КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2005 года по МПК F23R3/42 

Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известна кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, в которой топливовоздушная смесь поджигается с помощью газовой струи пускового воспламенителя [1].

Недостатком известной камеры сгорания является ее низкая надежность вследствие высокой сложности пускового воспламенителя.

Наиболее близкой к заявляемому изобретению является камера сгорания газотурбинного двигателя с установленной в головке жаровой трубы свечой непосредственного розжига [2].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкая ее надежность вследствие незапуска камеры сгорания из-за отказа свечи зажигания.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности камеры сгорания путем обеспечения ее запуска в случае отказа свечи зажигания.

Сущность технического решения заключается в том, что в камере сгорания газотурбинного двигателя со свечей зажигания в головке жаровой трубы, согласно изобретению по меньшей мере в двух жаровых трубах установлены две свечи зажигания, при этом жаровые трубы со свечами расположены выше оси камеры сгорания под углом α=15...85° к вертикальной плоскости камеры и симметрично относительно этой плоскости.

Установка в камере сгорания, по меньшей мере, двух свечей зажигания, т.е. дублирование двух недостаточно надежных устройств воспламенения топлива, позволяет существенно повысить надежность запуска камеры сгорания при незначительном ее усложнении.

В случае неудачного запуска камеры сгорания при использовании газообразного топлива в жаровые трубы может попасть жидкая фракция (конденсат), который в случае расположения свечей зажигания в нижней части камеры сгорания может под действием сил гравитации осесть на электродах свечей зажигания, что приведет к снижению надежности камеры сгорания вследствие ее незапуска. Также к загрязнению свечей зажигания с последующим незапуском камеры сгорания может привести попадание на электроды свечей промывочной жидкости при промывке газовоздушного тракта газотурбинного двигателя с целью восстановления его параметров, так как промывочная жидкость под действием сил гравитации скапливается преимущественно в нижней половине камеры сгорания. Поэтому установка свечей зажигания в верхней половине камеры сгорания существенно уменьшает опасность загрязнения электродов свечей конденсатом топлива или промывочной жидкостью, что повышает надежность запуска камеры сгорания.

При α<15° - снижается надежность камеры сгорания из-за сложностей размещения свечей зажигания на корпусе камеры сгорания.

При α>85° - снижается надежность камеры сгорания вследствие возможного загрязнения электродов свечей зажигания конденсатом топлива или промывочной жидкостью.

При запуске камеры сгорания из-за низкого давления топлива на его распределение по жаровым трубам оказывают влияние гравитационные силы, поэтому для повышения надежности запуска камеры сгорания свечи зажигания устанавливаются симметрично относительно ее вертикальной плоскости, что обеспечивает одновременный поджиг топлива в двух жаровых трубах.

На фиг.1 изображен продольный разрез камеры сгорания газотурбинного двигателя.

На фиг.2 - сечение А-А на фиг.1.

Камера сгорания 1 газотурбинного двигателя состоит из наружного 2 и внутреннего 3 корпусов с установленными между ними жаровыми трубами 4. В головках 5 двух жаровых труб 6 и 7 установлены свечи зажигания 8 и 9 под углом α к вертикальной плоскости 10 камеры сгорания 1 в верхней ее части 11. При этом электроды 12 свечей 8 и 9 обращены к оси 13 камеры сгорания 1.

Работает устройство следующим образом. В камере сгорания 1 свечи зажигания 8 и 9 расположены в верхней ее части и обращены электродами 12 к ее оси 13, что уменьшает загрязнение электродов 12 при запуске камеры 1 конденсатом и частицами неполного сгорания топлива под действием гравитации. При промывке газовоздушного тракта газотурбинного двигателя, включая камеру сгорания 1, промывочная жидкость, скапливающаяся преимущественно в нижней ее части, не загрязняет электроды 12 свечей 8 и 9, что повышает надежность запуска камеры сгорания. При запуске камеры 1 электрический импульс подается одновременно на обе свечи 8 и 9, что обеспечивает при их симметричном расположении относительно вертикальной плоскости 10 одновременный поджиг топливовоздушной смеси в двух жаровых трубах 6 и 7, что также повышает надежность камеры сгорания 1.

Источники информации

1. С.А.Вьюнов. “Конструкция и проектирование авиационных ГТД”. М.: Машиностроение, стр.414, рис.8.21б.

2. С.А.Вьюнов, стр.414, рис.8.21а - прототип.

Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Камера сгорания содержит, по меньшей мере, в двух головках жаровых труб две свечи зажигания. При этом жаровые трубы со свечами расположены выше оси камеры сгорания под углом α=15...85° к вертикальной плоскости камеры и симметрично относительно этой плоскости. Изобретение позволяет повысить надежность камеры сгорания путем обеспечения ее запуска в случае отказа свечи зажигания. 2 ил.

Камера сгорания газотурбинного двигателя со свечой зажигания в головке жаровой трубы, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, в двух жаровых трубах установлены две свечи зажигания, при этом жаровые трубы со свечами расположены выше оси камеры сгорания под углом α=15-85° к вертикальной плоскости камеры и симметрично относительно этой плоскости.