Способ работы сжигающего устройства газовой турбины и сжигающее устройство для газовой турбины - RU2686652C2

Чертежи

Описание

2420-521640RU/032

СПОСОБ РАБОТЫ СЖИГАЮЩЕГО УСТРОЙСТВА ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ

И СЖИГАЮЩЕЕ УСТРОЙСТВО ДЛЯ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ

ОПИСАНИЕ

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

Настоящее изобретение относится к способу работы сжигающего устройства для газовой турбины с возможностью сжигания нескольких видов топлива, повышенным термическим кпд и сниженным выбросом NOx и не полностью окислившегося топлива, в частности, СО. Дополнительно изобретение относится к сжигающему устройству для газовой турбины.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

В известных газовых турбинах - как в самолетных двигателях, так и в стационарных газовых турбинах для генерации электричества - топливо более или менее полностью превращается в продукты сгорания, в основном, СО₂ и Н₂О, внутри камеры сгорания. В ряде направляющих лопаток, после камеры сгорания, отработавшие газы ускоряются и отклоняются к по меньшей мере одному ряду лопаток для осуществления механической работы. Как правило, ступени пар направляющих лопаток и лопаток расположены последовательно так, чтобы использовать кинетическую и тепловую энергию потока горячих газов.

Максимальная температура, достигаемая в камере сгорания, и время пребывания продуктов сгорания в камере сгорания, вызывают нежелательное образование NO_x и СО. Менее важными параметрами для образования оксидов азота являются давление в камере сгорания и состав топлива.

Известно достижение существенного локального снижения максимальной температуры сгорания и времени пребывания при этой температуре, и таким образом формирования нежелательных оксидов, посредством улучшения качества смешивания топлива и воздуха, включая гомогенизацию смеси топлива и воздуха внутри горелки предварительного смешивания или на элементах, генерирующих завихрения, или между индивидуальными горелками или элементами, генерирующими завихрения, или посредством снижения утечек воздуха и потерь тепла в камере сгорания или посредством снижения времени пребывания горячих газов сгорания в камере сгорания. Такие меры по улучшению становятся все более затруднительными и достигаемые снижения NO_x становятся меньше.

Снижение образования No_x посредством снижения времени пребывания ограничено, поскольку при частичной нагрузке повышаются выбросы СО.

Одним из способов снижения температуры сгорания при сохранении такой же температуре на впуске ротора является охлаждение направляющих лопаток турбины посредством замкнутого контура охлаждения, с использованием пара в качестве охлаждающего вещества.

Недостатками этого способа являются сложность организации дополнительного охлаждения, дополнительные затраты и в некоторой степени меньшая надежность и доступность системы.

В документах WO 2006/053825 и DE 10043933 описано сжигающее устройство для достижения сниженных выбросов загрязняющих веществ, в частности, NO_x, посредством обеспечения первой камеры сгорания с относительно низким временем пребывания и, следовательно, неполным сжиганием, первого ряда направляющих лопаток после первой камеры сгорания, и следующей за ним второй зоны сгорания, последовательной камеры сгорания, с впрыском дополнительного топлива или без него, и с достаточным временем пребывания для полного сжигания. Указанный первый ряд направляющих лопаток выравнивает поток горячих газов сгорания в осевом направлении. Дополнительно поток газов ускоряется, вследствие чего его температура существенно снижается. Таким образом, температура во второй зоне сгорания ниже, чем в первой камере сгорания. Этот меньший уровень температуры соотносится с параметрами образования NO_x. Таким образом, достигается существенное снижение образования NO_x.

Документ WO 2011/061059 относится к камере сгорания промежуточного подогрева для газовой турбины. В этом документе описаны признаки, способствующие охлаждению первой и последовательной камеры сгорания посредством охлаждающего воздуха, который после этого подается в камеры сгорания и смешивается с топливом. Задачей является снижение разницы между температурой на выпуске из камеры сгорания и максимальной температурой пламени в камере предварительного смешивания до минимума, таким образом, снижая сильно зависящее от температуры образование NO_x.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Изобретение обеспечивает новый функциональный принцип технологии последовательного сжигания для работы газовой турбины, на основании сжигания предварительно смешанного топлива с возможностью сжигания разных видов топлива, что позволяет осуществлять сжигание при очень низких выбросах NO_x и очень низких выбросах не полностью окислившегося топлива, в частности, СО, при высоких температурах на выпуске в 1820 К и более в последовательной камере сгорания.

В соответствии с настоящим изобретением предложен способ работы сжигающего устройства для газовой турбины и сжигающее устройство для газовой турбины, сжигающее устройство по меньшей мере содержит первую камеру сгорания с широким рабочим диапазоном, последующий отклоняющий узел для отклонения потока горячих газов из первой камеры сгорания по меньшей мере в окружном направлении и включающий в себя средство для впрыска и смешивания дополнительного воздуха и/или топлива, и последовательную камеру сгорания, где температура горячих газов достигает своего максимума, при этом в первой камере сгорания предварительно смешанная топливовоздушная смесь сжигается при устойчивом пламени при средней температуре пламени в диапазоне от 1400 К до 1800 К для обеспечения выбросов СО и выбросов NOx ниже 10vppmd на выпуске из первой камеры сгорания, на выпуске из первой камеры сгорания массовый поток дополнительного воздуха впрыскивается в поток горячих газов для снижения температуры ниже 1400 К, предпочтительно - ниже 1350 К, что обеспечивает возможность впрыскивания дополнительного топлива после указанного впрыска воздуха, таким образом, формируя смесь горячих отработавших газов, топлива и воздуха с временем самовоспламенения между 1 мс и 10 мс, при этом указанная смесь входит в отклоняющий узел и отклоняется в нем по меньшей мере в окружном направлении, но не вступает в реакцию до тех пор, пока не достигнет последовательной камеры сгорания, при этом смесь сжигается посредством самовоспламенения и/или комбинации самовоспламенения и рециркуляции горячих продуктов реакции.

В соответствии с первым предпочтительным вариантом осуществления первая камера сгорания представляет собой камеру предварительного смешивания с рабочим диапазоном от 1550 К до 1800 К (относительно средней температуры пламени), более предпочтительно от 1600 К до 1800 К.

В соответствии с другим вариантом осуществления время пребывания в первой камере сгорания составляет от 15 мс до 30 мс.

В соответствии с особо предпочтительным вариантом осуществления время пребывания в первой камере сгорания составляет примерно в два-пять раз больше, чем время пребывания в последовательной камере сгорания со временем пребывания от 3 мс до 10 мс.

Согласно первому аспекту, впрыск дополнительного воздуха в область выхода первой камеры сгорания обеспечивает работу этой первой камеры сгорания при достаточно высоких температурах для поддержания выбросов СО на стабильно низком уровне.

В соответствии со вторым аспектом, такой впрыск изменяет температуру отработавших газов до достаточно низкого уровня температуры для избегания незамедлительно самовоспламенения за 1мс, но при этом достаточно высокого для достижения самовоспламенения за 3-10 мс, вследствие чего самовоспламенение происходит не ранее достижения последовательной камеры сгорания.

В соответствии с третьим аспектом это снижение температуры горячих газов перед отклоняющими и ускоряющими направляющими лопатками в отклоняющем узле обеспечивает возможность впрыскивания лишь очень небольших количеств охлаждающего воздуха в сквозной поток в диапазоне менее 4% от сквозного потока. Вследствие чего, аэродинамические потери на отклоняющих и ускоряющих направляющих лопатках могут быть снижены до минимума (сниженные потери на смешивание, более тонкие выходные кромки направляющих лопаток).

В соответствии с еще одним важным вариантом осуществления, на ниже по потоку от области смешивания, т.е. в верхней по потоку части последовательной камеры сгорания, поток горячих газов (смесь отработавших газов, воздуха и топлива) проходит через область резкого расширения поперечного сечения, такую как область, обращенная назад. За этой областью образуется зона обратного потока, при этом указанная зона обратного потока определяет точку стабилизации пламени на впуске в последовательную камеру сгорания.

Создание рециркуляционной зоны в верхней по потоку части последовательной камеры сгорания с самовоспламенением обеспечивает, что помимо реактивного фронта самовоспламенения, создаются распространяющиеся фронты пламени, смешивающие продукты реакции с несреагировавшими продуктами смеси отработавших газов, воздуха и топлива. Вследствие чего, положение выброса теплоты в последовательной камере сгорания более устойчиво по времени, а также в пространстве и кроме того демонстрирует меньшие колебания при изменяющемся составе топлива или температуре на выпуске из первой камеры сгорания.

Все эти эффекты обеспечивают очень широкий диапазон работы для системы сжигания с точки зрения давления, колебаний температур на выпуске и на впуске, состава топлива.

Высокий уровень температуры на впуске в последовательную камеру сгорания позволяет полностью сжечь смесь топлива, воздуха и отработавших газов из первой камеры сгорания за очень короткое время пребывания. Вследствие чего, уровни NOx и СО на выпуске последовательной камеры сгорания остаются по существу на том же уровне, что и на выпуске из первой камеры сгорания, т.е. выброс СО < 10 vppmd или на равновесных уровнях СО, и выброс Nox < 10 vppmd.

Что касается возможности сжигания различных видов топлива в системе сжигания в соответствии с изобретением, существуют следующие варианты: как первая, так и последовательная камеры сгорания работают на газообразном топливе, а также на жидком топливе, или как первая, так и последовательная камеры сгорания работают на газообразном топливе, и первая камера сгорания может дополнительно работать на жидком топливе, или как первая камера сгорания, так и последовательная камера сгорания работают на жидком топливе, и первая камера сгорания может дополнительно работать на газообразном топливе.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Далее изобретение будет описано более подробно посредством иллюстративных воплощений со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг.1 изображает схематичный вид первого варианта осуществления камеры сгорания со встроенным отклоняющим узлом;

Фиг.2 изображает другое воплощение камеры сгорания в соответствии с изобретением;

Фиг.3а и 3b изображают направляющие лопатки с волнообразной (Фиг.3а) или лопастной (Фиг.3b) выходной кромкой для усиления формирования завихрений в потоке горячих газов;

Фиг.4 схематично изображает камеру сгорания со ступенчатым расширением в последовательной камере сгорания;

Фиг.5а и 5b более подробно изображают варианты осуществления резкого расширения поперечного сечения потока.

ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Фиг.1 схематично изображает вид газовой турбины с камерой сгорания промежуточного подогрева в продольном разрезе. Газовая турбина содержит компрессор, систему 1, 2, 3, 4, 5, 6, 9, 10 сжигания и турбину 19, простирающуюся по окружности вокруг ротора 23 с осью вращения 18 и по меньшей мере первый ряд 8 лопаток турбины. Система сжигания содержит встроенный отклоняющий узел 2 между первой камерой 1 сгорания и последовательной камерой 3 сгорания. Первая камера 1 сгорания представляет собой камеру сгорания с предварительным смешиванием с множеством расположенных по кольцу горелок 4 предварительного смешивания, каждая горелка 4 соединена с полостью для подачи воздуха сгорания 5 и с одной или несколькими топливоподающими линиями 6 для жидкого и/или газообразного топлива. Последовательная камера 3 сгорания основана на самовоспламенении. Первый ряд направляющих лопаток 11 турбины 19 встроен в систему сжигания в положении существенно выше по потоку от первого ряда 8 лопаток. В этом положении, первый ряд направляющих лопаток 11 отделяет последовательную камеру 3 сгорания от первой камеры 1 сгорания. Этот первый ряд направляющих лопаток 11 выполняет функцию отклоняющего и смешивающего узла 2, как будет описано ниже. Как можно видеть на фиг.1 и 2, первый ряд направляющих лопаток 11 расположен на существенно большем радиусе (относительно оси 18 вращения), чем первый ряд 8 лопаток турбины, и последовательная камера 3 сгорания используется как переходная часть для компенсации разницы в радиусе. При работе газовой турбины воздух сгорания сжимается компрессором и подается к горелкам 4 предварительного смешивания, топливо впрыскивается в воздух, образуя топливовоздушную смесь, которая сжигается ниже по потоку от горелок 4 в зоне 7 горения первой камеры 1 сгорания. Температура продуктов реакции на выпуске из первой камеры 1 сгорания находится в диапазоне от 1450 К до 1780 К, что обеспечивает устойчивое сжигание с низкими выбросами (Nox < 10vppmd и СО < 10 vppmd) по всему рабочему диапазону, что подходит как для газообразных топлив (природный газ, водород, синтетический газ и т.д.), так и для жидких топлив (нефтепродукты). Время пребывания в камере сгорания предпочтительно составляет менее 30 мс.

На нижнем по потоку конце первой камеры 1 сгорания и выше по потоку от первого ряда направляющих лопаток 11 предусмотрено средство впрыска массового потока дополнительного воздуха 9 в поток горячих газов (см. Фиг.2). Посредством добавления массового потока свежего воздуха 9 температура получившейся смеси отработавших газов и воздуха существенно понижается на выпуске из первой камеры 1 сгорания.

В следующем отклоняющем узле 2 смесь отработавших газов и воздуха проходит через первый ряд направляющих лопаток 11 и отклоняется по меньшей мере в окружном направлении. Для снижения термических напряжений на направляющих лопатках 11 они изготавливаются из термостойкого материала, например, имеют керамическое покрытие, кроме того, они оборудованы системой внутреннего охлаждения. Охлаждение направляющих лопаток 11 может быть осуществлено посредством конвекционного охлаждения внутри направляющей лопатки 11 и/или пленочного охлаждения и/или инжекционного охлаждения, как известно в области направляющих лопаток турбины. Альтернативно, допустимы варианты осуществления с замкнутыми системами охлаждения, например, с паром или воздухом в качестве охлаждающего вещества.

Вследствие впрыскивания дополнительного воздуха 9 и теплопередачи от потока горячих газов к компонентам в отклоняющем узле 2, добавления примерно от 3% до 5% охлаждающего и утекающего воздуха к потоку горячих газов и ускорения в отклоняющем узле 2, статическая температура потока горячих газов существенно снижается до уровня менее 1350 К. Эта сниженная температура обеспечивает возможность впрыскивания массового потока дополнительного топлива 10, что создает смесь отработавших газов с воздухом и топливом со временем самовоспламенения от 1 мс до 10 мс, так, чтобы эта смесь не вступала в реакцию до тех пор, пока она не достигнет последовательной камеры 3 сгорания, где она сжигается посредством самовоспламенения или комбинации самовоспламенения и рециркуляции горячих продуктов реакции.

Система 10, 24 впрыска топлива и устройства 12, 13 аэродинамического смешивания с последующими смешивающими проходами 26 встроены в отклоняющий узел 2.

Для улучшения глубины проникновения струй дополнительного топлива 10 в систему могут быть использованы поддерживающие воздушные струи. Также существует вариант окружения индивидуальных топливных струй струями воздуха для предотвращения воспламенения топлива до его смешивания с отработавшими газами из первой камеры 1 сгорания. Благодаря высокой температуре смесь воспламеняется посредством самовоспламенения и полностью сгорает в течение нескольких миллисекунд, как правило, менее чем за 10 мс.

Варианты для впрыска 10 топлива включают в себя:

- впрыск от выходной кромки отклоняющих направляющих лопаток 11 (см. Фиг.3а и 3b)

- впрыск от корыта или спинки направляющих лопаток 11

- впрыск от стороны ступицы или стороны корпуса канала потока внутри отклоняющего узла 2

- впрыск из отдельной системы 24, 25 впрыска топлива, встроенной в отклоняющий узел 2, предпочтительно сразу выше по потоку от ряда направляющих лопаток 11 (Фиг.4). Такое средство 24, 25 впрыска топлива известно сами по себе. Оно может быть выполнено как прямые корпуса, простирающиеся вдоль всего поперечного сечения потока. Такое средство описано, например, в документе WO 2011/054757.

Допустимы комбинации двух и более из перечисленных вариантов.

Качество смеси горячего газа, дополнительного воздуха 9 (из охлаждающего воздуха, несущего воздуха и вспомогательного воздуха) и дополнительного топлива 10 улучшается посредством создания вихрей, предпочтительно, вихрей с осью вихря в направлении потока. Эти завихрения могут быть созданы различными способами в отклоняющем узле 2 или на выпуске из него, а именно

- использованием направляющих лопаток 11 с волнообразной выходной кромкой 12 (см. Фиг.3а),

- использованием направляющих лопаток 11 с лопастной выходной кромкой 13 (см. Фиг.3b),

- использованием турбулизаторов, т.е. тетраэдров на стороне ступицы или стороне кожуха контура канала потока внутри отклоняющего узла 2 ниже по потоку от направляющих лопаток 11,

- аэродинамической конструкцией направляющих лопаток 11 такой, чтобы вторичные вихревые потоки, возникающие в любом случае из-за отклонения потока, усиливались. В отличие от конструкций отклоняющего узла без впрыска топлива (в котором вторичные завихрения избегаются, если это возможно), вторичные завихрения усиливаются посредством формы направляющие лопатки и граничного контура на стороне ступицы и стороне корпуса.

Для расширения рабочего диапазона предусмотрено резкое расширение 16 поперечного сечения канала потока горячих газов, такое как ступенька 20, обращенная назад, или углубленный кольцевой канал 31 в контуре 15 канала потока, после зоны 26 смешивания на впускном участке последовательной камеры 3 сгорания (см. фиг.4 и 5). Зона 17 обратного потока создается на области 16. Посредством формирования реакционной зоны 30 эта зона 17 обратного потока определяет точку стабилизации пламени на впуске в последовательную камеру 3 сгорания, и, таким образом, можно достичь широкого рабочего диапазона по температуре, давлению, скорости потока, содержанию кислорода и топливам с различными свойствами сгорания и т.д. В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления указанная ступенька резкого увеличения поперечного сечения потока содержит расширение поперечного сечения потока по меньшей мере на 10%.

Для дополнительного увеличения рабочего диапазона другая система 21 впрыска топлива может быть включена в область 16, обращенную назад, или в углубленный кольцевой канал 31 на впуске в последовательную камеру 3 сгорания (Фиг.4). Посредством впрыскивания топлива в эту рециркуляционную зону 17 на выпуске области 16, обращенной назад, или в углубленном кольцевом канале 31, температура в рециркуляционной зоне 17 увеличивается посредством сжигания добавленного впрыскиваемого топлива 21.

Последовательная камера 3 сгорания предпочтительно охлаждается посредством конвекционной теплопередачи, т.е. стенки камеры сгорания охлаждаются на стороне, противоположной горячим газам, посредством охлаждающего вещества, предпочтительно - воздуха, не напрямую протекающего в камеру сгорания, как известно само по себе.

Последовательная камера 3 сгорания предпочтительно выполнена как кольцевая камера сгорания. Камера сгорания трубчатого типа в качестве последовательной камеры 3 сгорания имела бы множество недостатков, таких как большая поверхность, подлежащая охлаждению, большие утечки и поток к вращающимся лопаткам 8 турбины, разрушаемый следами боковых стенок трубки.

В соответствии с одним предпочтительным вариантом осуществления изобретения, первая камера 1 сгорания выполнена как кольцевая камера сгорания, и последовательная камера 3 сгорания выполнена также как кольцевая камера сгорания.

В соответствии с альтернативным вариантом осуществления, первая камера 1 сгорания выполнена в трубчатой конфигурации камеры сгорания, и последовательная камера 3 сгорания выполнена в кольцевой конфигурации камеры сгорания.

Отклоняющий узел 2, включающий в себя систему смешивания, может быть выполнен либо как круглое кольцо вокруг турбинной оси 18, либо как горелки или трубки, расположенные вокруг турбинной оси 18.

Для уменьшения осевой длины последовательной камеры 3 сгорания, поток может быть замедлен без создания разделения потока в камере сгорания в форме диффузора, и затем может быть вновь ускорен перед впуском ротора 19 турбины.

В последовательной камере 3 сгорания температура горячих газов достигает своего максимума. Таким образом, время пребывания в камере 3 сгорания должно оставаться небольшим, предпочтительно, менее 10 мс, для снижения образования NOx.

Другим способом снижения образования NOx в камере сгорания является снижение содержания кислорода в горячих газах сгорания. Это может быть достигнуто посредством другой опции, а именно - рециркуляции отработавших газов. Например, частичный массовый поток отработавших газов отводится после турбины 19 или котла-утилизатора (не показано) и охлаждается, после чего смешивается с входящими потоками воздуха 5, 9 газовой турбины.

В целях оптимизации аэродинамики, т.е. для снижения потерь давления, предпочтительно размещать отклоняющий узел 2, а вместе с ним и первый ряд 11 направляющих лопаток, на существенно большем диаметре (относительно турбинной оси 18), чем первый ряд 8 лопаток турбины, и использовать последовательную камеру 3 сгорания в качестве переходной части для компенсации разницы радиусов между отклоняющим узлом 2 и первым рядом 8 лопаток турбины. Эти меры приводят к дополнительному преимуществу, заключающемуся в том, что окружная скорость возрастает обратно радиусу, подчиняясь развороту вихря, для той же осевой скорости, и, таким образом, угол потока или отклонение на впуске ротора существенно превышает отклонение в узле отклонения 2. Поскольку потери потока сильно зависят от отклонения на направляющих лопатках 11, потери могут быть снижены при сохранении постоянного угла потока на впуске ротора турбины.

Альтернативно, скорость потока в отклоняющем узле 2 снижается пропорционально по радиально смещенному наружу отклоняющему листу для радиального отношения при одинаковом отклонении, тангенциальном осевой скорости.

Поскольку теплопередача снижается приблизительно пропорционально скорости потока, данному воплощению требуется меньше охлаждения компонентов отклоняющего узла 2.

При запуске газовой турбины первая камера 1 сгорания воспламеняется посредством зажигающего устройства и доходит - посредством применения традиционных способов управления, таких как повышение температуры сжигания и увеличение скорости массового потока - до температуры на выпуске камеры сгорания, подходящей для воспламенения последовательной камеры сгорания. Благодаря широкому контролируемому диапазону первой камеры 1 сгорания, колебания характеристик самовоспламенения топлива могут быть компенсированы большей или меньшей температурой на впуске в отклоняющий узел 2, например, посредством обеспечения возможности работы на, как правило, менее реактивном топливе. Для упрощения системы работа на жидком резервном топливе может быть ограничена первой камерой 1 сгорания с допуском на определенные потери мощности. Если жидкое топливо используется в качестве основного топлива, камера сгорания может быть сконструирована исключительно для жидкого топлива.

СПИСОК ССЫЛОЧНЫХ ПОЗИЦИЙ

1 - Первая камера сгорания

2 - Отклоняющий узел

3 - Последовательная камера сгорания

4 - Горелка предварительного смешивания

5 - Впускной воздух

6 - Топливо

7 - Зона сжигания

8 - Первый ряд лопаток турбины

9 - Дополнительный воздух

10 - Дополнительное топливо

11 - Направляющая лопатка, ряд направляющих лопаток

12 - Волнообразная выходная кромка направляющие лопатки 11

13 - Лопастная выходная кромка направляющие лопатки 11

14 - Выступ, турбулизатор

15 - Контур канала потока

16 - Резкое расширение канал потока горячих газов

17 - Зона обратного потока

18 - Ось турбины

19 - Турбина

20 - Ступенька, обращенная назад

21 - Дополнительное топливо

22 - Охлаждающий воздух

23 - Ротор

24 - Дополнительное средство впрыска топлива

25 - Выходная кромка приспособлений 24 для впрыска топлива

26 - Зона смешивания

27 - Жаровая труба камеры сгорания

28 - Входная кромка направляющей лопатки 11

29 - Входная кромка средства 24 впрыска топлива

30 - Реакционная зона

31 - Углубленный кольцевой канал

32 - Горячие газы

Реферат

Способ работы сжигающего устройства для газовой турбины, содержащего по меньшей мере первую камеру сгорания, отклоняющий узел и последовательную камеру сгорания. В первой камере сгорания предварительно смешанную топливовоздушную смесь сжигают в устойчивом пламени при средней температуре пламени, составляющей от 1550 К до 1800 К. На нижнем по потоку конце первой камеры сгорания и выше по потоку от отклоняющего узла массовый поток дополнительного воздуха впрыскивают в поток горячих газов для того, чтобы понизить температуру ниже 1400 К. Затем смесь горячих газов и дополнительного воздуха вводят в отклоняющий узел и отклоняют в нем, по меньшей мере, в окружном направлении. Массовый поток дополнительного топлива впрыскивают ниже по потоку от местоположения указанного впрыскивания воздуха, образуя смесь горячих газов, воздуха и топлива с временем самовоспламенения от 1 мс до 10 мс. Смесь горячих газов, воздуха и топлива сжигают в последовательной камере сгорания посредством самовоспламенения или комбинации самовоспламенения и рециркуляции горячих продуктов реакции. Изобретение обеспечивает возможность сжигания разных видов топлива, низкие выбросы NOи СО и высокий тепловой кпд. 2 н. и 34 з.п. ф-лы, 7 ил.

Формула