RU2328658C2 - Gas turbine plant combustion chamber - Google Patents
Gas turbine plant combustion chamber Download PDFInfo
- Publication number
- RU2328658C2 RU2328658C2 RU2005117748/06A RU2005117748A RU2328658C2 RU 2328658 C2 RU2328658 C2 RU 2328658C2 RU 2005117748/06 A RU2005117748/06 A RU 2005117748/06A RU 2005117748 A RU2005117748 A RU 2005117748A RU 2328658 C2 RU2328658 C2 RU 2328658C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- disk
- combustion chamber
- nozzle
- gas turbine
- combustion
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области газотурбинных установок для промышленной теплоэнергетики, в частности к энергетическим установкам для привода электрогенераторов и других различных потребителей энергии.The invention relates to the field of gas turbine plants for industrial power engineering, in particular to power plants for driving electric generators and various other energy consumers.
Известны камеры сгорания с центробежными конусными форсунками для жидких и газообразных топлив энергетических установок (см. Цанев С.В., Буров В.Д., Ремезов А.Н. Газотурбинные и парогазовые установки тепловых электростанций. М., Издательство МЭИ, 2002, стр.67...75 [1]).Known combustion chambers with centrifugal cone nozzles for liquid and gaseous fuels of power plants (see Tsanev S.V., Burov V.D., Remezov A.N. Gas-turbine and combined-cycle plants of thermal power plants. M., MEI Publishing House, 2002, pp. .67 ... 75 [1]).
Известны кольцевые камеры сгорания газотурбинного двигателя с вращающейся форсункой, закрепленной на роторе турбокомпрессора (B.C.Пащенко, И.А.Холмянский. "Экспериментальное исследование характеристик камеры сгорания с вращающейся форсункой" в сб. "Вибрационная прочность и надежность двигателей и систем летательных аппаратов" Куйбышев: Куйбышевского авиационного института, 1984 [2]).Known annular combustion chambers of a gas turbine engine with a rotating nozzle mounted on the rotor of a turbocharger (BC Pashchenko, I.A. Kholmyansky. "An experimental study of the characteristics of a combustion chamber with a rotating nozzle" in the collection "Vibration strength and reliability of engines and systems of aircraft" Kuibyshev: Kuibyshev Aviation Institute, 1984 [2]).
Недостатком известных форсунок является недостаточная полнота сгорания топлива, что повышает выброс в атмосферу вредных веществ.A disadvantage of the known nozzles is the insufficient completeness of fuel combustion, which increases the emission of harmful substances into the atmosphere.
Цель изобретения - повышении КПД газотурбинной установки путем улучшения качества распыления и смешения топливовоздушной смеси, увеличение полноты сгорания, уменьшение выброса в атмосферу вредных веществ.The purpose of the invention is to increase the efficiency of a gas turbine installation by improving the quality of atomization and mixing of the air-fuel mixture, increasing the completeness of combustion, reducing the emission of harmful substances into the atmosphere.
Предлагается вращающаяся форсунка для газотурбинной установки (ГТУ) с кольцевой камерой сгорания, содержащая неподвижный конический диск с размещенными на нем кольцевым коллектором и радиальными трубками подачи топлива в зону горения; при этом радиальные трубки выполнены равнорасположенными по окружности; форсунка имеет соосный неподвижному диску закрепленный на роторе ГТУ вращающийся конический диск. На конусной поверхности вращающегося диска, обращенной к неподвижному диску, расположены многозаходные винтовые каналы подачи топливовоздушной смеси в зону горения камеры сгорания, перемешивания топливовоздушной смеси, подаваемой в камеру сгорания, винтовые каналы вращающегося диска выполнены наклонно в сторону вращения с острой отсекающей кромкой и галтелью у основания гребня.A rotating nozzle for a gas turbine installation (GTU) with an annular combustion chamber is proposed, comprising a fixed conical disk with an annular collector and radial tubes for supplying fuel to the combustion zone; while the radial tubes are made equally spaced around the circumference; the nozzle has a rotating conical disk fixed to the GTU rotor coaxial to the fixed disk. On the conical surface of the rotating disk facing the fixed disk, there are multi-helical screw channels for supplying the air-fuel mixture to the combustion zone of the combustion chamber, mixing of the air-fuel mixture supplied to the combustion chamber, the screw channels of the rotating disk are made obliquely in the direction of rotation with a sharp cutting edge and fillet at the base crest.
Изобретение поясняется фиг.1, 2 и 3.The invention is illustrated in figures 1, 2 and 3.
На фиг.1 показан общий вид ГТУ с камерой сгорания и вращающейся форсункой (для газообразного топлива). Газотурбинная установка содержит корпус 1, компрессор 2, соединенный общим ротором 3 с турбиной 4 компрессора, камеру сгорания 5, силовую турбину 6, приводящую электрогенератор 7. Турбина 4 имеет сопловой аппарат с полыми лопатками 8. Компрессор 2 имеет осевой диффузор с полыми лопатками 9.Figure 1 shows a General view of a gas turbine with a combustion chamber and a rotating nozzle (for gaseous fuel). The gas turbine installation comprises a housing 1, a compressor 2, connected by a
На фиг.2 показан элемент камеры сгорания 5 с форсункой 10 подачи и перемешивания топлива. Форсунка 10 содержит вращающийся конический диск 11, закрепленный на роторе 3, соосный ему неподвижный конический диск 12 с кольцевым коллектором 13. Топливо к форсунке 10 подводится по трубке 14 через полые лопатки 9 диффузора, кольцевой коллектор 13 и закрепленные на неподвижном диске радиальные трубки 15, имеющие отверстия 16. Форсунка 10 работоспособна как при подаче газообразного, так и жидкого топлива. Сжатый воздух "В" от компрессора 2 подводится в зону смешения и пространство за камерой сгорания по кольцевому каналу "С", образованному цилиндрической частью неподвижного диска и ротором 3. Дополнительно воздух поступает в зону смешения камеры сгорания 5 через полые лопатки 8 соплового аппарата и внутренний кожух 17 камеры сгорания, а также через отверстия 18 наружного кожуха 19 камеры сгорания 5.Figure 2 shows the element of the
На фиг.3 показан вид на внешнюю поверхность вращающегося диска 11. На его поверхности, обращенной к неподвижному диску, выполнены многозаходные винтовые каналы 20, разделенные гребнями 21, направляющие поток к периферии диска и выбрасывающие топливовоздушную смесь в зону горения. Винтовые гребни 21 вращающегося диска 11 выполнены наклонно в сторону вращения с острой отсекающей кромкой 22 и галтелью 23 у основания гребня. На периферии вращающегося диска 11 установлены дополнительно укороченные полувитки 24 винтовых гребней.Figure 3 shows a view of the outer surface of the rotating
В процессе работы из компрессора 2 ГТУ в камеру сгорания 5 и закомпрессорное пространство "В" поступает сжатый воздух, а через трубку 14, кольцевой коллектор 13, радиальные трубки 15 и совместные отверстия 16 с неподвижным диском 12 подается топливо (газообразное или жидкое), которое винтовыми гребнями 21 вращающегося диска 11 перемешивается с засасываемым воздухом и выбрасывается в зону горения "А".During operation, compressed air enters the
Воздух пространства "В" через отверстия 18 в наружном кожухе поступает в камеру сгорания 5, охлаждая ее стенки, и через кольцевой канал "С" подается в форсунку, подхватывается многозаходными винтовыми гребнями 21 вращающегося конического диска 11, где перемешивается с топливом и выбрасывается в зону горения. Так как частота вращения ротора ГТУ достигает 15000...30000 мин-1, происходит турбулизация потоков топлива и воздуха, которая способствует тщательному перемешиванию и нагреву газов, что обеспечивает гомогенность сгорания топлива в ядре горения.The air of space "B" through the
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2005117748/06A RU2328658C2 (en) | 2005-06-08 | 2005-06-08 | Gas turbine plant combustion chamber |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2005117748/06A RU2328658C2 (en) | 2005-06-08 | 2005-06-08 | Gas turbine plant combustion chamber |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2005117748A RU2005117748A (en) | 2006-12-20 |
RU2328658C2 true RU2328658C2 (en) | 2008-07-10 |
Family
ID=37666514
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2005117748/06A RU2328658C2 (en) | 2005-06-08 | 2005-06-08 | Gas turbine plant combustion chamber |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2328658C2 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2773718C2 (en) * | 2020-10-20 | 2022-06-08 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Краснодарское высшее военное авиационное училище летчиков имени Героя Советского Союза А.К. Серова" | Combustion chamber of a gas turbine engine |
-
2005
- 2005-06-08 RU RU2005117748/06A patent/RU2328658C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2773718C2 (en) * | 2020-10-20 | 2022-06-08 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Краснодарское высшее военное авиационное училище летчиков имени Героя Советского Союза А.К. Серова" | Combustion chamber of a gas turbine engine |
RU2791175C1 (en) * | 2022-07-27 | 2023-03-03 | Акционерное общество "ОДК-Климов" | Gas turbine engine combustion chamber |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2005117748A (en) | 2006-12-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP2110531B1 (en) | Exhaust gas turbocharger | |
US7692326B2 (en) | Hybrid turbocharger | |
US7475549B2 (en) | Thermal management system for a gas turbine engine | |
US8262344B2 (en) | Thermal management system for a gas turbine engine | |
US9689397B2 (en) | Turbine outlet diffuser | |
US20060230746A1 (en) | Turbineless jet engine | |
JP2009047163A (en) | Internal combustion engine system having power turbine with broad efficiency range | |
JP2012149579A (en) | Supercharger and diesel engine equipped with the same | |
JP2007056790A (en) | Exhaust turbine supercharger | |
US11371701B1 (en) | Combustor for a gas turbine engine | |
US9404422B2 (en) | Gas turbine fuel injector having flow guide for receiving air flow | |
RU2628166C2 (en) | Method for operation of gas-turbine power plant with spent gas recycling and corresponding gas-turbine power plant | |
US6308513B1 (en) | Turbine and gas turbine | |
CN104903591B (en) | Cooling device for being used for engine | |
RU2014110631A (en) | TUBULAR-RING COMBUSTION CAMERA WITH TANGENTALLY DIRECTED INJECTORS FOR FUEL-AIR MIXTURE DESIGNED FOR A GAS-TURBINE ENGINE | |
RU2349840C1 (en) | Annular combustion chamber of gas-turbine engine | |
CN209195572U (en) | Rotate detonation engine | |
RU2328658C2 (en) | Gas turbine plant combustion chamber | |
US20180179950A1 (en) | Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor | |
WO2000019082A2 (en) | Ramjet engine with axial air supply fan | |
CN100549366C (en) | The turbine stator protective gear | |
CA1147564A (en) | Centrifugal chambers gas turbine | |
RU2529987C2 (en) | Combustion chamber and method of its operation | |
RU2008131981A (en) | TURBO ENGINE | |
CN208778115U (en) | A kind of geostationary punching press aerospace engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190609 |