КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2010 года по МПК F23R3/60 

Настоящее изобретение касается камеры сгорания газотурбинного двигателя, такого как турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель самолета.

Такая камера сгорания содержит стенку дна камеры, на которой установлены системы впрыска топлива и которая выполнена с впускными воздушными отверстиями, при этом данная стенка дна камеры соединена круговыми внутренней и наружной стенками с внутренним и наружным кольцевыми фланцами для крепления на внутреннем и наружном картерах газотурбинного двигателя при помощи средств типа винт-гайка или аналогичных средств.

Во время работы часть воздушного потока, поступающего от компрессора питания камеры сгорания, должна огибать камеру сгорания с целью охлаждения компонентов, находящихся за этой камерой, и поэтому проходит через отверстия, выполненные во внутреннем и наружном фланцах камеры.

Эти отверстия выполняют путем механической обработки в кольцевых частях фланцев с центром на оси камеры, и они обычно имеют прямоугольную или круглую форму.

Отверстия прямоугольной формы позволяют уменьшить массу и обеспечивают большее сечение для прохождения воздуха. Вместе с тем, эти фланцы, выполненные с прямоугольными отверстиями, обладают меньшим сопротивлением вибрационным напряжениям, тогда как фланцы, содержащие отверстия круглой формы, обладают лучшей вибрационной стойкостью, но обеспечивают меньшее сечение для прохождения воздуха, и в них происходит снижение напора воздуха, охлаждающего находящиеся ближе к выходу компоненты.

Задачей настоящего изобретения является, в частности, простое, эффективное и экономичное решение этой проблемы путем комбинации преимуществ этих известных решений при устранении их недостатков.

В этой связи объектом настоящего изобретения является камера сгорания газотурбинного двигателя, такого как турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель самолета, содержащая дно камеры, оборудованное средствами впрыска топлива, и круговые стенки, соединяющие дно камеры с внутренним и наружным фланцами крепления к внутреннему и наружному картерам, при этом фланцы содержат кольцевые части с отверстиями, выполненными для прохождения воздуха, охлаждающего находящиеся сзади компоненты, отличающаяся тем, что отверстия, по меньшей мере, одного из фланцев расположены в шахматном порядке и имеют треугольную или по существу треугольную форму.

Благодаря настоящему изобретению фланец или каждый фланец, выполненный с треугольными отверстиями, обеспечивает большее сечение для прохождения воздуха и имеет небольшую массу аналогично фланцу с прямоугольными отверстиями, обладая при этом хорошей вибрационной стойкостью и хорошей круговой жесткостью аналогично фланцу с круглыми отверстиями.

Формы и размеры треугольных отверстий и их выполнение в кольцевых частях фланцев оптимизированы и позволяют обеспечить:

- максимальное сечение для прохождения воздуха и минимальную потерю напора,

- хорошее сопротивление вибрационным напряжениям и хорошую круговую жесткость,

- уменьшенную массу фланца,

- простое и легкое выполнение отверстия на фланце путем механической обработки.

Треугольные отверстия могут иметь форму равнобедренных, равносторонних или любых других треугольников предпочтительно с закругленными вершинами, чтобы уменьшить концентрацию напряжений в вершинах треугольных отверстий.

Предпочтительно последовательные треугольные отверстия располагают в шахматном порядке и валетом, чтобы оптимизировать сечение для прохождения воздуха и уменьшить массу. При такой конфигурации треугольные отверстия отделены друг от друга полосой материала, проходящей зигзагообразно между внутренним и наружными бортами кольцевой части фланца, что позволяет повысить круговую жесткость фланца по сравнению с фланцем, содержащим прямоугольные отверстия, в котором разделяющие отверстия полосы материала проходят радиально между внутренним и наружными бортами кольцевой части фланца.

В варианте выполнения настоящего изобретения, отвечающем вышеуказанным задачам, треугольные отверстия фланца образуют два ряда идентичных треугольных отверстий, в которых каждое отверстие имеет основание, находящееся на окружности с центром на оси камеры, при этом направление отверстий меняют на обратное от ряда к ряду, и оба ряда частично перекрывают друг друга наподобие чешуи.

Чтобы фланец, выполненный с треугольными отверстиями, имел достаточную круговую жесткость, окружное расстояние между основаниями треугольных отверстий одного и того же ряда должно превышать или быть равным 1,5-кратной ширине полосы материала, разделяющей два последовательных треугольных отверстия.

Степень частичного перекрывания двух рядов определяют отношением H₂/H₁, где

H₁ является расстоянием между основанием треугольного отверстия и его вершиной, а Н₂ - радиальным расстоянием между вершинами двух последовательных отверстий, противоположными их основаниям, при этом данное отношение Н₂/Н₁ должно превышать или быть равным 0,6 для оптимизации сечения для прохождения воздуха.

Длина прямолинейной части полосы материала между закругленными вершинами двух последовательных отверстий должна быть меньше или равной трехкратной ширине этой полосы, чтобы фланец обладал хорошей механической прочностью на изгиб.

Угол в вершине треугольных отверстий, противоположной их основанию, должен превышать или быть равным 20°.

Основания отверстий отделены от внутреннего и наружного бортов кольцевой части фланца полосами материала окружного направления, ширину которых определяют отношениями a≥d и b≤Н₂, где а является радиальной шириной полосы материала между основанием треугольного отверстия наружного ряда и наружным бортом кольцевой части фланца, d является шириной полосы материала, разделяющей последовательные отверстия, b является шириной полосы материала между основанием треугольного отверстия внутреннего ряда и внутренним бортом кольцевой части фланца, а Н₂ является радиальным расстоянием между вершинами двух последовательных отверстий, противоположными их основаниям.

Объектом настоящего изобретения является также газотурбинный двигатель, в частности турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель самолета, отличающийся тем, что содержит камеру сгорания описанного выше типа.

Настоящее изобретение и его другие отличительные признаки, детали и преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве неограничительного примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, в числе которых:

фиг.1 представляет схематичный вид в осевом разрезе диффузора и камеры сгорания газотурбинного двигателя;

фиг.2 - схематичный частичный вид в изометрии камеры сгорания газотурбинного двигателя согласно варианту выполнения настоящего изобретения;

фиг.3 - частичный вид спереди камеры сгорания, показанной на фиг.2;

фиг.4 - частичный вид спереди внутреннего кольцевого фланца камеры сгорания, показанной на фиг.2.

Как показано на фиг.1, камера 10 сгорания выполнена на выходе диффузора 12, который в свою очередь находится на выходе компрессора, не показанного на чертеже, и содержит внутреннюю круговую стенку 14 и наружную круговую стенку 16, соединенные на входе с кольцевой частью 17 дна камеры и закрепленные на выходе при помощи внутреннего 18 и наружного 20 кольцевых фланцев соответственно на внутреннем кожухе 22 в виде усеченного конуса диффузора и на заднем конце наружного картера 24 камеры, при этом передний конец этого картера 24 закреплен на наружном кожухе 26 в виде усеченного конуса диффузора.

Стенка 17 дна камеры содержит отверстия 30, через которые проходит воздух, поступающий из диффузора 12, и топливо, поступающее из форсунок 32, закрепленных на наружном картере 24 и равномерно распределенных по окружности вокруг продольной оси А камеры. Каждая форсунка 32 содержит головку 34 впрыска топлива, установленную на стенке 17 дна камеры и выровненную в линию по оси 36 одного из отверстий 30 этой стенки. Кольцевой капот 38, изогнутый в сторону входа, закреплен на передних бортах 14, 16 и 17 камеры и содержит отверстия 40 для прохождения воздуха, выполненные в линию с отверстиями 30 стенки 17 дна камеры.

Часть воздушного потока, поступающего от компрессора и выходящего из диффузора 12, проходит через отверстия 40 и 30 и питает камеру 10 сгорания, а другая часть воздушного потока питает внутренний 42 и наружный 44 кольцевые каналы, огибающие камеру 10 сгорания.

Внутренний канал 42 образован внутренним кожухом 22 диффузора 12 и внутренней стенкой 14 камеры, и воздух, который проходит в этот канал, разделяется на поток 46, попадающий в камеру 10 через отверстия 48 внутренней стенки 14, и на поток 50, проходящий через отверстия 52 кольцевой части в виде усеченного конуса внутреннего фланца 18 и охлаждающий не показанные на чертеже компоненты конструкции, находящиеся за этой камерой.

Наружный канал 44 образован наружным картером 24 и наружной стенкой 16 камеры, и воздух, который проходит в этот канал, разделяется на поток 56, попадающий в камеру 10 через отверстия 54 наружной стенки 16, и на поток 58, проходящий через отверстия 60 кольцевой части, изогнутой в виде U, наружного фланца 20 и охлаждающий компоненты, находящиеся сзади.

Воздушные отверстия 48 и 54 камеры являются разбавляющими отверстиями, так называемыми первичными отверстиями и отверстиями, образованными путем множественной перфорации.

В решениях из предшествующего уровня техники отверстия 52, 60 фланцев 18, 20 имеют прямоугольную или круглую форму и не позволяют оптимизировать сечение для прохождения охлаждающего воздуха и массу фланцев, хотя и обладают хорошим сопротивлением вибрационным напряжениям и ограничивают потерю напора воздушного потока, проходящего через отверстия фланцев.

В камере сгорания в соответствии с настоящим изобретением, показанной на фиг.2-4, внутренний фланец 18 содержит в своей кольцевой части в виде усеченного конуса отверстия 62, 64 треугольной формы, выполненные в виде двух кольцевых коаксиальных рядов, частично перекрывающих друг друга.

Треугольные отверстия 62 внутреннего ряда имеют форму равнобедренных треугольников, каждый из которых содержит основание 66, расположенное на окружности с центром на оси А камеры, и закругленные вершины 68, при этом их вершина, противоположная основанию, направлена наружу камеры.

Треугольные отверстия 64 наружного ряда идентичны отверстиям 62, расположены в шахматном порядке и имеют обратное направление или расположены валетом относительно отверстий 62, то есть основание 66 каждого отверстия 64 находится на наружной окружности с центром на оси А камеры, а их вершина, противоположная основанию, направлена внутрь камеры.

Оба ряда треугольных отверстий 62, 64, по меньшей мере, частично перекрывают друг друга, и отверстия 62, 64 отделены друг от друга полосой 70 материала, проходящей зигзагообразно между внутренним 72 и наружным 74 бортами кольцевой части фланца.

Были определены параметры, характеризующие формы и размеры отверстий 62, 64, а также их относительное расположение и изменяющие осевую и круговую жесткость фланца 18. Эти параметры оптимизированы для фланца 18, чтобы он мог иметь большее сечение для прохождения воздуха и при этом сохранял хорошую вибрационную стойкость и хорошую круговую жесткость с ограничением потерь напора при прохождении воздуха через отверстия 62, 64.

Угол α в вершине треугольных отверстий напротив их основания предпочтительно должен превышать или быть равным 20°.

Полоса 70 материала, проходящая зигзагообразно между внутренним 72 и наружным 74 бортами кольцевой части фланца, содержит прямолинейные части, разделяющие параллельные стороны последовательных отверстий 62, 64 и удерживающие закругленные вершины 66 отверстий, противоположные их основаниям. Ширину и длину этих параллельных частей обозначают соответственно d и L. Предпочтительно, чтобы длина L была меньше или равна трехкратному расстоянию d, чтобы фланец имел хорошую прочность на изгиб.

Окружное расстояние между основаниями последовательных треугольных отверстий одного ряда обозначают с. В представленном примере это расстояние одинаково для внутреннего и наружного рядов треугольных отверстий. Это расстояние с предпочтительно должно превышать или быть равным 1,5-кратному расстоянию d, чтобы фланец сохранял достаточную круговую жесткость.

H₁ обозначает высоту треугольного отверстия 62, 64, то есть расстояние между основанием 66 отверстия и вершиной 68, противоположной этому основанию, а Н₂ обозначает радиальное расстояние между вершинами 68 двух последовательных отверстий 64, противоположными их основаниям. Для оптимизации сечения для прохождения воздуха необходимо, чтобы степень частичного перекрывания двух рядов, определяемая отношением Н₂/Н₁, превышала или была равна 0,6.

Внутренний и наружный ряды отверстий отделены от внутреннего 72 и наружного 74 бортов кольцевой части фланца полосами 76, 78 материала, имеющими окружное направление.

а и b соответственно обозначают радиальную ширину полос 76 и 78 материала, расположенных между основанием 66 отверстия 64 наружного ряда и наружным бортом 74 кольцевой части и между основанием 66 отверстия 62 внутреннего ряда и внутренним бортом 72 кольцевой части. Ширина а должна превышать или быть равной вышеуказанному расстоянию d, а ширина b должна превышать или быть равной вышеуказанному расстоянию Н₂, чтобы фланец 18 имел достаточную гибкость для амортизации тепловых расширений и деформаций во время работы.

Наружный фланец 20 также может содержать треугольные отверстия 62, 64, как и внутренний фланец, или быть единственным фланцем, содержащим треугольные отверстия.

С другой стороны, треугольные отверстия фланцев могут быть любой формы, при этом будучи расположенными в шахматном порядке и валетом, для уменьшения массы и снижения потерь напора.

Треугольные отверстия фланцев можно выполнять путем фрезерования или лазерной резкой.

Камера сгорания газотурбинного двигателя, в частности турбореактивного двигателя или турбовинтового двигателя самолета, содержит дно камеры, оборудованное средствами впрыска топлива, и круговые стенки, соединяющие дно камеры с внутренним и наружным фланцами крепления к внутреннему и наружному картерам. Фланцы содержат кольцевые части с отверстиями, выполненными для прохождения воздуха, охлаждающего находящиеся позади компоненты. Отверстия, по меньшей мере, одного из фланцев расположены в шахматном порядке и имеют треугольную или по существу треугольную форму. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения камеры сгорания с одновременным повышением вибрационной стойкости фланцев. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Камера сгорания газотурбинного двигателя, в частности турбореактивного двигателя или турбовинтового двигателя самолета, содержащая дно (17) камеры, оборудованное средствами впрыска топлива, и круговые стенки (14, 16), соединяющие дно (17) камеры с внутренним (18) и наружным (20) фланцами крепления к внутреннему и наружному картерам (24), при этом фланцы (18, 20) содержат кольцевые части с отверстиями, выполненными для прохождения воздуха, охлаждающего находящиеся позади компоненты, отличающаяся тем, что отверстия (62, 64), по меньшей мере, одного из фланцев (18, 20) расположены в шахматном порядке и имеют треугольную или, по существу, треугольную форму.

2. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что последовательные треугольные отверстия (62, 64) расположены в шахматном порядке и валетом.

3. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что треугольные отверстия (62, 64) выполнены во внутреннем фланце (18).

4. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что треугольные отверстия (62, 64) выполнены в наружном фланце (20).

5. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что треугольные отверстия (62, 64) выполнены во внутреннем (18) и наружном (20) фланцах.

6. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что треугольные отверстия (62, 64) имеют закругленные вершины.

7. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что треугольные отверстия (62, 64) выполнены в форме равнобедренных, равносторонних треугольников или любых других треугольников.

8. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что треугольные отверстия (62, 64) одного фланца (18) содержат два ряда одинаковых треугольных отверстий, из которых каждое отверстие имеет основание (66), находящееся на окружности с центром на оси (А) камеры, при этом отверстия (62, 64) меняют направление на обратное от одного ряда к другому, и оба ряда частично перекрывают друг друга.

9. Камера сгорания по п.8, отличающаяся тем, что окружное расстояние с между основаниями (66) треугольных отверстий (62, 64) одного ряда превышает или равно 1,5-кратной ширине d полосы (70) материала, разделяющей два последовательных отверстия (62, 64).

10. Камера сгорания по п.8, отличающаяся тем, что степень частичного перекрывания двух рядов определяют соотношением Н₂/Н₁, где H₁ является расстоянием между основанием (66) треугольного отверстия и его противоположной вершиной (68), а Н₂ является радиальным расстоянием между вершинами (68) двух последовательных отверстий, противоположными их основаниям (66), при этом отношение H₂/H₁ превышает или равно 0,6.

11. Камера сгорания по п.8, отличающаяся тем, что длина L прямолинейной части полосы (70) материала между закругленными вершинами (68) двух последовательных отверстий (62, 64) меньше или равна трехкратной ширине d этой полосы.

12. Камера сгорания по п.8, отличающаяся тем, что угол α в вершине треугольных отверстий (62, 64), противоположной их основанию (66), превышает или равен 20°.

13. Камера сгорания по п.8, отличающаяся тем, что треугольные отверстия (62, 64) выполняют в кольцевой части в виде усеченного конуса или в радиальной части фланца (18), и основания (66) отверстий отделены от внутреннего (72) и наружного (74) бортов этой кольцевой части полосами (76, 78) материала окружного направления, ширину которых определяют отношениями a≥d и b≤Н₂, где а является радиальной шириной полосы (78) материала между основанием (66) треугольного отверстия (64) и наружным бортом (74) кольцевой части фланца, d является шириной полосы (70) материала, разделяющей последовательные отверстия (62, 64), b является радиальной шириной полосы (76) материала между основанием (66) треугольного отверстия (62) и внутренним бортом (72) кольцевой части фланца, а Н₂ является радиальным расстоянием между вершинами (68) двух последовательных отверстий (62, 64), противоположными их основаниям (66).

14. Газотурбинный двигатель, в частности турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель самолета, отличающийся тем, что содержит камеру (10) сгорания по одному из пп.1-13.