КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2006 года по МПК F23R3/60 

Описание патента на изобретение RU2290566C1

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

Известна камера сгорания газотурбинного двигателя, входной диффузор которой для уменьшения потерь полного напора вытекающего из компрессора воздуха выполнен с профилированным изоградиентным изменением площади проходного сечения [С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, Москва, «Машиностроение», 1981, стр.401, рис.8.8а].

Недостатком такой конструкции является увеличенная длина диффузора и камеры сгорания в целом.

Наиболее близкой к предложенной является конструкция камеры сгорания с диффузором, выполненным с короткой безотрывной частью и регламентированным срывом потока воздуха при внезапном расширении на уступах внутренней стенки и внешнего кольца, причем внешнее кольцо диффузора на его выходе жестко соединено с наружным корпусом камеры сгорания радиально конусной стенкой с образованием кольцевой замкнутой полости, соединенной на входе с воздушной полостью камеры сгорания через отверстия в радиально-конусной стенке [С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, Москва, «Машиностроение», 1981, стр.401, рис.8.22].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкая надежность из-за термических напряжений в радиально-конусной стенке, возникающих в результате разницы термических деформаций внешнего кольца диффузора и наружного корпуса камеры сгорания.

Отбор воздуха из полости, ограниченной радиально-конусной стенкой, приводит к изменению поля давления воздуха на входе в жаровую трубу камеры сгорания, что в свою очередь ухудшает равномерность поля давления и температурного поля газа на выходе из камеры сгорания, снижая ее надежность.

Техническая задача, которую решает изобретение, заключается в повышении надежности путем исключения термических напряжений между наружным корпусом камеры сгорания и внешним кольцом диффузора, а также путем выравнивания поля давления на входе в жаровую трубу.

Сущность изобретения заключается в том, что в камере сгорания газотурбинного двигателя, включающей наружный и внутренний корпуса, жаровую трубу в воздушной полости между ними и диффузор на входе с регламентированным срывом потока воздуха и перфорированной отверстиями радиально-конусной стенкой, согласно изобретению стенка выполнена за одно целое с внешним кольцом диффузора с наклоном в сторону жаровой трубы, образуя полость отборов, установлена периферийным кольцевым ребром на внутреннем кольцевом ребре наружного корпуса с возможностью их взаимного осевого перемещения, а отверстия в стенке выполнены с переменным по величине диаметром, причем d/d1=1,5-2,5, где

d - диаметр наибольшего из отверстий;

d1 - диаметр наименьшего из отверстий.

В современных газотурбинных двигателях выполняются существенные отборы воздуха из-за компрессора на самолетные нужды, а также на охлаждение турбины (не показано). С целью получения максимального давления эти отборы осуществляются не за компрессором, а за диффузором камеры сгорания, в котором часть кинетической энергии потока воздуха на выходе из компрессора преобразуется в прирост статического давления этого воздуха.

Однако местные отборы воздуха на самолетные нужды и охлаждение турбины могут вызвать местные снижения давления воздуха на входе в жаровую трубу, что приведет к повышенной неравномерности поля давления и температурного поля газа в жаровой трубе и поломке камеры сгорания или турбины. Для выравнивания поля давления воздуха по диаметру в окружном направлении в местах отбора воздуха на самолетные нужды или на охлаждение турбины отверстия выполнены минимальными по диаметру, а отверстия, наиболее удаленные от мест отбора, выполнены с максимальным диаметром.

При d/d1<1,5 будет снижаться надежность из-за уменьшения давления воздуха на входе в жаровую трубу в месте отбора воздуха на самолетные нужды или на охлаждение турбины, а при d/d1>2,5 - из-за уменьшения давления воздуха на входе в жаровую трубу в месте максимально удаленном от места отбора воздуха на самолетные нужды или на охлаждение турбины.

Выполнение конусной стенки за одно целое с внешним кольцом диффузора с наклоном в сторону жаровой трубы позволяет уменьшать статические и динамические напряжения в стенке кольца диффузора, повышая надежность конструкции.

Установка стенки своим периферийным кольцевым ребром на внутреннем кольцевом ребре наружного корпуса с возможностью их взаимного осевого перемещения позволяет снижать напряжения при термических деформациях, возникающих в наружном корпусе и внешнем кольце диффузора при работе двигателя.

Изобретение проиллюстрировано следующими фигурами.

На фиг.1 представлен продольный разрез камеры сгорания газотурбинного двигателя заявляемой конструкции.

На фиг.2 показан элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, на фиг.3 - вид А на фиг.2.

Камера сгорания 1 газотурбинного двигателя состоит из наружного корпуса 2 и внутреннего корпуса 3 с размещенными в воздушной полости 4 между ними трубчатыми жаровыми трубами 5 с кольцевым газосборником 6. На входе в жаровые трубы 5 установлен диффузор 7 с регламентированным срывом потока, состоящий из внутренней стенки 8 и внешнего кольца 9. На выходе 10 диффузора 7 на внешнем кольце 9 выполнена конусная стенка 11 с наклоном в сторону жаровых труб 5, отделяющая замкнутую кольцевую полость 12 отбора воздуха на самолетные нужды и охлаждение турбины от воздушной полости 4 с жаровыми трубами 5.

Полость 12 соединена на входе с воздушной полостью 4 множеством отверстий 13 в конусной стенке 11, которые выполнены в окружном направлении различными по диаметру.

На периферии конусной стенки 11 выполнено кольцевое ребро 14, контактирующее по поверхности 15 с внутренним кольцевым ребром 16 на наружном корпусе 2 с возможностью их взаимного осевого перемещения.

На выходе кольцевая замкнутая полость 12 соединена с трубами 17 отбора воздуха на самолетные нужды и охлаждение турбины (не показано) через отверстия 18 с фланцами 19 наружного корпуса 2.

Камера сгорания работает следующим образом.

При работе газотурбинного двигателя из кольцевой замкнутой полости 12 трубами 17 производится отбор значительного количества воздуха на самолетные нужды и на охлаждение турбины, что может приводить к ухудшению равномерности поля давления воздуха перед жаровыми трубами 5, повышению неравномерности температурного поля газа на выходе из жаровых труб 5 и снижению надежности камеры сгорания 1 из-за ее прогара. Однако этого не происходит, так как отверстия 13 способствуют выравниванию поля давления на входе в жаровые трубы 5. При термических деформациях наружного корпуса 2 и внешнего кольца 9 диффузора 7 происходит их взаимное осевое перемещение, снижающее напряжения, повышая надежность работы камеры сгорания.

Похожие патенты RU2290566C1

название год авторы номер документа
Малоразмерная газотурбинная установка 2024
  • Смелов Виталий Геннадьевич
  • Ткаченко Андрей Юрьевич
  • Шиманов Артем Андреевич
  • Виноградов Александр Сергеевич
  • Филинов Евгений Павлович
  • Батурин Олег Витальевич
  • Зубрилин Иван Александрович
RU2819326C1
КОЛЬЦЕВАЯ КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ 1989
  • Пинчук В.В.
  • Абакун В.И.
  • Шевчук В.В.
SU1837699A1
СПОСОБ ОХЛАЖДЕНИЯ И РЕГУЛИРОВАНИЯ РАДИАЛЬНЫХ ЗАЗОРОВ ТУРБИНЫ ДВУХКОНТУРНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ 2020
  • Болотин Николай Борисович
RU2732653C1
СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ РАДИАЛЬНЫХ ЗАЗОРОВ ТУРБИНЫ ДВУХКОНТУРНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ 2020
  • Болотин Николай Борисович
RU2738523C1
Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя 2023
  • Бакланов Андрей Владимирович
RU2826197C1
Камера сгорания газотурбинного двигателя 2023
  • Бакланов Андрей Владимирович
  • Маркушин Андрей Николаевич
RU2826194C1
СПОСОБ ОХЛАЖДЕНИЯ И РЕГУЛИРОВАНИЯ РАДИАЛЬНЫХ ЗАЗОРОВ ТУРБИНЫ ДВУХКОНТУРНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ 2020
  • Болотин Николай Борисович
RU2731781C1
КОМПРЕССОР ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ 2000
  • Тункин А.И.
  • Кузнецов В.А.
  • Рудин Л.В.
RU2173796C1
КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ 1996
  • Кузменко М.Л.
  • Снитко А.А.
  • Токарев В.В.
  • Максин В.И.
  • Брындин О.В.
  • Кириевский Ю.Е.
  • Минеев В.А.
  • Баранов В.А.
RU2120086C1
КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ 2002
  • Медведев А.В.
  • Хрящиков М.С.
  • Кириевский Ю.Е.
RU2215241C2

Иллюстрации к изобретению RU 2 290 566 C1

Реферат патента 2006 года КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Камера сгорания газотурбинного двигателя включает наружный и внутренний корпуса, жаровую трубу в воздушной полости между ними и диффузор на входе с регламентированным срывом потока воздуха и перфорированной отверстиями радиально-конусной стенкой. Стенка выполнена за одно целое с внешним кольцом диффузора с наклоном в сторону жаровой трубы, образуя полость отборов, установлена периферийным кольцевым ребром на внутреннем кольцевом ребре наружного корпуса с возможностью их взаимного осевого перемещения. Отверстия в стенке выполнены с переменным по величине диаметром. Отношение диаметра наибольшего из отверстий к диаметру наименьшего из отверстий равно 1,5-2,5. Изобретение обеспечивает высокую надежность работы камеры сгорания путем исключения термических напряжений между наружным корпусом камеры сгорания и внешним кольцом диффузора, а также путем выравнивания поля давления на входе в жаровую трубу. 3 ил.

Формула изобретения RU 2 290 566 C1

Камера сгорания газотурбинного двигателя, включающая наружный и внутренний корпуса, жаровую трубу в воздушной полости между ними и диффузор на входе с регламентированным срывом потока воздуха и перфорированной отверстиями радиально-конусной стенкой, отличающаяся тем, что стенка выполнена за одно целое с внешним кольцом диффузора с наклоном в сторону жаровой трубы, установлена периферийным кольцевым ребром на внутреннем кольцевом ребре наружного корпуса с возможностью их взаимного осевого перемещения, а отверстия в стенке выполнены с переменным по величине диаметром, причем d/d1=1,5-2,5, где d - диаметр наибольшего из отверстий; d1 - диаметр наименьшего из отверстий.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2006 года RU2290566C1

ВЬЮНОВ С.А
и др
Конструкция и проектирование авиационных двигателей
- М.: Машиностроение, 1981, с.401, рис.8.22
Ротор синхронного реактивного двигателя 1983
  • Матвеев Анатолий Васильевич
  • Матвеев Андрей Анатольевич
SU1259417A1
Способ нейтрализации гидролизатов растительного сырья 1974
  • Гельфанд Ефим Дмитриевич
  • Каменный Владимир Иванович
  • Макаровский Борис Михайлович
  • Шалагинова Евдокия Георгиевна
  • Эйхерт Георгий Августович
SU523935A1
EP 0628728 A1, 14.12.1993
СИСТЕМА (ВАРИАНТЫ) И СПОСОБ ВЫБОРА ПАРКОВОЧНОГО МЕСТА ДЛЯ ТРАНСПОРТНОГО СРЕДСТВА 2015
  • Тоболски Триция
  • Хентшель Джеффри Ли
  • Эсселинк Чад Эверт
RU2683891C2
Камера сгорания газотурбинного двигателя 1978
  • Муравченко Ф.М.
  • Пинчук В.В.
  • Жило Н.Ф.
  • Цыбульский Э.П.
  • Борзов А.П.
SU908140A1
Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя 1982
  • Жило Н.Ф.
  • Машкин В.П.
  • Пинчук В.В.
SU1042409A1

RU 2 290 566 C1

Авторы

Медведев Александр Викторович

Девятков Владимир Васильевич

Хрящиков Михаил Сергеевич

Кузнецов Валерий Алексеевич

Даты

2006-12-27Публикация

2005-03-28Подача