КАМЕРА СГОРАНИЯ ДЛЯ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2000 года по МПК F23R3/04 

Одной из приоритетных задач в области турбореактивных двигателей, используемых в авиации, особенно в гражданской авиации, но и в военной тоже, является борьба с загрязнениями атмосферы, в частности борьба с выбросами в атмосферу из турбореактивных двигателей окислов азота.

Образование окислов азота представляет собой функцию от богатства горючей смеси, температурных режимов горения, степени сжатия горючей смеси и продолжительности горения. Образование окислов азота происходит, в частности, в тех зонах камеры сгорания, где состав горючей смеси близок к стехиометрическому отношению и является тем более обильным, чем выше температура и степень сжатия горючей смеси. Поэтому следует уменьшить время пребывания горючей смеси в этих критических зонах или стремиться к уменьшению размеров этих зон.

При этом решение упомянутой выше проблемы оказывается тем более трудным, чем более разнообразными являются требуемые режимы работы данного авиационного турбореактивного двигателя на различных этапах полета, в частности, от режима малого газа и до режима полного газа на взлете самолета.

В патентах Франции FR 2691235, FR 2706021 и FR 2686683 уже предложены камеры сгорания, в которых топливные форсунки распределены двумя группами, причем форсунки одной из этих групп предназначены для подачи топлива в камеру сгорания в первом режиме функционирования данного турбореактивного двигателя, например в режиме малого газа, а форсунки другой группы предназначены для подачи топлива в камеру сгорания во втором режиме функционирования, например в режиме полного газа.

В этих камерах сгорания две группы форсунок подачи топлива располагаются концентрическим образом в дне этой камеры и физически отдалены друг от друга при помощи разделительных пластин, которые проходят в направлении внутрь данной камеры с тем, чтобы определить в этой камере сгорания две секции различной длины, причем более короткая секция используется в режиме полного газа или максимального газа.

Эти камеры сгорания, называемые камерами с двойной головкой инжекции, являются достаточно сложными и тяжелыми для максимальной заданной тяги вследствие того, что форсунки одной из головок не функционируют на протяжении некоторой части полета самолета и в процессе его взлета. Кроме того, в камерах сгорания этого типа упомянутые разделительные пластины должны выдерживать весьма значительные механические и тепловые воздействия, которые к тому же часто являются несимметричными. Это обстоятельство делает весьма трудным и кропотливым проектирование и изготовление таких камер сгорания.

Задача данного изобретения состоит в том, чтобы предложить другое техническое решение для построения камеры сгорания авиационного турбореактивного двигателя, более простое, чем упомянутые выше технические решения, и обладающее другими преимуществами, позволяющими уменьшить выбросы окислов азота.

Итак, предлагаемое изобретение касается камеры сгорания турбореактивного двигателя, содержащей две отстоящие друг от друга кольцевые стенки, объединенные в передней по потоку части этой камеры одним дном и ограничивающие вместе с этим дном зону сгорания, ось симметрии кольцевых стенок, топливные форсунки, располагающиеся в отверстиях, выполненных в упомянутом дне, причем эти топливные форсунки запитываются топливом постоянно в процессе функционирования данной камеры сгорания, проходы подачи дополнительного воздуха, выполненные в дне, первичные отверстия, выполненные в стенках и предназначенные для введения определенного количества воздуха в первичную зону камеры сгорания, отверстия разбавления, выполненные в стенках по потоку позади первичных отверстий и предназначенные для подачи воздуха в зону разбавления данной камеры, и отверстия охлаждения стенок зоны разбавления, причем стенки определяют в задней по потоку части камеры сгорания кольцевое выходное отверстие, предназначенное для отвода газообразных продуктов сгорания за пределы камеры сгорания.

Эта камера сгорания отличается совокупностью следующих технических решений:
a/ топливные форсунки распределены в два концентрических ряда вокруг оси симметрии данной камеры сгорания;
b/ два ряда топливных форсунок содержат одно и то же число N этих форсунок, распределенных равномерным образом вокруг оси симметрии;
c/ топливные форсунки внешнего ряда располагаются в тех же самых продольных плоскостях, проходящих через ось симметрии, что и форсунки внутреннего ряда;
d/ топливные форсунки внутреннего ряда и топливные форсунки внешнего ряда располагаются на строго одинаковом расстоянии от выхода из камеры сгорания и их оси направлены в сторону выхода;
e/ топливные форсунки в данном случае представляют собой форсунки аэромеханического типа и оборудованы чашами;
f/ проходы подачи дополнительного воздуха сгруппированы в одну внутреннюю группу, располагающуюся между внутренней кольцевой стенкой и чашами топливных форсунок внутреннего ряда, одну внешнюю группу, располагающуюся между наружной кольцевой стенкой и чашами топливных форсунок внешнего ряда, и одну среднюю группу, располагающуюся между чашами топливных форсунок внутреннего ряда и чашами топливных форсунок внешнего ряда.

Кроме того, в соответствии с предлагаемым изобретением приняты следующие предпочтительные технические решения.

В процессе функционирования данной камеры сгорания по отношению к общему количеству воздуха, инжектируемого в эту камеру, строго выдерживаются следующие пропорции: 26% воздуха инжектируется на уровне топливных форсунок, 7,5% воздуха попадает в камеру через проходы, 22,3% воздуха попадает в камеру через первичные отверстия, 24,7% подается через отверстия разбавления и 19,5% подается через отверстия охлаждения этой камеры сгорания.

Оба ряда топливных форсунок вводят в камеру сгорания строго одинаковое количество воздуха и топлива.

Пропорция воздуха, инжектируемого в камеру через проходы, распределяется следующим образом: строго 1,6% полного расхода воздуха вводится через внутреннюю группу проходов, 3,5% вводится через среднюю группу и 2,4% вводится в камеру через внешнюю группу этих проходов.

Количество отверстий разбавления равно удвоенному числу первичных отверстий.

Количество этих первичных отверстий на одну обечайку равно удвоенному числу топливных форсунок каждого ряда этих форсунок.

Отверстия разбавления, выполненные в кольцевой стенке, располагаются в поперечной плоскости, отстоящей на некотором расстоянии от поперечной плоскости, содержащей первичные отверстия той же самой поперечной стенки, причем это расстояние, обозначенное позицией d, имеет величину, меньшую, чем обозначенное позицией D расстояние, отделяющее друг от друга два соседних первичных отверстия.

Если обозначить позицией L длину собственно камеры сгорания и обозначить позицией H ее максимальную толщину в радиальном направлении, то отношение этой длины L к толщине H имеет величину, равную или превышающую 1,2.

Другие характеристики и преимущества предлагаемого изобретения будут лучше поняты из приведенного ниже описания примера его практической реализации, где даются ссылки на приведенные в приложении чертежи, среди которых:
- Фиг. 1 представляет собой схематический вид в осевом разрезе камеры сгорания авиационного турбореактивного двигателя в соответствии с предлагаемым изобретением;
- Фиг. 2 представляет собой схематический вид по стрелке F, показанной на фиг. 1, который демонстрирует расположение топливных форсунок в дне камеры сгорания;
- Фиг. 3 представляет собой схематический вид в осевом разрезе камеры сгорания, показанной на фиг. 1, который демонстрирует оптимальное распределение расходов воздуха, подаваемых в эту камеру сгорания через различные отверстия;
- Фиг. 4 представляет собой развернутый схематический вид внутренней и внешней стенок камеры сгорания, показанной на фиг. 1, в области первичных отверстий и отверстий разбавления.

Камера сгорания газовой турбины или турбореактивного двигателя, схематически представленная на приведенных в приложении чертежах, содержит внутреннюю кольцевую стенку 1 с осью симметрии 2, внешнюю кольцевую стенку 3 с той же осью симметрии 2 и дно 4, которое ограничивает вместе с двумя кольцевыми стенками 1 и 3 собственно камеру сгорания 5, которая содержит на концах этих кольцевых стенок 1 и 3, удаленных от дна 4, кольцевой выход 6 с той же осью симметрии 2, предназначенный для отвода газообразных продуктов сгорания в направлении турбины, располагающейся по потоку позади данной камеры сгорания 5. Эта камера сгорания размещена в пространстве 7, ограниченном внутренним кожухом 8 кольцевой формы и внешним кожухом 9, также имеющим кольцевую форму, причем ось 2 является осью симметрии обоих этих кольцевых кожухов. В это пространство 7 под давлением подается окислитель /на фиг. 1 это схематически показано стрелкой G/, который обычно представляет собой воздух, сжатый при помощи компрессора, приводимого в движение турбиной.

Дно 4 камеры сгорания содержит множество отверстий 10, в каждом из которых располагается топливная форсунка 11 аэромеханического типа, связанного с завихрителем 12, предназначенным для подачи в камеру сгорания определенного количества воздуха, участвующего в испарении и распылении топлива, и с чашей 13, расширяющейся в направлении выхода 6 из данной камеры сгорания и представляющей собой часть дна 4 этой камеры сгорания.

Как можно отчетливо видеть на фиг. 1 и 2, топливные форсунки 11 распределены в камере сгорания двумя концентрическими рядами 14а, 14б с осью симметрии 2.

Оба ряда топливных форсунок 14а, 14б содержат одинаковое число N топливных форсунок, равномерно распределенных по окружности вокруг оси 2, и располагаются в одних и тех же продольных плоскостях P1, P2, проходящих через ось симметрии 2. Оси 15а топливных форсунок внутреннего ряда 14а направлены в сторону выхода 6 камеры сгорания 5, и оси 15б топливных форсунок внешнего ряда 14б также направлены в сторону выхода 6 камеры сгорания таким образом, чтобы оси 15а, 15б располагающихся друг над другом топливных форсунок 11 пересекались между собой точно в области этого выхода 6 данной камеры сгорания. Обе располагающиеся друг над другом топливные форсунки связаны между собой при помощи одного топливного коллектора 16.

В соответствии с отличительным признаком камеры сгорания в соответствии с предлагаемым изобретением топливные форсунки 11 двух рядов 14а, 14б располагаются строго на одинаковом расстоянии от выхода 6 камеры сгорания и запитываются топливом одновременно и постоянно в процессе функционирования данной камеры сгорания. Кроме того, в данной конструкции камеры не предусмотрено использование специальных разделительных пластин между двумя рядами 14а, 14б топливных форсунок.

В дополнение к завихрителям 12, предназначенным для введения воздуха в камеру сгорания, в предлагаемой конструкции этой камеры сгорания предусмотрены специальные проходы в ее дне, предназначенные для введения в эту камеру сгорания дополнительного количества воздуха. Упомянутые проходы распределены на три группы, а именно внутреннюю группу проходов 17а, располагающихся между внутренней кольцевой стенкой 1 и чашами топливных форсунок внутреннего ряда 14а этих форсунок, внешнюю группу проходов 17б, располагающихся между внешней кольцевой стенкой 3 и чашами топливных форсунок внешнего ряда, и среднюю группу проходов 17с, располагающихся между чашами топливных форсунок внутреннего ряда 14а и чашами топливных форсунок внешнего ряда 14б, как это можно видеть на фиг. 3.

Кроме того, внутренняя 1 и наружная 3 кольцевые стенки содержат первичные отверстия 18а, 18б, предназначенные для введения некоторого количества воздуха в первичную зону 19 камеры сгорания 5. Эти первичные отверстия подачи воздуха равномерно распределены в поперечных плоскостях P3, P4, располагающихся перпендикулярно по отношению к оси симметрии 2. В то же время кольцевые стенки 1 и 3 содержат отверстия разбавления 20а, 20б, предназначенные для введения в камеру сгорания определенного количества воздуха разбавления в специальную зону разбавления 21 собственно камеры сгорания 5, причем отверстия распределены равномерным образом в поперечных плоскостях P5 и P6, перпендикулярных оси симметрии 2.

Количество первичных отверстий 18а, 18б в каждой из кольцевых стенок 1 и 3 данной камеры сгорания равно удвоенному числу используемых в данном случае топливных форсунок N в каждом ряду 14а, 14б этих форсунок, тогда как количество отверстий разбавления 20а, 20б равно удвоенному числу первичных отверстий.

Таким образом, как это схематически показано на фиг. 4, расстояние d1, которое разделяет две плоскости P4 и P6, меньше, чем расстояние D1, разделяющее два соседних первичных отверстия 18б внешней кольцевой стенки 3. Кроме того, расстояние d2, которое отделяет друг от друга две плоскости P3 и P5, меньше, чем расстояние D2, которое отделяет друг от друга два соседних первичных отверстия 18а внутренней кольцевой стенки 1. С другой стороны, упомянутое расстояние d2 меньше, чем расстояние dl, и точно равно половине этого расстояния.

Кроме того, позади по потоку от отверстий разбавления 20а, 20б внутренняя 1 и внешняя 3 кольцевые стенки содержат отверстия охлаждения 21а, 21б, предназначенные для введения определенного количества воздуха охлаждения этих стенок в камеру сгорания.

Общее количество воздуха G, подаваемое в пространство 7, запитывает собственно камеру сгорания 5 в соответствии с распределением, схематически представленным на фиг. 3.

Таким образом, примерно 13% общего количества воздуха G подается в эту камеру сгорания через топливные форсунки 11 в каждом из рядов 14а и 14б.

Приблизительно 7,5% общего количества воздуха G подается в камеру сгорания через проходы 17а, 17б, 17с в соотношении примерно 1,6% через внутреннюю группу этих проходов 17а, примерно 2,4% через внешнюю группу этих проходов 17б и примерно 3,5% через среднюю группу проходов 17с.

Примерно 10,2% общего количества воздуха G подается в камеру сгорания через первичные отверстия 18а и примерно 12,1% этого воздуха подается через первичные отверстия 18б.

Примерно 11,8% общего количества воздуха G подается в данную камеру сгорания через отверстия разбавления 20а внутренней кольцевой стенки 1 и примерно 12,9% этого количества воздуха подается в эту камеру сгорания через отверстия разбавления 20б во внешней кольцевой стенке 3.

И наконец, примерно 9,2% общего количества поступающего в камеру сгорания воздуха подается в нее через отверстия охлаждения 21а и примерно 10,3% подается туда через отверстия охлаждения 21б.

Такое распределение общего количества воздуха, подаваемого в данную камеру сгорания, позволяет обеспечить отношение эквивалентности топливной форсунки на уровне 1,8 в режиме полного или максимального газа и отношение эквивалентности этой топливной форсунки в первичной зоне на уровне ниже 0,86 при том, что степень обогащенности горючей смеси в камере сгорания в режиме полного или максимального газа составляет 32,6%. При этом под отношением эквивалентности в данном случае понимается отношение степени обогащенности горючей смеси в данной зоне камеры сгорания по сравнению со стехиометрической степенью этой обогащенности горючей смеси, а степень обогащенности горючей смеси в данной зоне камеры сгорания представляет собой отношение между расходом топлива и расходом воздуха в этой зоне.

Выполненные расчеты подтвердили, что именно использованный в данном случае тип распределения инжектированного воздуха в камеру сгорания позволяет до минимума уменьшить выбросы в атмосферу окислов азота, причем в тем большей степени уменьшить эти выбросы, чем ближе отверстия разбавления 20а, 20б располагаются к первичным отверстиям 18а, 18б.

Если теперь рассмотреть в самом общем виде конструкцию камеры сгорания в соответствии с предлагаемым изобретением и если обозначить позицией L длину собственно камеры сгорания 5 и обозначить позицией H максимальную толщину этой камеры сгорания в радиальном направлении, можно констатировать, что отсутствие разделительного элемента между двумя рядами топливных форсунок 14а, 14б позволяет сблизить внешние и внутренние головки этих топливных форсунок, что позволяет обеспечить отношение между длиной L данной камеры сгорания и ее толщиной в радиальном направлении H, равное и превышающее 1,2, тогда как данное отношение имеет величину порядка 1 для кольцевых камер сгорания с двойной головкой топливных форсунок в соответствии с существующим уровнем техники в данной области.

В этих условиях появляется возможность запитывать предлагаемую камеру сгорания воздухом через простой диффузор воздушного потока 22 без увеличения напора на контуре этого диффузора.

И наконец, наклон осей 15а топливных форсунок 11 внутреннего ряда 14а этих форсунок параллельно внутренней кольцевой стенке 1 улучшает уровень тепловых напряжений, воздействующих на эту стенку, делая возможным во всех случаях установку и демонтаж топливных форсунок 11.

Камера сгорания для турбореактивного двигателя содержит множество топливных форсунок (11) аэромеханического типа, установленных в дне (4) этой камеры сгорания, связывающей между собой передние по потоку части двух кольцевых стенок (1, 3) и запитываемых топливом постоянным образом в процессе функционирования данной камеры сгорания. Топливные форсунки (11) располагаются двумя концентрическими рядами (14а, 14б) вокруг оси симметрии (2) и попарно в продольных плоскостях, проходящих через ось симметрии (2). Топливные форсунки двух рядов (14а, 14б) располагаются на строго одинаковом расстоянии от выхода (6) данной камеры сгорания и имеют оси (15а, 15б), направленные в сторону этого выхода (6). Соответствующее распределение первичных отверстий, отверстий разбавления и расходов воздуха позволяет уменьшить выбросы в атмосферу окислов азота. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Камера сгорания, содержащая две отстоящие друг от друга кольцевые стенки (1, 3), соединенные между собой в передней по потоку части этой камеры сгорания дном (4) и ограничивающие с этим дном собственно камеру сгорания (5), имеющую ось симметрии (2), также являющуюся осью симметрии для упомянутых кольцевых стенок (1, 3), топливные форсунки (11), распределенные в два ряда (14а, 14б), являющиеся концентрическими по отношению к общей оси симметрии (2) и расположенные в отверстиях (10), выполненных в дне (4) данной камеры сгорания, причем два ряда топливных форсунок (14а, 14б) содержат одинаковое число N этих форсунок, равномерно распределенных вокруг оси симметрии (2), топливные форсунки (11) внешнего ряда (14б) расположены в тех же продольных плоскостях (Р1, Р2), проходящих через ось симметрии (2), что и топливные форсунки (11) внутреннего ряда (14а), топливные форсунки внутреннего ряда (14а) и топливные форсунки внешнего ряда (14б) расположены строго на одинаковом расстоянии от выхода (6) данной камеры сгорания и их оси (15а, 15б) направлены в сторону этого выхода (6), используемые топливные форсунки (11) представляют собой форсунки аэромеханического типа и оборудованы чашами (13), причем эти форсунки запитываются топливом постоянно в процессе функционирования данной камеры сгорания, проходы подачи (17а, 17б, 17с) дополнительного воздуха, распределенные на внутреннюю группу (17а), располагающуюся между внутренней кольцевой стенкой (1) и чашами топливных форсунок внутреннего ряда (14а), внешнюю группу (17б), располагающуюся между внешней кольцевой стенкой (3) и чашами топливных форсунок внешнего ряда (14б), и среднюю группу (17с), располагающуюся между чашами топливных форсунок внутреннего ряда (14а) и чашами топливных форсунок внешнего ряда (14б), и выполненные в дне (4) камеры сгорания, первичные отверстия (18а, 18б), выполненные в кольцевых стенках (1, 3) и предназначенные для введения определенного количества воздуха в первичную зону (19) камеры сгорания, отверстия разбавления (20а, 20б), выполненные в кольцевых стенках (1, 3) позади по потоку от первичных отверстий (18а, 18б) и предназначенные для введения некоторого количества воздуха в зону разбавления (21) камеры сгорания, и отверстия охлаждения (21а, 21б) стенок зоны разбавления, причем кольцевые стенки (1, 3) определяют в своей задней по потоку части кольцевой выход (6), предназначенный для отведения газообразных продуктов сгорания за пределы данной камеры сгорания (5), отличающаяся тем, что в процессе функционирования этой камеры сгорания пропорции воздуха, инжектируемого в камеру сгорания, строго составляют в долях от общего расхода воздуха, инжектируемого в эту камеру, 26% на уровне топливных форсунок (11), 7,5% через проходы (17а, 17б, 17с), 22,3% через первичные отверстия (18а, 18б), 24,7% через отверстия разбавления (20а, 20б) и 19,5% через отверстия охлаждения (21а, 21б) стенок. 2. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что оба ряда топливных форсунок (14а, 14б) выполнены с возможностью введения в камеру сгорания строго одинакового количества воздуха и топлива. 3. Камера сгорания по п.1 или 2, отличающаяся тем, что доля воздуха, инжектируемого в камеру сгорания через проходы, распределяется следующим образом: строго 1,6% общего расхода воздуха подается в камеру сгорания через внутреннюю группу проходов (17а), 3,5% этого общего расхода подается через среднюю группу проходов (17с) и 2,4% общего расхода воздуха подается в камеру сгорания через внешнюю группу (17б). 4. Камера сгорания по п.1 или 3, отличающаяся тем, что количество отверстий разбавления (20а, 20б) равно удвоенному числу первичных отверстий (18а, 18б). 5. Камера сгорания по п.4, отличающаяся тем, что количество первичных отверстий (18а, 18б) в каждой из кольцевых стенок (1, 3) равно удвоенному числу топливных форсунок (11) в каждом ряду (14а, 14б) этих топливных форсунок. 6. Камера сгорания по п.1 или 5, отличающаяся тем, что отверстия разбавления (20а, 20б), выполненные в кольцевой стенке (1, 3), располагаются в поперечной плоскости (Р5, Р6), отстоящей на некотором расстоянии от поперечной плоскости (Р3, Р4), содержащей первичные отверстия (18а, 18б) той же самой кольцевой стенки, причем расстояние (d1, d2) имеет величину, меньшую, чем расстояние (Д1, Д2), отделяющее друг от друга два соседних первичных отверстия (18а, 18б). 7. Камера сгорания по п.1 или 6, отличающаяся тем, что отношение длины L собственно камеры сгорания к ее максимальной радиальной толщине H равно или превышает 1,2.