×
10.04.2019
219.017.0122

Результат интеллектуальной деятельности: КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОЙ УСТАНОВКИ

Вид РИД

Изобретение

№ охранного документа
0002250416
Дата охранного документа
20.04.2005
Аннотация: Камера сгорания газотурбинной установки выполнена с наружным и внутренним корпусами, а также с жаровыми трубами, в головках которых установлены воздушные завихрители и соосно им газовые топливные форсунки, закрепленные на наружном корпусе камеры сгорания. Воздушный завихритель выполнен радиальным. Выходные отверстия газовой топливной форсунки также выполнены радиальными. В корпусе форсунки с внешней стороны наружного корпуса камеры сгорания установлен газовый топливный жиклер. Отношение суммарной площади выходных отверстий газовой форсунки к проходной площади топливного газового жиклера форсунки равно 2...6. Изобретение повышает надежность камеры сгорания путем предотвращения роста окружной неравномерности поля температуры газа на выходе из нее в случае повреждения. 3 ил.

Изобретение относится к газотурбинным установкам, работающим преимущественно на сжатом природном газе, в том числе энергетическим газотурбинным установкам для механического привода.

Известна трубчато-кольцевая камера сгорания газотурбинной энергетической установки, в цилиндрических жаровых трубах которой установлена топливная форсунка с воздушным завихрителем [1].

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за увеличенной неравномерности поля температуры газа на выходе из камеры сгорания.

Наиболее близкой по технической сущности к предлагаемой является трубчато-кольцевая камера сгорания газотурбинной энергетической установки с наружным и внутренним корпусами, а также жаровыми трубами с воздушным завихрителем и топливной газовой форсункой, закрепленной на наружном корпусе камеры сгорания [2].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенной окружной неравномерности поля температуры газа на выходе из камеры сгорания в случае прогара или поломки газовой форсунки.

Техническая задача, которую решает изобретение, заключается в повышении надежности камеры сгорания путем предотвращения роста окружной неравномерности поля температуры газа на выходе из камеры сгорания в случае повреждения газовой форсунки.

Сущность изобретения заключается в том, что в камере сгорания газотурбинной установки с наружным и внутренним корпусами, а также жаровыми трубами, в головках которых установлены воздушные завихрители и соосно им газовые топливные форсунки, закрепленные на наружном корпусе камеры сгорания, согласно изобретению, воздушный завихритель выполнен радиальным, выходные отверстия газовой топливной форсунки также выполнены радиальными, а в корпусе форсунки с внешней стороны наружного корпуса камеры сгорания установлен газовый топливный жиклер, причем Fотв/Fж=2...6, где

Fотв - суммарная площадь выходных отверстий газовой форсунки,

Fж - проходная площадь топливного газового жиклера форсунки.

Отличительной особенностью камеры сгорания газотурбинной установки является увеличенная длительность работы, в результате чего из-за периодических подгораний газовой форсунки на переходных режимах работы возможен ее прогар, что может привести к значительному увеличению расхода топливного (например, природного) газа через форсунку, существенному увеличению окружной неравномерности температурного поля газа на выходе из жаровой камеры и катастрофическому разрушению камеры сгорания.

Однако выполнение воздушного завихрителя радиальным позволяет с минимальным гидравлическим сопротивлением организовать в жаровой трубе высокоэффективную зону обратных токов.

Выполнение выходных отверстий в корпусе форсунки для выхода топливного газа радиальными позволяет обеспечивать наиболее полное смешение топливного газа и воздуха, тем самым снижая уровень эмиссии вредных веществ на ее выходе и повышая надежность камеры сгорания.

Таким образом, радиальное расположение выходных отверстий форсунки совместно с радиальным завихрителем способствует улучшению смесеобразования топливовоздушной смеси, снижению выбросов вредных веществ и повышению надежности камеры сгорания.

При Fотв/Fж<2 снижается надежность камеры сгорания из-за существенного увеличения расхода топливного газа через форсунку в случае ее прогара, а при Fотв/Fж>6 также снижается надежность камеры сгорания, причиной чего является увеличение гидравлического сопротивления форсунки и ухудшение распыла топливного газа.

На фиг.1 показан продольный разрез трубчато-кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя. На фиг.2 показан элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, а на фиг.3 - элемент II на фиг.2 в увеличенном виде.

Камера сгорания 1 газотурбинной установки состоит из наружного корпуса 2, внутреннего корпуса 3 и установленных в воздушной полости 4 между ними жаровых труб 5, в головках 6 которых закреплены воздушные лопаточные радиальные завихрители 7 с установленными соосно с ними топливными газовыми форсунками 8, которые своими корпусами 9 с помощью фланцев 10 закреплены на наружном корпусе 2 камеры сгорания 1.

На входе 11 в газовую форсунку 8, в ее корпусе 9 с внешней стороны наружного корпуса 2 камеры сгорания 1 установлен топливный газовый жиклер 12 с проходной площадью Fж, закрепленной с помощью резьбы 13, и зафиксированный разжимным стопорным кольцом 14.

Воздушный завихритель 7, установленный в головке 6 жаровой трубы 5, выполнен лопаточным и радиальным с лопатками 15 и служит для аэродинамического распыла газового топлива и создания в первичной зоне 16 жаровой трубы 5 зоны обратных токов и стабилизации пламени.

Топливная газовая форсунка 8, установленная соосно с завихрителем 7, выполнена с радиальными выходными отверстиями 17 суммарной площадью Fотв для выхода топливного газа.

Радиальные отверстия 17 выполнены в выходной втулке 18 форсунки 8, установленной на корпусе 9 с помощью резьбы 19 и уплотнительного кольца 20.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе камеры сгорания 1 газотурбинной установки, особенно при больших ресурсах, на переходных режимах работы возможно обгорание выходной втулки 18 газовой форсунки 8, что может привести к существенному увеличению расхода газа через эту форсунку, прогару жаровой трубы 5 и катастрофическому разрушению турбины (не показана).

Однако этого не происходит, так как на входе в форсунку 8 в ее корпусе 9 установлен топливный газовый жиклер 12, проходная площадь которого существенно меньше суммарной площади выходных отверстий 17, что и предотвращает катастрофическое увеличение расхода топливного газа через форсунку в случае ее поломки и прогара.

Источники информации

1. Патент РФ №2107229, F 23 R 3/16, 1998 г.

2. Патент РФ №2107227, F 23 R 3/16, 1998 г.

Камерасгораниягазотурбиннойустановкиснаружнымивнутреннимкорпусами,атакжежаровымитрубами,вголовкахкоторыхустановленывоздушныезавихрителиисоосноснимигазовыетопливныефорсунки,закрепленныенанаружномкорпусекамерысгорания,отличающаясятем,чтовоздушныйзавихрительвыполненрадиальным,выходныеотверстиягазовойтопливнойфорсункитакжевыполненырадиальными,авкорпусефорсункисвнешнейсторонынаружногокорпусакамерысгоранияустановленгазовыйтопливныйжиклер,причемF/F=2...6,гдеF-суммарнаяплощадьвыходныхотверстийгазовойфорсунки,F-проходнаяплощадьтопливногогазовогожиклерафорсунки.
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 1-10 of 66 items.
20.01.2013
№216.012.1d3f

Болтовое соединение вращающихся деталей

Изобретение относится к области машиностроения и авиадвигателестроения и может быть использовано для соединения вращающихся деталей ротора газотурбинного двигателя авиационного и наземного применения. Болтовое соединение вращающихся деталей, объединенных в пакет, с расположенными по окружности...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472981
Дата охранного документа: 20.01.2013
10.03.2013
№216.012.2d8c

Способ изготовления полой вентиляторной лопатки

Изобретение может быть использовано в авиационном двигателестроении при изготовлении полой лопатки вентилятора газотурбинного двигателя, состоящей из выполненных из титанового сплава обшивок и заполнителя. Способ предполагает использование диффузионной сварки для соединения обшивок и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002477191
Дата охранного документа: 10.03.2013
20.04.2015
№216.013.43b8

Способ изготовления полого изделия типа вентиляторной лопатки

Изобретение относится к области обработки металлов давлением, более конкретно к способам изготовления с использованием диффузионной сварки полого изделия. Изготавливают заготовки обшивок и заполнителя, при этом на внешней поверхности одной или обеих заготовок обшивок выполняют отдельные...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002548834
Дата охранного документа: 20.04.2015
10.07.2015
№216.013.5cb5

Способ изготовления полой вентиляторной лопатки

Изобретение относится к области обработки металлов давлением. С использованием диффузионной сварки и сверхпластической формовки собирают заготовки обшивок и заполнителя в пакет. Предварительно на участки контактирующих поверхностей заготовок обшивок и заполнителя по заданному трафаретному...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002555274
Дата охранного документа: 10.07.2015
20.02.2019
№219.016.bcac

Осевой компрессор турбомашины

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей турбомашин преимущественно наземного применения. Техническая задача заключается в повышении надежности и к.п.д. компрессора за счет снижения погрешности установки углов поворотных направляющих лопаток на всех режимах работы...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002267656
Дата охранного документа: 10.01.2006
20.02.2019
№219.016.c46f

Компрессор газотурбинного двигателя

Изобретение относится к производству газотурбинных двигателей авиационного и наземного применений. Технический результат заключается в повышении надежности за счет исключения сварных и клепаных соединений фланцев клапанов перепуска с наружным корпусом компрессора, а также снижения вибро- и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02175405
Дата охранного документа: 27.10.2001
20.02.2019
№219.016.c4ca

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя содержит ротор с промежуточным элементов между дисками ротора. Промежуточный элемент выполнен из двух закрепленных на валу ротора с помощью фланца промежуточных дисков. Промежуточные диски установлены с упругой деформацией полотен в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002193091
Дата охранного документа: 20.11.2002
01.03.2019
№219.016.ca23

Газотурбинный двигатель

Газотурбинный двигатель включает входной кок, вал двигателя и вал привода внешней нагрузки со стороны входного корпуса двигателя. Во внутренней полости кока между валами двигателя и привода внешней нагрузки размещена гибкая муфта. Отношение наружного диаметра гибкой муфты к расстоянию от муфты...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002204036
Дата охранного документа: 10.05.2003
01.03.2019
№219.016.d119

Ротор двухступенчатой турбины

Ротор двухступенчатой турбины содержит два промежуточных диска, размещенных между рабочими дисками и имеющих полотна и ободы с опорной и консольными частями. Отношение длины опорной части обода промежуточного диска между полотном диска и торцом соседнего рабочего диска к длине консольной части...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02163669
Дата охранного документа: 27.02.2001
11.03.2019
№219.016.d638

Свеча зажигания

Изобретение относится к системам зажигания газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Свеча зажигания содержит корпус с центральным электродом и боковой электрод в виде втулки с центральным цилиндрическим каналом, а также кожух, охватывающий корпус с образованием охлаждающей...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002277278
Дата охранного документа: 27.05.2006
Showing 1-10 of 50 items.
20.02.2019
№219.016.c46f

Компрессор газотурбинного двигателя

Изобретение относится к производству газотурбинных двигателей авиационного и наземного применений. Технический результат заключается в повышении надежности за счет исключения сварных и клепаных соединений фланцев клапанов перепуска с наружным корпусом компрессора, а также снижения вибро- и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02175405
Дата охранного документа: 27.10.2001
20.02.2019
№219.016.c4ca

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя содержит ротор с промежуточным элементов между дисками ротора. Промежуточный элемент выполнен из двух закрепленных на валу ротора с помощью фланца промежуточных дисков. Промежуточные диски установлены с упругой деформацией полотен в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002193091
Дата охранного документа: 20.11.2002
01.03.2019
№219.016.ca23

Газотурбинный двигатель

Газотурбинный двигатель включает входной кок, вал двигателя и вал привода внешней нагрузки со стороны входного корпуса двигателя. Во внутренней полости кока между валами двигателя и привода внешней нагрузки размещена гибкая муфта. Отношение наружного диаметра гибкой муфты к расстоянию от муфты...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002204036
Дата охранного документа: 10.05.2003
01.03.2019
№219.016.d0ff

Лабиринтное уплотнение

Изобретение относится к области машиностроения. Лабиринтное уплотнение между статором и ротором турбомашины включает лабиринтные гребешки и ответную им цилиндрическую поверхность. Лабиринтные гребешки выполнены на фланце статора, а на цилиндрическую поверхность лабиринта ротора нанесено...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02168089
Дата охранного документа: 27.05.2001
01.03.2019
№219.016.d119

Ротор двухступенчатой турбины

Ротор двухступенчатой турбины содержит два промежуточных диска, размещенных между рабочими дисками и имеющих полотна и ободы с опорной и консольными частями. Отношение длины опорной части обода промежуточного диска между полотном диска и торцом соседнего рабочего диска к длине консольной части...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02163669
Дата охранного документа: 27.02.2001
08.03.2019
№219.016.d5bd

Электромагнитный трал

Изобретение относится к области военно-инженерного дела, в частности к устройствам для траления мин. Трал позволяет уменьшить шунтирующее влияние на магнитное поле оболочки электромагнитов и корпуса базовой машины, улучшить защищенность электромагнитов от воздействия взрыва, обеспечить контроль...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02167382
Дата охранного документа: 20.05.2001
11.03.2019
№219.016.d6be

Камера сгорания газотурбинного двигателя

Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Камера сгорания содержит, по меньшей мере, в двух головках жаровых труб две свечи зажигания. При этом жаровые трубы со свечами расположены выше оси камеры сгорания под углом α=15...85° к...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002247282
Дата охранного документа: 27.02.2005
11.03.2019
№219.016.d73d

Газотурбинный двигатель

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, турбину низкого давления и турбину высокого давления. Ротор турбины высокого давления соединен межвальным соединением с ротором компрессора и установлен консольно на радиальном роликоподшипнике. Внутреннее кольцо радиального...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002204042
Дата охранного документа: 10.05.2003
11.03.2019
№219.016.d79a

Газотурбинный двигатель

Газотурбинный двигатель содержит диск турбины, на котором установлен покрывной дефлектор диска, состоящий из ступицы и полотна. Полотно дефлектора выполнено с радиальной внешней и наклонной от диска внутренней стенками. Наклон внутренней стенки выполнен от ступицы дефлектора к его периферии....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002224893
Дата охранного документа: 27.02.2004
11.03.2019
№219.016.d7b8

Газотурбинный двигатель

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания и турбину привода компрессора, консольный ротор которого установлен в переднем радиально-упорном и заднем радиальном подшипниках. Опоры подшипников закреплены на внутреннем корпусе камеры сгорания. Между валами компрессора и турбины...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002225523
Дата охранного документа: 10.03.2004
+ добавить свой РИД