КОЛЬЦЕВАЯ КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 1998 года по МПК F23R3/38 

Изобретение относится к области авиационных газотурбинных двигателей (ГТД), в частности к кольцевым камерам сгорания ГТД.

Известна кольцевая камера сгорания ГТД противоточного полупетлевого типа, содержащая жаровую трубу в виде наружного и внутреннего кожухов, между которыми образовано кольцевое пространство горения, в которое поступает сжатый воздух из компрессора ГТД [1]. Наружный кожух имеет цилиндрическую оболочку, переходящую в передней части в закругленную стенку вблизи компрессора, а в задней части камеры сгорания размещено множество топливных форсунок.

Недостатком такой камеры сгорания является повышенная окружная неравномерность поля температур, что снижает ресурс камеры сгорания и турбины.

Известна выбранная за ближайший аналог кольцевая камера сгорания ГТД, содержащая вращающуюся на роторе ГТД форсунку, подающую топливо в пространство жаровой трубы между внутренним и наружным кожухами. Поток газов в полости камеры сгорания движется сначала радиально, затем в осевом направлении, при этом воздух из компрессора подается в полость внутреннего кожуха через полые лопатки соплового аппарата турбины [2].

Недостатком известной камеры сгорания является недостаточная полнота сгорания топлива и малый диапазон устойчивой работы компрессора на нерасчетных режимах работы, повышенная эмиссия вредных веществ в атмосферу.

Задачей изобретения является повышение полноты сгорания топлива и расширение диапазона устойчивой работы компрессора на нерасчетных режимах, уменьшения эмиссии вредных веществ.

Поставленная задача решается тем, что в кольцевой камере сгорания ГТД, содержащей корпус, жаровую трубу, имеющую наружный и внутренний кожухи с воздушными отверстиями и перегородку, разделяющую объем камеры на центральную и периферийную части, перегородка выполнена двойной, цилиндрической формы, а вращающаяся форсунка расположена диаметрально напротив цилиндрической перегородки.

Размещение форсунки напротив кольцевой перегородки и выполнение перегородки двойной позволяет уменьшить эмиссию вредных веществ за счет улучшения перемешивания топливо - воздушной смеси и повышения полноты сгорания, а также повысить надежность и ресурс камеры сгорания и турбины за счет уменьшения окружной неравномерности поля температур в камере.

На чертеже изображен продольный разрез предлагаемой камеры сгорания ГТД.

Камера сгорания расположена в двигателе между компрессором 1 и турбиной 2, содержит корпус 3, жаровую трубу 4 в виде наружного кожуха 5 и внутреннего кожуха 6. Наружный кожух 5 соединен с внутренним кожухом 6 через наружное кольцо 7 и внутреннее кольцо 8 посредством полых лопаток 9 соплового аппарата (СА) турбины 2. Внутренней частью наружный кожух 5 соединен со стенкой 10, которая прикреплена к спрямляющему аппарату 11 последней ступени компрессора 1. Камера сгорания имеет вращающуюся форсунку 12, закрепленную на валу 13 двигателя, и неподвижную форсунку 14, предназначенную для подачи топлива во внутреннюю полость вращающейся форсунки 12 и представляющую собой втулку, охватывающую вал 13 и прикрепленную одним концом через стенку 15 к внутреннему кожуху 6 камеры сгорания. Топливо к неподвижной форсунке 14 подается по трубопроводу 16, проходящему через полую лопатку 9 СА турбины и через корпус 3. Между кожухом 5 и корпусом 3 имеется кольцевая полость 17, а между кожухом 5 и стенкой 10 - полость 18. Внутренний кожух 6 выполнен с двойной цилиндрической кольцевой перегородки 19, внутри которой образована полость 20. Между стенкой 15 и кожухом 6 образована полость 21. В наружном кожухе 5 имеются отверстия 22 для прохода воздуха, во внутреннем кожухе 6 - отверстия 23. Форма кожухов 5,6 жаровой трубы образует в полости камеры сгорания зоны горения 1 и II и зону смешения III.

В процессе работы двигателя сжатый воздух из компрессора 1 через спрямляющий аппарат 11 поступает в полость 18 и 17. Затем через полые лопатки 9 воздух поступает в полости 20, 21. Охлаждая лопатки 9 и стенки внутреннего кожуха 6, воздух поступает в зону I горения подогретым за счет этого примерно на 100^oC. Количество, форма и расположение отверстий 22 и 23 в стенках жаровой трубы 5 и 6 обеспечивает пленочное охлаждение ее стенок и интенсивное перемешивание воздуха с топливом, поступающим через трубопровод 16, неподвижную форсунку 14 и вращающуюся форсунку 12. Таким образом, в зоне I происходит подготовка топливо-воздушной смеси. Благодаря подогреву воздуха (за счет охлаждения стенок жаровой трубы и лопаток 9), поступающего в зону горения, ускоряются химические реакции горения, в результате в камере успевает сгореть окись углерода (СО) и углеводороды (НС), т.е. улучшается полнота сгорания и уменьшается эмиссия вредных веществ в атмосферу.

При запуске двигателя воспламенение топлива и начальное горение происходит в зоне I, имеющей малый объем, что при малом начальном расходе топлива позволяет получить обогащенную смесь, благоприятную для воспламенения. Малый расход пускового топлива позволяет избежать забросы (увеличение) температуры газов при запуске и, таким образом, повысить надежность и ресурсодвигателя.

На номинальном режиме работы двигателя оптимальное соотношение топлива и воздуха получается в зоне II, где происходит полное сгорание топлива.

При переходе на режим малой мощности за счет уменьшения расхода топлива и сохранения расхода воздуха практически постоянным, оптимальное соотношение топлива и воздуха переходит в зону I, следовательно, поддерживается устойчивая работа камеры сгорания и на режиме малой мощности в зоне 1. Поскольку зоны I и II расположены ближе к оси двигателя, для них имеется благоприятное соотношение площади и объема жаровой трубы для эффективного охлаждения стенок.

В зоне III происходит смешение продуктов сгорания с поступающим через отверстия 22 воздухом. Зона III расположена на периферии камеры сгорания и имеет объем значительно больший, чем зоны I и II, и относительно большую протяженность, этот фактор обеспечивает эффективное перемешивание продуктов сгорания с поступающим для разбавления воздухом, т.е. более равномерное поле температур перед турбиной, что повышает надежность и ресурс турбины и камеры сгорания двигателя.

Изобретение относится к области авиационных газотурбинных двигателей. Кольцевая камера сгорания содержит перегородку, разделяющую ее объем на центральную и периферийные части, которая выполнена двойной цилиндрической формы, и вращающуюся форсунку, расположенную диаметрально напротив цилиндрической перегородки. Изобретение позволяет повысить полноту сгорания топлива и расширить диапазон устойчивой работы компрессора на нерасчетных режимах, уменьшить эмиссию вредных веществ. 1 ил.

Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая корпус, жаровую трубу, имеющую наружный и внутренний кожухи с воздушными отверстиями и перегородку, разделяющую объем камеры на центральную и периферийную части, вращающуюся форсунку, расположенную в центральной части, отличающаяся тем, что перегородка выполнена двойной цилиндрической формы, а вращающаяся форсунка расположена диаметрально напротив цилиндрической перегородки.