КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2001 года по МПК F23R3/02 

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а более конкретно - к камерам сгорания высокотемпературных газотурбинных двигателей.

Известна камера сгорания, содержащая жаровую трубу с фронтовым устройством и отверстиями в стенках жаровой трубы для подвода воздуха в зону горения и в зону смешения, с конвективно-пленочным охлаждением стенок жаровой трубы [1].

Известная конструкция не может обеспечить высоких температур газа на выходе из камеры сгорания, так как значительная часть воздуха (более 40%) не участвует в горении, а направляется в зону смешения и на пленочное охлаждение стенок жаровой трубы.

Наиболее близкой к заявляемой является противоточная высокотемпературная камера сгорания с противоточной конвективной системой охлаждения стенок жаровой трубы, весь воздух в которой после конвективного охлаждения стенок направляется через фронтовое устройство в зону горения [2].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за недостаточно высокой эффективности конвективной системы охлаждения, что не позволяет получить предельную (максимально возможную) температуру газа на выходе из жаровой трубы камеры сгорания для данного вида топлива (так называемую стехиометрическую камеру сгорания).

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности камеры сгорания путем улучшения эффективности конвективного охлаждения стенок жаровой трубы при минимальных гидравлических потерях охлаждающего воздуха.

Сущность технического решения заключается в том, что в камере сгорания ГТД с жаровой трубой с двойными стенками, согласно изобретению, стенка жаровой трубы, обращенная к газовой полости, выполнена сегментной с продольными и поперечными радиальными ребрами высотой h с воздушной охлаждаемой стороны, разделяющими стенку на охлаждаемые площадки, напротив центров которых на расстоянии l от стенки установлены сопла суммарной площадью поперечного сечения fΣ, при этом соотношение h/l = 0,5...1,5, а соотношение fΣ/F = 1,5...3, где F - площадь поперечного сечения диффузора камеры на его входе, причем сегменты состыкованы между собой соединением шип-паз.

Выполнение стенки жаровой трубы, обращенной к газовой полости, сегментной с продольными и поперечными радиальными ребрами высотой h с воздушной охлаждаемой стороны, причем сегменты состыкованы между собой соединением шип-паз, позволяет получить максимально эффективное лобовое охлаждение, так как ребра высотой h препятствуют размыванию и сносу струи охлаждающего воздуха, кроме того, выполнение стенки из отдельных сегментов улучшает ремонтопригодность жаровой трубы, так как в случае дефекта заменяется один сегмент, а не вся жаровая труба.

Выполнение стенки, разделенной ребрами на охлаждаемые площадки, напротив центров которых на расстоянии l от стенки установлены сопла суммарной площадью поперечного сечения fΣ, при этом соотношение h/l = 0,5...1,5, а соотношение fΣ/F = 1,5...3, где F - площадь поперечного сечения диффузора камеры на его входе, позволяет улучшить температурное состояние перегретой площадки, увеличив площадь проходного сечения сопла над ней, при этом расход охлаждающего воздуха на площадку увеличивается, и температура ее поверхности уменьшается. Все это повышает надежность камеры сгорания.

На фиг. 1 изображен продольный разрез высокотемпературной камеры сгорания.

На фиг. 2 - сечение А-А на фиг. 1.

На фиг. 3 - элемент I на фиг. 1 в увеличенном виде.

На фиг. 4 - элемент II на фиг. 2 в увеличенном виде.

На фиг. 5 - сечение Б-Б на фиг. 3.

Камера сгорания 1 состоит из наружного корпуса 2 и внутреннего корпуса 3, образующими между собой воздушную полость 4, внутри которой размещена жаровая труба 5. На входе в камеру сгорания расположен диффузор 6, а также стойки 7, соединяющие между собой наружный и внутренний корпуса 2 и 3 и топливные форсунки 8. Жаровая труба 5 выполнена с двойными стенками: внутренней стенкой 9, обращенной к газовой полости 10, и внешней стенкой 11, обращенной к воздушной полости 4. На входе в жаровую трубу 5 размещено фронтовое устройство 12 жаровой трубы 5, выполненное также с двойными стенками: с внутренней стенкой 13, обращенной к газовой полости 10, с отверстиями 14, радиальными и осевыми воздушными завихрителями 15 и 16 и наружной стенкой 17, обращенной к воздушной полости 4. Стенка 17 выполнена глухой и имеет только отверстия 18 для установки форсунок 8. Внутренняя стенка 9 выполнена в виде отдельных литых сегментов 19, соединенных между собой соединением 20 типа шип-паз, причем шип 21 выполнен со щелью 22 - для увеличения поверхности охлаждения и проходной площади для транспортировки охлаждающего воздуха 23. В полость 24 соединения 20 шип-паз через тангенциальные отверстия 25 из воздушной полости 26 между стенками 9 и 11 жаровой трубы подается охлаждающий воздух 23, осуществляя конвективное охлаждение соединения 20, а через тангенциальные отверстия 27 в стенке 9 происходит заградительное пленочное охлаждение соединения 20 шип-паз. Стенка 9 с поверхности 28, обращенной к газовой полости 10, покрыта теплозащитным покрытием типа ZrO₂ (двуокись циркония), а на поверхности 29, обращенной к воздушной полости 26, выполнены поперечные 30 и продольные 31 радиальные ребра, образующие между собой охлаждаемые площадки 32. Кроме того, ребра 30 и 31 являются силовыми воспринимающими усилия от газовых сил, действующих на сегменты 19. В узлах пересечений ребер 30 и 31 выполнены штыри 33, на которых методом оплавления головок 34 крепится внешняя стенка 11 с множеством сопел 35, которые связывают между собой воздушные полости 4 и 26. Сопла 35 расположены по центру охлаждаемых площадок 32. Боковые поверхности 36 и 37 стенки 11 служат для компенсации взаимных термических расширений стенок 9 и 11.

Работает устройство следующим образом. При работе двигателя жаровая труба 5 обтекается со стороны стенки 17 воздухом 23 из диффузора 6, при этом воздух 23 движется в воздушной полости 4 камеры сгорания 1. Через множество сопел 35 под действием перепада давлений воздух 23 натекает на поверхность 29 охлаждаемых площадок 32, осуществляя струйное лобовое охлаждение поверхности 29, а также боковых поверхностей ребер 30 и 31. Отработанный, подогретый воздух 23 истекает в полость 26 между соплами 35 в направлении к фронтовому устройству 12, где истекает через отверстия 14 и завихрители 15 и 16 и участвует в горении топлива в газовой полости 10. Таким образом, весь воздух, направляющийся из компрессора в камеру сгорания, участвует в интенсивном конвективном охлаждении стенок жаровой трубы. Ребра 30 и 31 препятствуют размыванию и сносу струи охлаждающего воздуха, сформированной соплом, потоком воздуха, протекающим в полости 26 между соплами 35, т.е. в данной схеме струйное лобовое охлаждение получается максимально эффективным, так как струя сформирована соплом, а продольные и поперечные ребра препятствуют сносу этой струи уже отработанным воздухом. По этой причине высота ребра h должна быть равна 0,5...1,5 расстояния l от среза сопла 35 до охлаждаемой поверхности 29. При h меньшем 0,5l возможен боковой снос струи охлаждающего воздуха (лобовое струйное охлаждение является наиболее эффективным способом конвективного охлаждения). При h большем 1,5l ребра начнут оказывать значительное гидравлическое сопротивление течению охлаждающего воздуха в полости 26 по направлению к фронтовому устройству, что вызывает повышенное гидравлическое сопротивление камеры сгорания и ухудшает удельный расход топлива двигателя и снижает его тягу. Эффективность струйного охлаждения зависит от скорости охлаждающего воздуха на выходе из сопла: чем выше скорость, тем выше эффективность охлаждения. С другой стороны, гидравлические потери в системе охлаждения пропорциональны квадрату скорости охлаждающего воздуха на выходе из сопла. Известно, что гидравлические потери малы, если относительная скорость λ = 0,15...0,2. Относительная скорость λ примерно пропорциональна площади сопел, из которых истекает охлаждающий воздух. Так как относительная скорость воздуха на входе в диффузор 6 (на выходе из компрессора) равна λ = 0,3...0,4, то суммарная площадь всех сопел жаровой трубы fΣ = 1.5. . . 3F, где: F - площадь диффузора 6 на его входе. При fΣ меньшем 1,5F резко возрастает гидравлическое сопротивление системы охлаждения жаровой трубы, растет удельный расход топлива и падает тяга двигателя. При fΣ большем 3F падает эффективность конвективного охлаждения стенок жаровой трубы. Поле температур газа в газовой полости 10 может быть неравномерным, что вызовет перегрев стенок 9. Однако, так как охлаждаемая поверхность 29 разбита ребрами 30 и 31 на отдельные охлаждаемые площадки 32 с соплами 35, расположенными по их центру, это позволяет улучшить температурное состояние перегретой площадки 32, увеличив площадь проходного сечения сопла 35 над этой площадью, при этом расход охлаждающего воздуха 23 на эту площадку увеличивается и температура ее поверхности уменьшается. Внутренняя стенка 9 выполнена литьем из отдельных сегментов 19. Применение литых сплавов позволяет увеличить температуру газа в газовой полости 9, так как литейные сплавы имеют более высокую жаростойкость (~ на 100^oC), чем сплавы для поковок или листа. Кроме того, выполнение стенки 9 из отдельных литых сегментов улучшает ремонтопригодность жаровой трубы, так как в случае дефекта заменяется один сегмент (т.е. 1/24 жаровой трубы), а не вся жаровая труба. Однако соединения 20 сегментов между собой требуют интенсивного конвективно-пленочного охлаждения? поэтому в соединении 20 с помощью тангенциальных отверстий 25, полости 24 и отверстий 27 осуществляется интенсивное конвективно-пленочное охлаждение стенки 9 - на это потребуется 3-5% охлаждающего воздуха, т.е. этот расход не оказывает существенного влияния на характеристики К. С. Указанная конвективная (преимущественно) система охлаждения совместно с применением теплозащитных покрытий стенки 9 со стороны газовой полости 10 позволит достичь максимально возможной температуры газа для данного вида топлива, т.е. создать стехиометрическую камеру сгорания.

Источники информации
1.С.А.Вьюнов (под общей редакцией Д.В.Хронина) "Конструкция и проектирование авиационных ГТД", Москва, Машиностроение, 1989 г., стр. 406, рис. 8.12.

2. Ю. М.Пчелкин "Камеры сгорания ГТД", Москва, Машиностроение, 1984 г., стр. 161, рис. 79 - прототип.

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит жаровую трубу с двойными стенками. Стенка жаровой трубы, обращенная к газовой полости, выполнена сегментной с продольными и поперечными радиальными ребрами высотой h с воздушной охлаждаемой стороны. Ребра разделяют стенку на охлаждаемые площадки, напротив центров которых на расстоянии 1 от стенки установлены сопла суммарной площадью поперечного сечения fΣ/F = 1,5 - 3, где F - площадь поперечного сечения диффузора камеры на его входе. Сегменты состыкованы между собой соединением щип-паз. Изобретение позволяет повысить надежность камеры сгорания путем улучшения эффективности конвективного охлаждения стенок жаровой трубы при минимальных гидравлических потерях охлаждающего воздуха. 5 ил.

Камера сгорания газотурбинного двигателя с жаровой трубой с двойными стенками, отличающаяся тем, что стенка жаровой трубы, обращенная к газовой полости, выполнена сегментной с продольными и поперечными радиальными ребрами высотой h с воздушной охлаждаемой стороны, разделяющими стенку на охлаждаемые площадки, напротив центров которых на расстоянии l от стенки установлены сопла суммарной площадью поперечного сечения fΣ, при этом соотношение h/l = 0,5 - 1,5, а соотношение fΣ/F = 1,5 - 3, где F - площадь поперечного сечения диффузора камеры на его входе, причем сегменты состыкованы между собой соединением щип-паз.