 подвода воздуха 9, где интенсивно перемешивается и закручивается в каналах 32, которые расположены тангенциально к оси 26 камеры сгорания. Поступая далее в полость смешения 8, поток перемешанной смеси стабилизируется и подается через отверстия 22 во внутреннюю полость 11 основной камеры 4, где воспламеняется от факела в предкамере 3. При этом вторичный поток воздуха 9 через сужающийся кольцевой зазор S1, образованный наружными стенками 14 в направлении выхода 15 с внутренними стенками 16 сопла 5, обеспечивает близкое к ламинарному течение потока воздуха вдоль стенок сопла, образует заградительное охлаждение стенок основной камеры 4, а также обедняет газовоздушную смесь внутренней полости 11 основной камеры 4. Одновременно топливный газ 7 через каналы 24, а поток воздуха 9 через ряд отверстий в стенках основной камеры 4 вблизи горловины и телескопического пояска Д3 поступают в полость горения 25 камеры сгорания 1, обеспечивая поток обогащенной смеси в каналы 24 и отверстия для подачи воздуха вблизи горловины, выравнивая поле максимальных температур на выходе из камеры сгорания и обеспечивая устойчивое экономичное горение на основном и переходном режимах.

При этом более горячие стенки расширяющейся стенки 21 сопла 5 имеют возможность перемещаться относительно более холодной жестко скрепленной части 17 сужающегося сопла 5 на входе 18, не допуская возникновения механических напряжений в стенках основной камеры 4, вызванных разницей температур, что также повышает ресурс камеры сгорания.

Claims

Камера сгорания газовой турбины энергетической установки, содержащая по меньшей мере одну жаровую трубу, состоящую из предкамеры и основной камеры с соплом и полостями подвода топливного газа и смешения газа и воздуха, отличающаяся тем, что внутренние стенки предкамеры выполнены с постоянным поперечным сечением, а наружные стенки в направлении выхода с внутренними стенками сопла образуют сужающийся кольцевой зазор, при этом стенки основной камеры жестко скреплены со стенками сужающейся части сопла на входе, а на выходе соединены телескопически со стенками расширяющейся части сопла, в которой выполнены отверстия, сообщающие полость смешения топливного газа и воздуха с внутренней полостью основной камеры, причем в корпусе основной камеры выполнены каналы, сообщающие полость подвода топливного газа с внутренней полостью камеры, которые расположены концентрично отверстиям и охватывают их в радиальном направлении.