ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2000 года по МПК F02C7/12 

Изобретение относится к области двигателестроения, а именно к газотурбинным двигателям с малоэмиссионными камерами сгорания, используемым в промышленных установках.

Известен газотурбинный двигатель, содержащий камеру сгорания, жаровая труба которой выполнена с двойными стенками /1/.

Недостатком известной конструкции является высокая эмиссия вредных веществ - окислов азота NO_x и окиси углерода CO, так как охлаждающий воздух из воздушной полости между стенками жаровой трубы поступает вовнутрь жаровой трубы для образования защитной воздушной пленки и не участвует в процессе горения, в результате чего из-за повышенных температур в зоне горения образуется большое количество окислов азота (NOx).

Наиболее близким по конструкции к заявляемому является газотурбинный двигатель, имеющий камеру сгорания с полостью предварительного смешивания топлива и воздуха, а также кольцевую камеру сгорания, в которой происходит сгорание предварительно смешанной топливо-воздушной смеси /2/. Жаровая труба имеет двойные стенки с конвективно - пленочной системой охлаждения.

Однако при наличии пленки холодного воздуха в пристеночной зоне жаровой трубы окись углерода CO не успевает полностью окисляться до CO₂, что приводит к повышенным выбросам CO.

Кроме того, количество воздуха в зоне горения недостаточно для снижения температуры в этой зоне, что не позволяет снижать достаточно высокие выбросы окислов азота NO_x.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в уменьшении выбросов вредных веществ (окислов углерода CO и окислов азота NO_x) при работе двигателя за счет отсутствия пленки холодного воздуха вдоль внутренней стенки жаровой трубы, а также снижения температуры в зоне горения камеры сгорания.

Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинном двигателе, включающем турбину с первым сопловым аппаратом и камеру сгорания, содержащую жаровую трубу с двойными стенками, согласно изобретению полость между двойными стенками жаровой трубы соединена на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе - с выходными щелями сопловых лопаток первого соплового аппарата.

Выполнение жаровой трубы с двойными стенками, полость между которыми соединена на входе с воздушной полостью жаровой трубы, а на выходе - с выходными щелями сопловых лопаток первого соплового аппарата, позволяет использовать хладоресурс охлаждающего воздуха максимально эффективно. Суммарный расход охлаждающего воздуха на охлаждение жаровой трубы и первой сопловой лопатки по сравнению с прототипом уменьшается на 20-50%. При таком конструктивном исполнении на первом сопловом аппарате турбины образуется большой перепад давления (как правило, околозвуковой или сверхзвуковой), обеспечивая высокие скорости охлаждения стенок жаровой трубы, что позволяет получать интенсивное конвективное охлаждение внутренних стенок жаровой трубы. Это дает возможность увеличить количество воздуха и снизить температуры в зоне горения, за счет чего существенно снизить выбросы окислов азота NO_x.

В отличие от прототипа в пристеночной зоне внутри жаровой трубы газотурбинного двигателя заявляемой конструкции отсутствует пленка холодного воздуха, что приводит к повышению температуры в пристеночной зоне и способствует окислению CO до CO₂, т.е. уменьшает выбросы угарного газа в окружающую среду.

Выполнение стенки жаровой трубы, обращенной к воздушной полости из сегментов с выступами, не имеющими радиальных разъемов, повышает ремонтопригодность камеры сгорания, т.к. в случае дефекта отдельные сегменты легко заменяются.

Наличие перфорации в стенке, обращенной к воздушной полости жаровой трубы, позволяет осуществлять интенсивное охлаждение сегментов, т.к. при лобовом натекании интенсивность охлаждения будет максимальной.

Интенсификации охлаждения также способствует наличие выступов на сегментах, составляющих стенку жаровой трубы.

Для изготовления сегментов предпочтительно использовать литые материалы, что позволяет поднять рабочую температуру внутренней стенки жаровой трубы по сравнению с прототипом на ~ 100^oC, т.к. литейные металлы обладают большей жаростойкостью и жаропрочностью, чем листовые или штампованные.

На фиг. 1 изображен газотурбинный двигатель заявляемой конструкции. На фиг. 2 показан элемент I на фиг. 1 в увеличенном виде. На фиг. 3 представлен элемент II на фиг. 2 в увеличенном виде. Сечение А-А на фиг. 3 представлено фиг. 4.

Газотурбинный двигатель 1 состоит из компрессора 2, камеры сгорания 3 и турбины 4. Камера сгорания 3 состоит из диффузора 5 с воздушной полостью 6 высокого давления, внутри которой расположены смеситель 7 для приготовления однородной топливо-воздушной смеси и жаровая труба 8, в которой происходит сгорание этой смеси. Стенки 9 и жаровой трубы 8 выполнены двойными и включают внутреннюю стенку 10, обращенную к газовому потоку 11 внутри жаровой трубы 8, и наружные стенки 12, обращенные к воздушной полости 6 высокого давления.

Между стенками 10 и 12 образована воздушная полость 13, соединенная на входе с воздушной полостью 6 через перфорацию 14. Внутренняя стенка 10 выполнена из отдельных литых, не имеющих радиальных разъемов, сегментов 15, которые закреплены на наружной стенке 12 с помощью выступов 16 и гаек 17. Между собой сегменты 15 уплотняются с помощью соединения 18 "выступ-паз". Выступы 19 служат также для интенсификации охлаждения сегментов 15.

Из жаровой трубы 8 газ 11 истекает в турбину 4 между первыми сопловыми лопатками 20, в полках 21 и 22 которых выполнены воздушные полости 23, соединенные на входе с воздушными полостями 13 жаровой трубы 8, а на выходе - через заднюю полость 24 с выходной щелью 25 на выходной кромке 26 лопатки 20. Внутренняя полость лопатки 20 разделена радиальной перегородкой 27 на две полости - переднюю 28 с входной кромкой 29 и заднюю полость 24 с выходной кромкой 26 и выходной щелью 25.

Устройство работает следующим образом.

При работе двигателя 1 охлаждающий воздух из воздушной полости 6, окружающий жаровую трубу 8, через перфорацию 14 в наружных стенках 12 натекает на внутреннюю стенку 10, осуществляя интенсивное ее охлаждение. Далее охлаждающий воздух течет по воздушной полости 13 между стенками жаровой трубы и через полости 23 в полках 21 и 22 лопатки 20 - в заднюю полость 24 и выходную щель 25 выходной кромки 26 лопатки 20 - в газовый тракт турбины 4.

Источники информации
1. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Под ред. Д.В. Хронина, Москва, 1989 г., стр. 411, рис. 8.18б.

2. Патент США N 4179881, F 02 C, 1979 г. - прототип.

В газотурбинном двигателе, включающем турбину с первым сопловым аппаратом и камеру сгорания, содержащую жаровую трубу с двойными стенками, согласно изобретению полость между двойными стенками жаровой трубы соединена на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе - с выходными щелями сопловых лопаток первого соплового аппарата. Кроме того, одна из стенок, обращенная к газовой полости жаровой трубы, выполнена из сегментов с выступами, не имеющих радиальных зазоров, а в другой стенке, обращенной к воздушной полости жаровой трубы, выполнена перфорация. Изобретение позволяет уменьшить выбросы вредных веществ (окислов углерода СО и окислов азота NO_x) при работе двигателя за счет отсутствия пленки холодного воздуха вдоль внутренней стенки жаровой трубы, а также снижения температуры в зоне горения камеры сгорания. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Газотурбинный двигатель, включающий турбину с первым сопловым аппаратом и камеру сгорания, содержащую жаровую трубу с двойными стенками, отличающийся тем, что полость между двойными стенками жаровой трубы соединена на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе - с выходными щелями сопловых лопаток первого соплового аппарата. 2. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что одна из стенок, обращенная к газовой полости жаровой трубы, выполнена из сегментов с выступами, не имеющих радиальных разъемов, а в другой стенке, обращенной к воздушной полости жаровой трубы, выполнена перфорация.