КОЛЬЦЕВАЯ КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 1998 года по МПК F23R3/46 

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного назначения и энергетическим установкам.

Известна камера сгорания прямоточного газотурбинного двигателя с подвижным компенсационным стыком, обеспечивающим сопряжения между головкой кольцевой камеры сгорания и стенкой отсека камеры сгорания [1].

Недостатком известной конструкции являются большие тепловые потоки от камеры сгорания к топливным полостям коллектора и форсункам от стенок фронтового устройства преимущественно от радиально расположенной охлаждаемой перегородки, что приводит к перегреву перегородки, нагреву топлива и коксованию форсунок. При запуске, отключении и других неустоявшихся режимах наблюдается неустойчивое горение. Неоднородность топливного факела на выходе из горелок может вызвать повторяющиеся "горячие следы" на стенках фронтового устройства.

Наиболее близким по конструкции является камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая внешний и внутренний корпуса, лобовую стенку с отверстиями подвода воздуха и топлива, соединенную с внешним и внутренним кожухами и рядами топливных форсунок с втулками смешения топлив и воздуха [2].

Недостатками известной камеры сгорания являются большой температурный градиент на стенках фронтового устройства камеры сгорания и значительные термические напряжения в конструкции. Это приводит к нагреву топлива в коллекторах и коксованию форсунок. Кроме того, камера сгорания в момент запуска и прогрева имеет повышенный расход охлаждающего воздуха через зазор между торцами втулок смешения и лобовой стенкой. Повышенный расход охлаждающего воздуха способствует уменьшению возможности регулирования поля температур газа, что ведет к неустойчивому горению при запуске, отключении и других неустойчивых режимах, а также к возникновению термических напряжений в конструкции преимущественно лобовой стенки. Это снижает надежность и ресурс работы камеры сгорания.

Техническая задача, на решение которой направлено данное изобретение, заключается в повышении надежности и увеличении ресурса камеры сгорания газотурбинного двигателя путем уменьшения температурного градиента на стенках фронтового устройства камеры сгорания и устранения термических напряжений в конструкции.

Поставленная задача решается за счет того, что кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая внешний и внутренний корпуса, лобовую стенку с отверстиями подвода воздуха и топлива, соединенную с внешним и внутренним кожухами и рядами топливных форсунок с втулками смешения топлива и воздуха, согласно изобретению, дополнительно содержит уплотнительные элементы с кольцевыми проточными каналами, параллельными поверхности лобовой стенки, обращенной к зоне горения, и выполненные с возможностью взаимного перемещения в осевом направлении относительно втулок, а лобовая стенка состоит из двух частей, соединенных между собой через уплотнительные элементы и втулки, при этом втулки жестко скреплены с частью стенки, расположенной выше по потоку, и телескопически соединены с частью стенки, обращенной к зоне горения.

Кроме того, лобовая стенка выполнена с кольцевым телом со стороны зоны горения и кольцевым ребром в зоне контакта обеих ее частей, при этом кольцевое тело и ребро выполнены симметрично рядам форсунок.

Уплотнительные элементы с кольцевыми проточными каналами, параллельными поверхности лобовой стенки, обращенной к зоне горения, выполняют функцию герметичной теплоизоляции лобовой стенки от воздействия высоких температур за счет образования воздушной пленки с использованием эффекта заградительного охлаждения вдоль всей поверхности лобовой стенки, обращенной к зоне горения, что снижает температурный градиент на лобовой стенке камеры сгорания.

Возможность взаимного перемещения уплотнительных элементов в осевом направлении относительно втулок смешения топлива и воздуха позволяет организовать подвод воздуха в кольцевой проточный канал через щелевые прерывистые каналы в уплотнительном элементе, не снижая расхода воздуха, подводимого внутрь втулок смешения, необходимого для формирования соответствующей эпюры температур газа. Это повышает устойчивость работы камеры сгорания на неустоявшихся режимах, при пусках и отключении двигателя, а также увеличивает возможность регулирования поля температур газа.

Выполнение лобовой стенки, состоящей из двух частей, соединенных между собой через уплотнительные элементы и втулки, позволяет уменьшить контакт уплотнительного элемента с той частью лобовой стенки, поверхность которой обращена к зоне горения, что достигается в результате выполнения кольцевых проточек в лобовой стенке с зазором и телескопического соединения с уплотнительным элементом. Это уменьшает градиент температуры в зоне стыка с частью лобовой стенки, расположенной выше по потоку. При этом плотное, без кольцевого зазора с лобовой стенкой, жесткое крепление втулок смешения топлива и воздуха с частью стенки, расположенной выше по потоку, дает возможность направить весь воздух, предназначенный для формирования потребной эпюры температур газа, через втулки смешения.

Кроме того, на режиме "малого газа", например, устраняется "замораживание" продуктов неполного сгорания вблизи стенки внешнего и внутреннего кожухов, что уменьшает дымление и значительную эмиссию вредных веществ на выходе из двигателя.

Выполнение лобовой стенки с кольцевым телом со стороны зоны горения и кольцевым ребром в зоне контакта обеих ее частей позволяет повысить жесткость лобовой стенки при эксплуатационных режимах за счет снижения кольцевых напряжений между смежными рядами форсунок, что уменьшает возможность температурных короблений лобовой стенки. Кроме того, расположение кольцевого тела со стороны зоны горения позволяет размещать отверстия для направления воздуха в заданные зоны камеры сгорания, не допуская возникновения "горячих следов" на стенках фронтового устройства.

Выполнение кольцевого ребра в зоне контакта обеих частей лобовой стенки позволяет уменьшить теплоотдачу за счет создания воздушного охлаждения между обеими частями лобовой стенки.

Симметричное выполнение кольцевого тела и ребра относительно смежных рядов форсунок позволяет уравновесить температурные напряжения смежных рядов форсунок и предупредить коробление части лобовой стенки, обращенной к зоне горения от смежных рядов форсунок. Это также позволяет сформировать радиальный профиль температур на выходе из камеры сгорания с максимальными значениями температуры в средней части.

На фиг. 1 представлена верхняя часть продольного осевого сечения камеры по штуцеру подвода топлива; на фиг. 2 - верхняя часть продольного осевого сечения камеры между штуцерами и элементами подвески; на фиг. 3 - разрез А-А на фиг. 1 с частью вида на завихрители форсунок и соединения уплотнительных элементов с втулками.

Кольцевая камера 1 сгорания газотурбинного двигателя содержит внешний корпус 2 и внутренний корпус 3, лобовую стенку 4, выполненную в виде кольца с отверстиями 5 подвода потока воздуха 6 и отверстиями 7 подвода топлива 8. Лобовая стенка 4 соединена с внешним кожухом 9, внутренним кожухом 10 и рядами топливных форсунок 11 и 12 с выполненными зацело с завихрителями втулками 13 и 14 смешения топлива 8 и потока воздуха 6. Камера 1 содержит кольцевые уплотнительные элементы 15, охватывающие втулки 13 и 14 с кольцевыми проточными каналами 16 шириной ΔS , выполненными параллельно поверхности 17 стенки 4, обращенной к зоне 18 горения. Уплотнительные элементы 15 имеют возможность перемещения относительно втулок 13 и 14 в осевом направлении по посадочному пояску Д1 (на фиг. 2 показан один из поясков).

Уплотнительные элементы 15 имеют ступенчатые пояски Д2 и Д3 по наружной поверхности, выполненные с зазорами между ступенчатыми поясками Д4 и Д5 в лобовой стенке 4, для улучшения теплоизоляции и температурных компенсаций. При этом больший размер Д4 пояска в лобовой стенке 4 и больший размер Д2 уплотнительного элемента 15 расположены выше по потоку на охлаждаемой воздухом стороне стенки 4.

Уплотнительные элементы 15 ограничены от перемещения вдоль осей втулок в сторону зоны 18 горения глубиной ступенчатого пояска Д4, а в сторону выше потока зафиксированы пластинами 19 и 20, установленными в кольцевых проточках Д6 и Д7 лобовой стенки 4 глубиной h, и аналогичными проточками у ряда форсунок 12 втулок 14 на расположенной выше по потоку стороне 21 лобовой стенки 4 (фиг. 2). Пластины 19 и 20 показаны только между двумя выполненными зацело с завихрителями втулками 13 и 14 в окружном направлении, установлены в пазиках 22 и приварены между втулками. Предполагается, что пластины 19, 20 установлены и между остальными втулками 13, 14.

Лобовая стенка 4 содержит отъемную часть 23, выполненную в виде кольца с рядом утолщений 24 в местах крепления втулок 13 и 14, а также имеет несколько утолщений 25 в местах крепления штуцеров 26 для подвода топлива 8. Предполагается еще ряд утолщений в местах крепления подвески камеры сгорания с внешним корпусом 2 и внешним кожухом 9. Утолщения 24, 25 связаны ребрами 27, при этом отъемная часть 23 не препятствует прохождению потока воздуха 6 к лобовой стенке 4.

Лобовая стенка 4 и ее отъемная часть 23 телескопически соединены между собой и выполнены с возможностью взаимного перемещения вдоль втулок 13 и 14 по посадочным пояскам Д1. При этом втулки 13 и 14, выполненные зацело с завихрителями, жестко скреплены с частью 23 стенки, расположенной выше по потоку, при помощи колпачковых гаек 28 с уплотнителями, обеспечивающими известное герметичное соединение топливной аппаратуры.

Втулки 13 и 14 соединены с частью стенки, расположенной ниже по потоку, т. е. с лобовой стенкой 4, подвижно и телескопически через уплотнительные элементы 15 и выполняют функцию герметичной теплоизоляции подвижного телескопического соединения от воздействия высоких температур, создаваемых в зоне 18 горения путем создания воздушного слоя с эффектом заградительного охлаждения параллельно поверхности 17 лобовой стенки 4, обращенной к зоне 18 горения.

На фиг. 3 показаны прерывистые кольцевые каналы 29 для подвода потока охлаждающего воздуха 6 в кольцевые проточные каналы 16. На фиг. 2 показаны выполненные в стенках 30 уплотнительных элементов 15 отверстия 31 для подачи части охлаждающего воздуха в осевом направлении относительно втулок и вдоль зоны 18 горения. Лобовая стенка 4 выполнена с кольцевым телом 32 в виде утолщения со стороны зоны 18 горения и кольцевым ребром 33 в зоне контакта 34 лобовой стенки 4 и ее отъемной части 23. При этом кольцевое тело 32 и ребро 33 выполнены симметрично на расстоянии L1, равном L2 от смежных рядов форсунок 12 и 11.

Устройство работает следующим образом.

При запуске двигателя в кольцевой камере сгорания топливо 8 подается в отъемную часть 23, т.е. топливный коллектор через топливный штуцер 26 и далее по наклонным каналам поступает к части топливных форсунок 11, 12, смешиваясь в них с воздухом, поступаемым от компрессора, осуществляя воспламенение топливовоздушной смеси в зоне горения от свечи зажигания.

Топливо 8 с задержкой в несколько секунд поступает через противоположный штуцер 26 в топливный коллектор по наклонным каналам, расположенным в шахматном порядке, к остальным форсункам 11, 12, смешиваясь с воздухом и воспламеняясь. Далее вся топливовоздушная смесь сгорает за рядами форсунок 11, 12, обеспечивая устойчивое экономичное горение. При этом телескопическое соединение отъемной части 23 по посадочному пояску Д1 с лобовой стенкой 4 и уплотнительными элементами 15 между втулками 13, 14 смешения с кольцевыми проточными каналами 16 шириной ΔS , расположенными параллельно поверхности 17 лобовой стенки 4, обращенной к зоне горения, способствует образованию заградительного воздушного охлаждения фронтового устройства.

При этом расход охлаждающего воздуха, обеспечивающий заградительное охлаждение фронтового устройства, не зависит от степени прогрева уплотнительных элементов 15, лобовой стенки 4 и отъемной части 23, а телескопическое подвижное соединение частей фронтового устройства демпфирует термические напряжения. Это обеспечивает снижение температурного градиента на стенках фронтового устройства и устранение термических напряжений в конструкции.

Использование: в авиастроении и энергетических установках. Сущность изобретения: кольцевая камера 1 сгорания содержит лобовую стенку (ЛС) 4 с отверстиями подвода воздуха 6 и топлива 8, соединенную с внешним 9 и внутренним 10 кожухами и рядами топливных форсунок 11, 12 с втулками 13, 14 смешения топлива 8 и воздуха 6, кольцевые уплотнительные элементы 15 с кольцевыми проточными каналами 16, параллельными поверхности 17 ЛС 4, обращенной к зоне 18 горения, выполненные с возможностью взаимного перемещения в осевом направлении относительно втулок 13, 14 по посадочному пояску Д1. ЛС 4 состоит из двух частей, соединенных между собой через уплотнительные элементы 15 и втулки 13, 14, при этом втулки 13, 14 жестко скреплены с частью 23 стенки, расположенной выше по потоку, и телескопически соединены с частью стенки, обращенной к зоне 18 горения. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая внешний и внутренний корпуса, лобовую стенку с отверстиями подвода воздуха и топлива, соединенную с внешним и внутренним кожухами и рядами топливных форсунок с втулками смещения топлива и воздуха, отличающаяся тем, что камера дополнительно содержит уплотнительные элементы с кольцевыми проточными каналами, параллельными поверхности лобовой стенки, обращенной к зоне горения, и выполненные с возможностью взаимного перемещения в осевом направлении относительно втулок, а лобовая стенка состоит из двух частей, соединенных между собой через уплотнительные элементы и втулки, при этом втулки жестко скреплены с частью стенки, расположенной выше по потоку, и телескопически соединены с частью стенки, обращенной к зоне горения. 2. Камера по п.1, отличающаяся тем, что лобовая стенка выполнена с кольцевым телом со стороны зоны горения и кольцевым ребром в зоне контакта обеих ее частей, при этом кольцевое тело и ребро выполнено симметрично смежным рядам форсунок.