КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ ЭНЕРГЕТИЧЕСКОЙ УСТАНОВКИ Российский патент 1997 года по МПК F23R3/34 

Изобретение относится к камерам сгорания газовых турбин энергетических установок, работающих преимущественно на сжатом природном газе с низкими выбросами оксидов азота (Nox) без впрыска воды.

Известна камера сгорания с предварительным ступенчатым подмешиванием воздуха, низким выходом Nox, приспособлением типа трубы Вентури и модулированным разделенным потоком. Камера сгорания содержит топливоподводящее устройство, воздухоподводящее устройство, расположенное на заданном расстоянии от топливоподводящего устройства, камеру предварительного смешивания, расположенную вблизи топлива и воздухоподводящего устройства и предназначенную для смешивания топлива с воздухом, приспособление в виде трубы Вентури, расположенное вблизи воздухоподводящего устройства, и сопло, расположенное вблизи камеры предварительного смешивания (1).

Недостатком известной камеры сгорания является низкий скоростной напор смешивающегося воздуха при запуске двигателя, что ухудшает степень смешивания и затрудняет воспламенение топлива в камере сгорания. Из-за повышенной гомогенности топливовоздушной смеси на основных режимах работы двигателя не обеспечивается достаточно широкий диапазон устойчивого горения на бедных смесях. Кроме того, известная камера сгорания не предназначена для работы на природном газе и не обеспечивает требуемых норм выхлопа Nox, а на наружной поверхности трубы Вентури откладывается большое количество нагара.

Известна также камера сгорания газовой турбины, содержащая горелку и проходящую в направлении течения полость сгорания, на входной стороне камера снабжена несколькими горелками предварительного смешения, расположенными одна рядом с другой и имеющими различный размер. Между двумя большими горелками размещена одна малая горелка предварительного смешения. В горелках за наибольшим выходным отверстием предусмотрена форкамера (2).

Недостатком известной камеры сгорания является большие осевые габариты камеры смешивания, что ограничивает ее использование в энергетических установках на базе авиационного газотурбинного двигателя. Это объясняется тем, что в габаритах камеры сгорания газотурбинного двигателя невозможно разместить известную камеру сгорания, работающую на сжатом природном газе. Известную камеру сгорания можно использовать в энергетических установках с газотурбинными двигателями в варианте вынесенной за габариты двигателя камеры сгорания. Это не позволяет использовать существующие газогенераторы газотурбинных двигателей авиационного назначения для работы на сжатом природном газе в составе энергетических установок.

Наиболее близкой к заявляемой является камера сгорания, имеющая жаровую трубу, состоящую из предварительной камеры смешения, сужающегося сопла, расположенного внутри последней с образованием внутренней сужающейся и наружной с сужающейся и расширяющейся на выходе зонами камер смешения, на входе которых выполнены каналы подвода воздуха, на входе основной камеры сгорания выполнены отверстия для подачи воздуха (3).

К недостаткам известной камеры сгорания относится то, что при очень низких значениях отношения расхода топлива к воздуху трудно поддерживать пламя в камере сгорания и предотвращать его срыв во всем диапазоне рабочих режимов.

Техническая задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в обеспечении устойчивого экономичного горения с минимальным недожегом и выбросами оксидов азота на расчетном и переходных режимах, а также за счет более высокой степени смешения с воздухом смеси топливного газа.

Сущность технического решения заключается в том, что в камере сгорания газовой турбины энергетической установки, имеющей жаровую трубу, состоящую из предварительной камеры смешения, сужающегося сопла, расположенного внутри последней с образованием внутренней сужающейся и наружной с сужающейся и расширяющейся на выходе зонами камер смешения, на входе которых выполнены каналы подвода воздуха, на входе основной камеры сгорания выполнены отверстия для подачи воздуха, согласно изобретению, каналы подвода воздуха выполнены щелевыми, расположены тангенциально к оси жаровой трубы, на стенках каждого из каналов выполнен ряд выходных отверстий для подвода топливного газа, расположенных перед поперечным входным сечением канала перпендикулярно его стенкам, при этом в корпусе предварительной камеры на выходе расширяющейся части наружной зоны камеры смешения выполнены отверстия для подачи топливного газа, которые также как и отверстия для подачи воздуха, выполненные на входе основной камеры сгорания, расположены коаксиально срезу расширяющейся части наружной зоны камеры смешения.

На фиг. 1 изображен продольный разрез по жаровой трубе камеры сгорания (предварительной камере смешения и части основной камеры); на фиг.2 разрез А-А на фиг.1 (щелевые каналы подвода воздуха на входе во внутреннюю камеру смешения); на фиг.3 разрез Б-Б на фиг.1 (щелевые каналы подвода воздуха на входе в наружную камеру смешения); на фиг.4 разрез В-В на фиг.1 (отверстия для подачи топливного газа на выходе расширяющейся зоны наружной камеры смешения); на фиг.5 разрез Г-Г на фиг.2 (выходные отверстия для подвода топливного газа на стенках щелевых каналов в увеличенном виде).

Камера сгорания 1 газовой турбины энергетической установки имеет жаровую трубу 2, состоящую из предварительной камеры смешения 3, сужающегося сопла 4 и основной камеры сгорания 5 (показана часть камеры). Сужающееся сопло 4 размещено внутри предварительной камеры 3 с образованием внутренней сужающейся камеры смешения 6 и наружной сужающе-расширяющейся камеры смешения 7, состоящей из сужающейся зоны 8 и расширяющейся на выходе зоны 9. На входе в камеры 6 и 7 выполнены щелевые каналы 10 и 11 подвода воздуха 12, расположенные тангенциально под углом α к оси 13 жаровой трубы 2. Каждый из щелевых каналов 10 и 11 имеет ширину канала L (фиг.5) и высоту проточной части H. На стенках 14, 15 каждого из каналов 10, 11, сообщающихся соответственно с предварительными камерами смешения 6 и 7, выполнен ряд выходных отверстий 16 (в данном случае по семь и по восемь) для подвода топливного газа 17 через топливные штуцеры 18-20. В корпусе 21 предварительной камеры смешения 3 выполнен ряд каналов 22 (фиг.5). Выход топливного газа 17 из отверстий 16 показан поз. 23. Ось 24 отверстия 16 расположена на расстоянии l от поперечного входного сечения щелевого канала 10 перпендикулярно его стенкам (фиг.2). При этом расположение поперечного входного сечения щелевого канала определяется кромкой 25 наружной поверхности 26 корпуса 21 предварительной камеры смешения 3. Щелевые каналы 11 выполнены аналогично каналам 10, при этом форма и расположение каналов, их число и угол наклона a к оси жаровой трубы, диаметр и число отверстий 16 для подвода топливного газа и расположение их на стенках каналов на определенном расстоянии l от границы поперечного входного сечения канала определяются конкретными техническими требованиями к параметрам камеры сгорания газовой турбины. При этом вследствие конусности наружной поверхности 26 корпуса 21 предварительной камеры смешения 3 расположение выходных отверстий 16, в частности их осей 24, перед поперечным входным сечением каналов 10 и 11 перпендикулярно его стенкам 14 и 15 может быть как на одинаковом расстоянии l от кромки 25, так и на различном расстоянии, но все отверстия, а именно их расходное сечение расположены перед началом поперечного сечения (L х H) каналов 10 или 11. В корпусе 21 предварительной камеры смешения 3, выполненном из скрепленных сваркой частей, на выходе 27 расширяющейся зоны 9 выполнены отверстия 28 для подачи топливного газа 17 через топливный штуцер 20. На входе 29 основной камеры 5 выполнены отверстия 30 и 31 для подачи воздуха 12, а также дефлектор 32, закрепленный на внутренней торцевой стенке жаровой трубы 2. Отверстия 28 для подачи топливного газа 17, а также отверстия 30 и 31 для подачи воздуха 12 на входе 29 в основную камеру 5 расположены коаксиально срезу 33 на выходе 27 расширяющейся зоны 9. При этом срез 33 расширяющейся зоны 9 может быть выполнен под углом к оси жаровой трубы, что повлечет за собой иное расположение отверстий 28, 30 и 31 либо иное расположение дефлектора 32 или его формы. Кроме того, дефлектор 32 (фиг. 1) образует своими внутренними кромками и наружными кромками расширяющейся зоны 9 кольцевой проточный канал 34, а своими наружными кромками и внутренними стенками жаровой трубы 2 кольцевой проточный канал 35. Воспламенение осуществляется воспламенительным устройством 36.

При работе камеры сгорания газовой турбины сжатый природный газ распыливается частично перед входом в тангенциальные щелевые каналы 10 и 11, далее смешивается в них с потоком воздуха, закручивается и дополнительно перемешивается в сужающейся и сужающе-расширяющейся камерах 6 и 7. При этом обеспечивается эксплуатация камеры сгорания на обедненной газовоздушной смеси в обеих камерах 6 и 7. Одновременно сжатый природный газ распыливается через отверстия 28 в проточном канале 34, смешиваясь с потоком воздуха, поступающим через отверстия 30, образуя богатую газовоздушную смесь. Воздушный поток, поступающий через отверстия 31 и через проточный канал 35, образует пленочное и заградительное охлаждение внутренних стенок жаровой трубы 2. Далее вся газовоздушная смесь сгорает в зоне обратных токов, образующейся за сужающейся и сужающе-расширяющейся камерами смешения 6 и 7, обеспечивая устойчивое экономичное горение с минимальным недожегом и выбросами оксидов азота на расчетном режиме. При этом при пусках в режиме малой мощности двигателя факел пламени обедненной воздушной смеси из сужающейся 6 и сужающе-расширяющейся 7 камер смешения поддерживается коаксиально охватывающей зоной факела пламени обогащенной смеси, распыляемой через отверстия 28 и проточный канал 34 дефлектора 32. За счет эжекции фронта топливного газа, выходящего из отверстий 28 на выходе расширяющейся зоны 9 наружной камеры смешения 7 в жаровую трубу 2 потоком обедненной газовоздушной смеси, истекающей из расширяющейся зоны 9, предотвращается проскок факела пламени во всем диапазоне работы камеры сгорания, что обеспечивает устойчивое экономичное горение с минимальным недожогом и выбросами оксидов азота на расчетном и переходных режимах.

Использование: в энергетических установках, работающих преимущественно на сжатом природном газе с низкими выбросами азота без впрыска воды. Сущность изобретения: в камере сгорания, имеющей предварительную камеру смещения и расположения в ней сопла, каналы подвода воздуха выполнены щелевыми, расположены тангенциально к оси жаровой трубы, на стенках каждого из каналов выполнен ряд выходных отверстий подвода топливного газа, расположенных перед поперечным входным сечением канала перпендикулярно его стенкам. В корпусе предварительной камеры на выходе расширяющейся части наружной зоны камеры смешения выполнены отверстия для подачи топливного газа. 5 ил.

Камера сгорания газовой турбины энергетической установки, имеющая жаровую трубу, состоящую из предварительной камеры смешения, сужающегося сопла, расположенного внутри последней с образованием внутренней сужающейся и наружной сужающейся и расширяющейся на выходе зонами камер смешения, на входе которых выполнены каналы подвода воздуха, на входе основной камеры сгорания выполнены отверстия для подачи воздуха, отличающаяся тем, что каналы подвода воздуха выполнены щелевыми, расположены тангенциально к оси жаровой трубы, на стенках каждого из каналов выполнен ряд выходных отверстий для подвода топливного газа, расположенных перед поперечным входным сечением канала перпендикулярно его стенкам, при этом в корпусе предварительной камеры на выходе расширяющейся части наружной зоны камеры смещения выполнены отверстия для подачи топливного газа, которые также, как и отверстия для подачи воздуха, выполненные на входе основной камеры сгорания, расположены коаксиально срезу расширяющейся части наружной зоны камеры сгорания.