RU2430307C2 - Устройство впрыскивания смеси воздуха с топливом, камера сгорания и газотурбинный двигатель, снабженные таким устройством - Google Patents
Устройство впрыскивания смеси воздуха с топливом, камера сгорания и газотурбинный двигатель, снабженные таким устройством Download PDFInfo
- Publication number
- RU2430307C2 RU2430307C2 RU2007111387/06A RU2007111387A RU2430307C2 RU 2430307 C2 RU2430307 C2 RU 2430307C2 RU 2007111387/06 A RU2007111387/06 A RU 2007111387/06A RU 2007111387 A RU2007111387 A RU 2007111387A RU 2430307 C2 RU2430307 C2 RU 2430307C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- injection device
- air
- wall
- axis
- transition element
- 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
- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
- F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
-
- 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
- F23R3/04—Air inlet arrangements
- F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
- F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
- F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
-
- 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
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Fuel-Injection Apparatus (AREA)
- Nozzles (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Nozzles For Spraying Of Liquid Fuel (AREA)
Abstract
Устройство впрыскивания смеси воздуха с топливом в камеру сгорания газотурбинного двигателя имеет ось (X) симметрии вращения и содержит расположенные, если смотреть в направлении спереди назад по ходу течения потока газов, скользящий переходный элемент (20), имеющий ось (Y) вращения и связанный с радиальными спиральными элементами (40) при помощи кольцевой чашки (30), и конический аэродинамический корпус (60), отстоящий в осевом направлении от этих радиальных спиральных элементов (40). Скользящий переходный элемент (20) содержит переднюю по потоку сходящуюся коническую стенку (21), продолжающуюся цилиндрической стенкой, имеющей ось (X), и задним по потоку фланцем (23), проходящим в радиальном направлении на заднем по потоку конце цилиндрической стенки и снабженным отверстиями подвода воздуха под давлением, называемыми также отверстиями (22) продувки. Передняя по потоку сходящаяся стенка (21) скользящего переходного элемента (20) снабжена, по меньшей мере, одним рядом дополнительных отверстий (25) для подвода воздуха под давлением, отстоящих друг от друга в окружном направлении. Изобретение направлено на снижение потерь расхода воздуха. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 12 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к области газотурбинных двигателей и касается устройства впрыскивания смеси воздуха с топливом в камеру сгорания газотурбинного двигателя.
Более конкретно, настоящее изобретение относится к новому типу скользящего переходного элемента с усовершенствованным питанием путем создания смеси воздуха с топливом.
В последующем изложении термины "передний по потоку" или "задний по потоку" будут использоваться для обозначения положения элементов конструкции относительно друг друга в осевом направлении, принимая в качестве опорной координаты направление течения потока газов. Кроме того, термины "внутренний" или "внутренний в радиальном направлении" и "наружный" или "наружный в радиальном направлении" будут использоваться для обозначения положения элементов конструкции относительно друг друга в радиальном направлении, принимая в качестве опорной координаты ось вращения данного газотурбинного двигателя.
Газотурбинный двигатель обычно содержит один или несколько компрессоров, подающих воздух под давлением в камеру сгорания, где этот воздух смешивается с топливом и воспламеняется, чтобы обеспечить сгорание топлива и образование горячих газообразных продуктов сгорания. Газообразные продукты сгорания продвигаются в направлении задней по потоку части камеры сгорания в сторону одной или нескольких турбин, которые преобразуют полученную энергию, чтобы привести во вращательное движение один или несколько компрессоров и совершить работу, необходимую для обеспечения требуемой тяговооруженности самолета.
Обычно камеры 1 сгорания (фиг.1), используемые в авиационной технике, содержат внутреннюю стенку 2 и наружную стенку 3, связанные между собой на передних по потоку концах при помощи донной стенки 4 камеры сгорания. Донная стенка 4 камеры сгорания имеет множество отстоящих друг от друга в окружном направлении отверстий, в каждом из которых устанавливается устройство 10 впрыскивания, которое позволяет обеспечить подачу смеси воздуха с топливом в камеру сгорания.
На фиг.2 представлен схематический вид в разрезе известного устройства 10 впрыскивания в соответствии с существующим уровнем техники. Это устройство 10 впрыскивания, ось вращательной симметрии которого обозначена Х, содержит располагающиеся, если смотреть в направлении спереди назад по потоку, скользящий переходный элемент 20, связанный при помощи кольцевой чашки 30 с радиальными спиральными элементами 40. Радиальные спиральные элементы 40 содержат трубку Вентури 50 и связаны своими задними по потоку концами с коническим корпусом 60, имеющим расходящуюся коническую стенку. Конический корпус 60 в свою очередь связан с донной стенкой 4 камеры сгорания посредством дефлектора 70. Скользящий переходный элемент 20 содержит располагающиеся, если смотреть в направлении спереди назад по потоку, переднюю по потоку стенку 21, которая имеет сходящуюся коническую форму и продолжается цилиндрической стенкой 24, которая завершается на задней по потоку стороне фланцем 23.
Камера 1 сгорания запитывается жидким топливом, которое смешивается с воздухом, поступающим из компрессора. Жидкое топливо подводится в камеру сгорания при помощи топливных инжекторов или топливных форсунок 5. Задний по потоку конец 6 топливных форсунок 5, называемый также головкой форсунки, размещается в устройстве 10 впрыскивания в скользящем переходном элементе 20 так, чтобы ось симметрии головки 6 топливной форсунки соответствовала оси симметрии скользящего переходного элемента. Таким образом, одна из функций скользящего переходного элемента 20 состоит в том, чтобы направлять топливную форсунку в требуемое положение и обеспечивать герметичность между топливной форсункой и устройством 10 впрыскивания. Эта направляющая функция для топливной форсунки обеспечивается при помощи передней по потоку стенки 21 скользящего переходного элемента 20.
Смешивание потока воздуха с топливом осуществляется на уровне устройства 10 впрыскивания в нескольких различных местах. Первое смешивание выполняется на уровне скользящего переходного элемента 20. Для осуществления этого смешивания воздух под давлением подводится через отверстия 22, называемые отверстиями продувки, в контакт с топливом, выходящим из топливного инжектора 5. Таким образом инициируется разбрызгивание топлива, причем формирование разбрызгивания продолжается затем на уровне радиальных спиральных элементов 40 и конического корпуса 60. Таким образом, другая функция скользящего переходного элемента 20 состоит в том, чтобы обеспечивать первое смешивание воздуха под давлением с топливом. Воздух, который поступает в отверстия 22 продувки, позволяет контролировать удовлетворительное формирование разбрызгивания топлива, а также обеспечивать охлаждение головки 6 топливного инжектора. Отверстия 22 продувки выполнены на фланце 23 скользящего переходного элемента 20.
Третья функция скользящего переходного элемента 20 состоит в том, чтобы обеспечить возможность относительного перемещения между топливным инжектором 5 и камерой 1 сгорания при условии сохранения герметичности между этим топливным инжектором 5 и устройством 10 впрыскивания. Это перемещение связано с допусками на изготовление и с тепловым расширением, существующим между топливным инжектором и камерой сгорания. Для обеспечения возможности такого перемещения связь между скользящим переходным элементом 20 и радиальными спиральными элементами 40 осуществляется при помощи кольцевой чашки 30, которая обеспечивает возможность отклонения этого скользящего переходного элемента на несколько миллиметров в любом направлении в плоскости, содержащей фланец 23.
Количество воздуха, которое проходит через отверстия 22 продувки, зависит, в частности, от количества и диаметра этих отверстий. Размерные параметры отверстий 22 продувки оказывают влияние одновременно на общий расход воздуха, проходящего через эти отверстия, и на аэродинамическую блокировку скользящего переходного элемента 20. При этом аэродинамической блокировкой называют величину, характеризующуюся следующим соотношением:
Для одного и того же расхода воздуха имеется возможность обеспечить различные значения аэродинамической блокировки и влиять таким образом на формирование разбрызгивания топлива. Действительно, этот параметр оказывает влияние на проникновение расхода продувки и на уровень взаимодействия между потоками воздуха, исходящими из отверстий продувки и из радиальных спиральных элементов. Этот параметр частично обеспечивает управление размерами капелек и их распределением в процессе разбрызгивания, а также управление начальным углом раскрытия конуса разбрызгиваемого топлива на выходе из топливного инжектора. Поскольку аэродинамическая блокировка пропорциональна диаметру отверстий 22 продувки, а расход воздуха пропорционален квадрату диаметра этих отверстий, имеется возможность изменять два этих параметра различным образом в функции особенностей рассматриваемой в данном случае камеры сгорания.
Если желательно повысить величину расхода воздуха, который проходит через отверстия 22 продувки, следует либо увеличить диаметр этих отверстий, либо увеличить их количество. Однако увеличение диаметра отверстий 22 ограничено отклонением скользящего переходного элемента 20 по отношению к спиральным элементам 40. Кроме того, увеличение количества отверстий 22 оказывает влияние на аэродинамическую блокировку, что не всегда оказывается желательным.
Другой способ повысить расход воздуха состоит в увеличении давления воздуха, поступающего в отверстия 22 продувки. Однако для запитывания отверстий 22 воздух должен огибать сходящуюся стенку 21 скользящего переходного элемента, что оказывается источником потерь напора и причиной возникновения рециркуляции воздуха, то есть потери давления, и создания неудовлетворительных условий питания воздухом.
Для решения этой проблемы известен способ, проиллюстрированный в патентном документе FR 2753779 и состоящий в выполнении отверстий 22 продувки в цилиндрической стенке 24 скользящего переходного элемента таким образом, чтобы их ось была параллельна оси Х устройства впрыскивания. Недостатки такого технического решения состоят в том, что скользящий переходный элемент при этом оказывается более массивным, а отверстия являются более протяженными при том же диаметре. Это является источником потерь энергии, которым подвергается поток воздуха в процессе его прохождения через упомянутые отверстия продувки и в результате рециркуляции, что негативным образом влияет на расход воздуха.
Технической задачей настоящего изобретения является устранение указанных недостатков. Согласно изобретению предложено устройство впрыскивания, содержащее скользящий переходный элемент, выполненный таким образом, чтобы увеличить расход воздуха, проходящего через отверстия продувки, без ограничений, накладываемых отклонением этого скользящего переходного элемента или столкновением с аэродинамической блокировкой.
Кроме того, предлагаемое изобретение позволяет сделать расход воздуха, проходящего через отверстия продувки, не зависящим от геометрических параметров скользящего переходного элемента, например от длины его передней по потоку сходящейся стенки.
Согласно изобретению предложено устройство впрыскивания смеси воздуха с топливом в камеру сгорания газотурбинного двигателя, причем это устройство впрыскивания имеет ось Х вращения и содержит расположенные, если смотреть в направлении спереди назад по ходу течения потока газов, скользящий переходный элемент, имеющий ось Y вращения и связанный с радиальными спиральными элементами при помощи кольцевой чашки, и конический аэродинамический корпус, отстоящий в осевом направлении от упомянутых радиальных спиральных элементов, причем скользящий переходный элемент содержит переднюю по потоку сходящуюся коническую стенку, продолжающуюся цилиндрической стенкой, имеющей ось Х, и задним по потоку фланцем, проходящим в радиальном направлении на заднем по потоку конце цилиндрической стенки и снабженным отверстиями подвода воздуха под давлением, называемыми также отверстиями продувки, устройство характеризуется тем, что упомянутая передняя по потоку сходящаяся стенка скользящего переходного элемента снабжена по меньшей мере одним рядом дополнительных отверстий для подвода воздуха под давлением, отстоящих друг от друга в окружном направлении.
Предпочтительно эти дополнительные отверстия для подвода воздуха имеют суммарное проходное сечение, превышающее или равное суммарному проходному сечению упомянутых отверстий продувки.
В соответствии с некоторыми примерами реализации дополнительные отверстия для подвода воздуха имеют цилиндрическую форму с директрисой (направляющей) круглой формы, продолговатой формы или четырехугольной формы.
Ось дополнительных отверстий для подвода воздуха может быть параллельной оси скользящего переходного элемента или же перпендикулярной по отношению к поверхности его передней по потоку сходящейся стенки.
И наконец, предлагаемое изобретение относится к газотурбинному двигателю, снабженному такой камерой сгорания.
В соответствии с другим способом реализации предлагаемого изобретения дополнительные отверстия для подвода воздуха, расположенные на переднем по потоку конце передней по потоку сходящейся стенки, являются раскрытыми и образуют фестоны.
В соответствии с одним из вариантов реализации предлагаемое изобретение относится к устройству впрыскивания смеси воздуха с топливом в камеру сгорания газотурбинного двигателя, причем это устройство впрыскивания имеет ось Х вращательной симметрии и содержит располагающиеся, если смотреть в направлении спереди назад по ходу течения потока газов, скользящий переходный элемент, имеющий ось Y вращения и связанный с радиальными спиральными элементами при помощи кольцевой чашки, и конический аэродинамический корпус, отстоящий в осевом направлении от этих радиальных спиральных элементов, причем упомянутый скользящий переходный элемент содержит переднюю по потоку сходящуюся стенку, продолжающуюся цилиндрической стенкой, имеющей ось Х, и задним по потоку фланцем, снабженным отверстиями подвода воздуха под давлением, называемыми также отверстиями продувки, причем предлагаемое устройство характеризуется тем, что отверстия продувки имеют отличающиеся друг от друга входные и выходные диаметры, причем входной диаметр превышает выходной диаметр.
Предпочтительно предлагаемое изобретение относится также к сочетанию различных вариантов реализации, причем скользящий переходный элемент может быть снабжен одновременно дополнительными отверстиями для подвода воздуха или фестонами, и эти отверстия продувки могут иметь отличающиеся друг от друга входной диаметр и выходной диаметр, причем их входной диаметр превышает их выходной диаметр.
Предлагаемое изобретение относится также к камере сгорания и к газотурбинному двигателю, снабженным устройством впрыскивания в соответствии с изобретением.
Другие характеристики и преимущества предлагаемого изобретения будут лучше поняты из приведенного ниже описания не являющихся ограничительными примеров предпочтительных вариантов его реализации со ссылками на приведенные чертежи, на которых:
Фиг.1 изображает разрез камеры сгорания согласно существующему уровню техники;
Фиг.2 - разрез устройства впрыскивания согласно существующему уровню техники;
Фиг.3 - разрез газотурбинного двигателя, точнее авиационного турбореактивного двигателя, согласно изобретению;
Фиг.4 - разрез скользящего переходного элемента согласно изобретению;
Фиг.5 - разрез второго варианта реализации скользящего переходного элемента согласно изобретению;
Фиг.6 - разрез третьего варианта реализации скользящего переходного элемента согласно изобретению;
Фиг.7 - разрез четвертого варианта реализации скользящего переходного элемента согласно изобретению;
Фиг.8 - разрез пятого варианта реализации скользящего переходного элемента согласно изобретению;
Фиг.9 - разрез шестого варианта реализации скользящего переходного элемента согласно изобретению;
Фиг.10 - разрез первого варианта реализации скользящего переходного элемента согласно изобретению;
Фиг.11 - разрез второго варианта реализации скользящего переходного элемента согласно изобретению;
Фиг.12 - разрез сочетания двух вариантов реализации скользящего переходного элемента согласно изобретению.
На описанных выше фиг.1 и фиг.2 представлены в разрезе камера сгорания и устройство впрыскивания в соответствии с существующим уровнем техники.
На фиг.3 представлен в разрезе газотурбинный двигатель 100, например авиационный турбореактивный двигатель, имеющий в своем составе компрессор 200 низкого давления, компрессор 300 высокого давления, камеру 1 сгорания, турбину 500 низкого давления и турбину 600 высокого давления. Газообразные продукты сгорания протекают в направлении по потоку через камеру 1 сгорания и питают затем турбины 500 и 600, которые приводят во вращение соответственно компрессоры 200 и 300, расположенные в передней по потоку части двигателя перед донной стенкой 4 камеры сгорания, посредством соответственно двух валов 900 и 1000. Компрессор 300 высокого давления питает воздухом устройства впрыскивания, а также два кольцевых пространства, расположенных соответственно изнутри и снаружи в радиальном направлении по отношению к камере 1 сгорания. Воздух, поступающий в камеру 1 сгорания, принимает участие в испарении топлива и в его сгорании. Воздух, движущийся снаружи по отношению к стенкам 2 камеры сгорания, принимает участие в охлаждении этих стенок и проникает в камеру сгорания через отверстия разжижения (не показаны), чтобы обеспечить охлаждение газообразных продуктов сгорания, передаваемых в турбину.
На фиг.4 представлен схематический разрез примера реализации скользящего переходного элемента 20 устройства 10 впрыскивания в соответствии с предлагаемым изобретением. Этот скользящий переходный элемент 20 образован передней по потоку сходящейся конической стенкой 21, продолжающейся в направлении назад по потоку цилиндрической стенкой 24, ось Y которой параллельна оси симметрии устройства впрыскивания. Цилиндрическая стенка 24 завершается фланцем 23, проходящим в направлении наружу в радиальном направлении. Фланец 23 снабжен отверстиями 22 продувки, расположенными предпочтительным образом в его части, наиболее близкой к цилиндрической стенке 24, чтобы не быть перекрытыми, даже частично, радиальными спиральными элементами 40 в случае относительного перемещения между скользящим переходным элементом 20 и устройством 10 впрыскивания. На передней по потоку сходящейся стенке 21 скользящего переходного элемента 20 выполнены дополнительные отверстия 25 питания отверстий продувки воздухом под давлением. В описанном варианте реализации передняя по потоку сходящаяся стенка 21 снабжена одним единственным рядом дополнительных отверстий 25 питания воздухом, отстоящих друг от друга в окружном направлении, но могут быть реализованы также и несколько рядов таких отверстий. Ось Z дополнительных отверстий 25 питания воздухом может быть перпендикулярной по отношению к поверхности передней по потоку сходящейся стенки 21 (фиг.4). Эта ось также может быть параллельна оси Y (фиг.5) или она может образовывать с передней по потоку сходящейся стенкой 21 некоторый произвольный по величине угол.
Таким образом, отверстия 22 продувки больше не запитываются воздухом под давлением, который должен обтекать переднюю по потоку сходящуюся стенку 21 скользящего переходного элемента 20, но запитываются непосредственно воздухом, поступающим из дополнительных отверстий 25 питания воздухом. Это позволяет исключить потери напора, связанные с обтеканием передней по потоку сходящейся стенки 21. Чтобы этот тип питания воздухом отверстий 22 продувки был эффективным, суммарное проходное сечение для воздуха на уровне этих дополнительных отверстий подвода воздуха 25 должно превышать или быть равным суммарному проходному сечению для воздуха в отверстиях продувки. Суммарное проходное сечение дополнительных отверстий подвода воздуха 25 соответствует величине проходного сечения одного отверстия, умноженной на количество этих отверстий. То же самое можно сказать и о суммарном проходном сечении для отверстий 22 продувки. В этих условиях отверстия 22 продувки запитываются воздухом, имеющим более высокое давление, что позволяет для тех же самых геометрических характеристик и для того же количества отверстий продувки, что и в существующем уровне техники, обеспечить прохождение через эти отверстия более значительного количества воздуха.
В то же время, если требуемый расход воздуха остается идентичным существующему в уровне техники, применение упомянутых дополнительных отверстий для подвода воздуха позволяет использовать отверстия 22 продувки, имеющие несколько меньший диаметр, чем в существующем уровне техники, что позволяет уменьшить соответствующим образом внутренний диаметр фланца 23, то есть уменьшить габаритные размеры радиальных спиральных элементов 40 и вследствие этого получить более компактное устройство впрыскивания.
Чем более значительным будет суммарное проходное сечение дополнительных отверстий для воздуха, тем более значительным будет допуск на изготовление с точки зрения неоднородности формы и шероховатости поверхности для отверстий 22 продувки, что позволяет снизить стоимость производства.
Хотя дополнительные отверстия 25 подвода воздуха будут реализованы на передней по потоку сходящейся стенке 21 скользящего переходного элемента в той мере, в какой суммарное проходное сечение для воздуха на уровне этих отверстий сохраняется неизменным, питание отверстий 22 продувки больше не зависит от геометрических характеристик скользящего переходного элемента, в частности от геометрических характеристик его передней по потоку сходящейся стенки.
Количество дополнительных отверстий 25 подвода воздуха может быть равным или отличающимся от количества отверстий 22 продувки, причем важным здесь является суммарное проходное сечение.
В то же время дополнительные отверстия 25 подвода воздуха могут иметь круглую форму (фиг.4 и 5) или удлиненную овальную форму, форму параллелепипеда или трапеции (фиг.6-9). В случае удлиненной овальной формы большая ось отверстий 25 может быть расположена вдоль окружности передней по потоку сходящейся стенки 21 (фиг.6). Она также может быть расположена параллельно оси Y скользящего переходного элемента 20 (фиг.7) или под некоторым произвольным углом между двумя этими положениями (фиг.8).
В соответствии с другим способом реализации предлагаемого изобретения, проиллюстрированным на фиг.10, дополнительные отверстия 25 подвода воздуха могут быть расположены на переднем по потоку конце сходящейся стенки 21 и могут быть выполнены таким образом, чтобы они были раскрытыми и формировали фестоны 28. Фестоны 28 обладают преимуществом большей простоты в изготовлении, поскольку в том случае, когда скользящий переходный элемент 20 изготавливается литейным способом, фестоны 28 могут быть получены непосредственно в процессе литья без необходимости последующей специальной механической обработки.
В соответствии с вариантом реализации предлагаемого изобретения повышение давления, необходимое для увеличения количества воздуха, проходящего через отверстия 22 продувки, может быть достигнуто путем формирования специфической геометрической формы этих отверстий 22 продувки. На фиг.11 представлен разрез скользящего переходного элемента 20, где отверстия 22 продувки выполнены коническими, причем их входной диаметр 26 несколько превышает их выходной диаметр 27. Таким образом, поскольку расход воздуха остается постоянным вдоль всей протяженности отверстий 22 продувки, поток воздуха увеличивает скорость своего движения, и количество воздуха, проходящего через отверстия 22 продувки за данное время, оказывается более высоким.
Разумеется, существует возможность разнообразить варианты реализации предлагаемого изобретения, комбинируя различные эффекты, связанные с добавлением дополнительных отверстий 25 подвода воздуха или с фестонами 28, и эффекты, связанные с использованием отверстий 22 продувки, имеющих коническую форму. Пример такого сочетания схематически проиллюстрирован на фиг.12.
В качестве примера, трехмерное цифровое моделирование позволяет установить, что для скользящего переходного элемента, снабженного 14 отверстиями продувки, имеющими диаметр 1,4 мм, выполнение двадцати круглых дополнительных отверстий 25 питания воздухом (фиг.4), имеющих диаметр 1,8 мм, позволяет обеспечить увеличение на 15% расхода воздуха, проходящего через отверстия 22 продувки.
Claims (11)
1. Устройство впрыскивания смеси воздуха с топливом в камеру сгорания газотурбинного двигателя, причем устройство впрыскивания имеет ось (X) симметрии вращения и содержит расположенные, если смотреть в направлении спереди назад по ходу течения потока газов, скользящий переходный элемент (20), имеющий ось (Y) вращения и связанный с радиальными спиральными элементами (40) при помощи кольцевой чашки (30), и конический аэродинамический корпус (60), отстоящий в осевом направлении от этих радиальных спиральных элементов (40), причем скользящий переходный элемент (20) содержит переднюю по потоку сходящуюся коническую стенку (21), продолжающуюся цилиндрической стенкой, имеющей ось (X), и задним по потоку фланцем (23), проходящим в радиальном направлении на заднем по потоку конце цилиндрической стенки и снабженным отверстиями подвода воздуха под давлением, называемыми также отверстиями (22) продувки, отличающееся тем, что передняя по потоку сходящаяся стенка (21) скользящего переходного элемента (20) снабжена по меньшей мере одним рядом дополнительных отверстий (25) для подвода воздуха под давлением, отстоящих друг от друга в окружном направлении.
2. Устройство впрыскивания по п.1, отличающееся тем, что дополнительные отверстия (25) для подвода воздуха имеют суммарное проходное сечение, превышающее или равное суммарному проходному сечению упомянутых отверстий (22) продувки.
3. Устройство впрыскивания по любому из пп.1 или 2, отличающееся тем, что дополнительные отверстия (25) для подвода воздуха имеют цилиндрическую форму с директрисой круглой формы.
4. Устройство впрыскивания по любому из пп.1 или 2, отличающееся тем, что дополнительные отверстия (25) для подвода воздуха имеют цилиндрическую форму с директрисой удлиненной овальной формы.
5. Устройство впрыскивания по любому из пп.1 или 2, отличающееся тем, что дополнительные отверстия (25) для подвода воздуха имеют цилиндрическую форму с директрисой четырехсторонней формы.
6. Устройство впрыскивания по любому из пп.1 или 2, отличающееся тем, что дополнительные отверстия (25) для подвода воздуха имеют ось (Z), параллельную оси (Y) скользящего переходного элемента.
7. Устройство впрыскивания по любому из пп.1 или 2, отличающееся тем, что дополнительные отверстия (25) для подвода воздуха имеют ось (Z), перпендикулярную по отношению к поверхности передней по потоку стенки (21) скользящего переходного элемента.
8. Устройство впрыскивания по любому из пп.1 или 2, отличающееся тем, что дополнительные отверстия (25) для подвода воздуха расположены на переднем по потоку конце передней по потоку стенки (21), являются раскрытыми отверстиями и образуют фестоны.
9. Устройство впрыскивания по любому из пп.1 или 2, отличающееся тем, что отверстия (22) продувки имеют различный входной диаметр (26) и выходной диаметр (27), причем входной диаметр (26) превышает их выходной диаметр (27).
10. Камера сгорания, содержащая внутреннюю стенку, наружную стенку и донную часть камеры (8), отличающаяся тем, что она снабжена по меньшей мере одним устройством впрыскивания в соответствии с любым из предшествующих пунктов.
11. Газотурбинный двигатель, снабженный камерой сгорания в соответствии с п.10.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0602750 | 2006-03-30 | ||
| FR0602750A FR2899314B1 (fr) | 2006-03-30 | 2006-03-30 | Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007111387A RU2007111387A (ru) | 2008-10-10 |
| RU2430307C2 true RU2430307C2 (ru) | 2011-09-27 |
Family
ID=37501971
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007111387/06A RU2430307C2 (ru) | 2006-03-30 | 2007-03-28 | Устройство впрыскивания смеси воздуха с топливом, камера сгорания и газотурбинный двигатель, снабженные таким устройством |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7721545B2 (ru) |
| EP (1) | EP1840467B1 (ru) |
| JP (1) | JP5057821B2 (ru) |
| CN (1) | CN101046298B (ru) |
| CA (1) | CA2582629C (ru) |
| FR (1) | FR2899314B1 (ru) |
| RU (1) | RU2430307C2 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU204676U1 (ru) * | 2020-12-10 | 2021-06-04 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Кольцеобразный конический элемент воздушного завихрителя камеры сгорания |
Families Citing this family (25)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102005062079A1 (de) * | 2005-12-22 | 2007-07-12 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Magervormischbrenner mit einer Zerstäuberlippe |
| US8146365B2 (en) * | 2007-06-14 | 2012-04-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fuel nozzle providing shaped fuel spray |
| US8806871B2 (en) | 2008-04-11 | 2014-08-19 | General Electric Company | Fuel nozzle |
| US8567199B2 (en) * | 2008-10-14 | 2013-10-29 | General Electric Company | Method and apparatus of introducing diluent flow into a combustor |
| US20100089020A1 (en) * | 2008-10-14 | 2010-04-15 | General Electric Company | Metering of diluent flow in combustor |
| US20100089022A1 (en) * | 2008-10-14 | 2010-04-15 | General Electric Company | Method and apparatus of fuel nozzle diluent introduction |
| US9121609B2 (en) | 2008-10-14 | 2015-09-01 | General Electric Company | Method and apparatus for introducing diluent flow into a combustor |
| FR2941288B1 (fr) * | 2009-01-16 | 2011-02-18 | Snecma | Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant dans une chambre de combustion de turbomachine |
| US8689559B2 (en) * | 2009-03-30 | 2014-04-08 | General Electric Company | Secondary combustion system for reducing the level of emissions generated by a turbomachine |
| FR2952698B1 (fr) * | 2009-11-17 | 2013-09-20 | Snecma | Chambre de combustion avec bougie d'allumage ventilee |
| JP5546432B2 (ja) * | 2010-11-30 | 2014-07-09 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン燃焼器及び燃料供給方法 |
| US8863525B2 (en) | 2011-01-03 | 2014-10-21 | General Electric Company | Combustor with fuel staggering for flame holding mitigation |
| FR2982010B1 (fr) * | 2011-10-26 | 2013-11-08 | Snecma | Chambre de combustion annulaire dans une turbomachine |
| CA2933539C (en) | 2013-12-23 | 2022-01-18 | General Electric Company | Fuel nozzle with flexible support structures |
| CN105829800B (zh) | 2013-12-23 | 2019-04-26 | 通用电气公司 | 用于空气协助的燃料喷射的燃料喷嘴结构 |
| US10054312B2 (en) * | 2015-02-25 | 2018-08-21 | United Technologies Corporation | Pilot mixer cooling hole arrangement for fuel nozzle of a gas turbine engine |
| GB201701380D0 (en) | 2016-12-20 | 2017-03-15 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber and a combustion chamber fuel injector seal |
| US10822100B2 (en) * | 2017-06-26 | 2020-11-03 | General Electric Company | Hybrid electric propulsion system for an aircraft |
| GB201802251D0 (en) | 2018-02-12 | 2018-03-28 | Rolls Royce Plc | An air swirler arrangement for a fuel injector of a combustion chamber |
| FR3080437B1 (fr) | 2018-04-24 | 2020-04-17 | Safran Aircraft Engines | Systeme d'injection pour une chambre annulaire de combustion de turbomachine |
| FR3081211B1 (fr) * | 2018-05-16 | 2021-02-26 | Safran Aircraft Engines | Ensemble pour une chambre de combustion de turbomachine |
| FR3091574B1 (fr) * | 2019-01-08 | 2020-12-11 | Safran Aircraft Engines | Systeme d’injection pour turbomachine, comprenant une vrille et des trous tourbillonnaires de bol melangeur |
| US11226101B2 (en) * | 2019-02-01 | 2022-01-18 | General Electric Company | Combustor swirler |
| FR3103540B1 (fr) * | 2019-11-26 | 2022-01-28 | Safran Aircraft Engines | Système d'injection de carburant d'une turbomachine, chambre de combustion comprenant un tel système et turbomachine associée |
| CN112460630A (zh) * | 2020-10-27 | 2021-03-09 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种燃气轮机高温区间隙平面间密封组件 |
Family Cites Families (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3703259A (en) * | 1971-05-03 | 1972-11-21 | Gen Electric | Air blast fuel atomizer |
| US4584834A (en) * | 1982-07-06 | 1986-04-29 | General Electric Company | Gas turbine engine carburetor |
| US4854127A (en) * | 1988-01-14 | 1989-08-08 | General Electric Company | Bimodal swirler injector for a gas turbine combustor |
| US5289687A (en) * | 1992-03-30 | 1994-03-01 | General Electric Company | One-piece cowl for a double annular combustor |
| DE4427222A1 (de) * | 1994-08-01 | 1996-02-08 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Hitzeschild für eine Gasturbinen-Brennkammer |
| FR2751731B1 (fr) * | 1996-07-25 | 1998-09-04 | Snecma | Ensemble bol-deflecteur pour chambre de combustion de turbomachine |
| FR2753779B1 (fr) * | 1996-09-26 | 1998-10-16 | Systeme d'injection aerodynamique d'un melange air carburant | |
| US5865024A (en) * | 1997-01-14 | 1999-02-02 | General Electric Company | Dual fuel mixer for gas turbine combustor |
| US6453671B1 (en) * | 2000-01-13 | 2002-09-24 | General Electric Company | Combustor swirler assembly |
| US6397603B1 (en) * | 2000-05-05 | 2002-06-04 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Conbustor having a ceramic matrix composite liner |
| US6427435B1 (en) * | 2000-05-20 | 2002-08-06 | General Electric Company | Retainer segment for swirler assembly |
| US6530227B1 (en) * | 2001-04-27 | 2003-03-11 | General Electric Co. | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine combustors |
| US6871501B2 (en) * | 2002-12-03 | 2005-03-29 | General Electric Company | Method and apparatus to decrease gas turbine engine combustor emissions |
| US6782620B2 (en) * | 2003-01-28 | 2004-08-31 | General Electric Company | Methods for replacing a portion of a combustor dome assembly |
| US7152411B2 (en) * | 2003-06-27 | 2006-12-26 | General Electric Company | Rabbet mounted combuster |
| CN2648291Y (zh) * | 2003-09-10 | 2004-10-13 | 北京金瑞华科技有限公司 | 扁平焰双燃料联合燃烧器 |
| US7013649B2 (en) * | 2004-05-25 | 2006-03-21 | General Electric Company | Gas turbine engine combustor mixer |
-
2006
- 2006-03-30 FR FR0602750A patent/FR2899314B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2007
- 2007-03-23 EP EP20070075225 patent/EP1840467B1/fr active Active
- 2007-03-28 US US11/692,441 patent/US7721545B2/en active Active
- 2007-03-28 CA CA2582629A patent/CA2582629C/fr active Active
- 2007-03-28 RU RU2007111387/06A patent/RU2430307C2/ru active
- 2007-03-29 JP JP2007086702A patent/JP5057821B2/ja active Active
- 2007-03-30 CN CN2007100906463A patent/CN101046298B/zh active Active
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU204676U1 (ru) * | 2020-12-10 | 2021-06-04 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Кольцеобразный конический элемент воздушного завихрителя камеры сгорания |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20070227147A1 (en) | 2007-10-04 |
| JP5057821B2 (ja) | 2012-10-24 |
| FR2899314A1 (fr) | 2007-10-05 |
| CN101046298A (zh) | 2007-10-03 |
| RU2007111387A (ru) | 2008-10-10 |
| EP1840467A1 (fr) | 2007-10-03 |
| CA2582629A1 (fr) | 2007-09-30 |
| JP2007271257A (ja) | 2007-10-18 |
| CN101046298B (zh) | 2010-06-23 |
| FR2899314B1 (fr) | 2008-05-09 |
| US7721545B2 (en) | 2010-05-25 |
| EP1840467B1 (fr) | 2015-05-06 |
| CA2582629C (fr) | 2014-08-26 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2430307C2 (ru) | Устройство впрыскивания смеси воздуха с топливом, камера сгорания и газотурбинный двигатель, снабженные таким устройством | |
| RU2420691C2 (ru) | Устройство впрыскивания смеси топлива с воздухом, камера сгорания и газотурбинный двигатель, снабженный таким устройством | |
| CN108019775B (zh) | 具有混合套筒的小型混合燃料喷嘴组件 | |
| JP5468812B2 (ja) | 燃焼器組立体及び、ガスタービンエンジン用の燃料ノズル | |
| JP5638613B2 (ja) | 燃焼装置用の入口予混合器 | |
| US10954859B2 (en) | Low emissions combustor assembly for gas turbine engine | |
| JP2020034271A (ja) | エアアシスト式燃料噴射用の燃料ノズル構造体 | |
| JP7038538B2 (ja) | ガスタービン燃焼器の燃料噴射器および使用方法 | |
| US7908863B2 (en) | Fuel nozzle for a gas turbine engine and method for fabricating the same | |
| CN105765305B (zh) | 具有流体锁和吹扫设备的燃料喷嘴 | |
| US10794596B2 (en) | Dual fuel nozzle with liquid filming atomization for a gas turbine engine | |
| US10228137B2 (en) | Dual fuel nozzle with swirling axial gas injection for a gas turbine engine | |
| JP2010223577A6 (ja) | スワーラ、少なくとも１つのスワーラを備えたバーナにおける逆火の防止方法およびバーナ | |
| JP2010223577A (ja) | スワーラ、少なくとも１つのスワーラを備えたバーナにおける逆火の防止方法およびバーナ | |
| JP2007046886A (ja) | ガスタービン燃焼器 | |
| CN108474557B (zh) | 具有双主燃料喷射的燃料喷射器 | |
| US11713881B2 (en) | Premixer for a combustor | |
| US9182124B2 (en) | Gas turbine and fuel injector for the same | |
| US10352570B2 (en) | Turbine engine fuel injection system and methods of assembling the same | |
| CN108474556B (zh) | 具有多管燃气分配的燃料喷射器 | |
| JP2010043837A (ja) | 燃焼器燃料ノズルにおける超低噴射角燃料孔 | |
| EP3465009B1 (en) | Fuel nozzle for a gas turbine with radial swirler and axial swirler and gas turbine | |
| CN109073224A (zh) | 用于涡轮机喷射***的、在入口处包括气动偏转器的进气旋流器 | |
| JP7016739B2 (ja) | ガスタービンの燃料ノズル及び燃焼器並びにガスタービン | |
| US9581334B2 (en) | Annular combustion chamber in a turbine engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |