КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ И ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2012 года по МПК F23R3/28 

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

Камеры сгорания газотурбинных двигателей должны быть спроектированы так, чтобы ограничить выброс вредных газов, таких как окислы азота (NOx) и окисел углерода (СО2), которые выбрасываются в атмосферу.

Классическая камера сгорания газотурбинного двигателя имеет кольцеобразную форму и содержит множество кольцевых смесительных емкостей, которые установлены на дне камеры и равномерно распределены по продольной оси камеры. Каждая емкость установлена на выходе из топливного инжектора на его оси и содержит стенку в форме точно усеченного конуса, образующего совместно с рядом расположенных по кольцу инжекционных отверстий для впуска воздуха кольцевой слой, состоящий из смеси воздуха и топлива для воспламенения в первичной зоне камеры.

Распределение и размеры отверстий для впуска воздуха в емкости определены теоретически, чтобы кольцевой слой имел форму и угол раскрытия, адаптированные для различных режимов работы газотурбинного двигателя.

Для выполнения этих требований была предложена (ЕР-А-0598662) камера сгорания с двумя коаксиальными рядами смесительных емкостей, содержащая отверстия для впуска воздуха, распределенные по кольцевым рядам каждой емкости, при этом один из рядов емкостей образует секцию малого газа, а другой ряд образует разгонную секцию.

Недостатками этого решения являются большие габариты и необходимость в большом количестве инжекторов и емкостей.

Технической задачей настоящего изобретения является создание камеры сгорания, которая лишена указанных недостатков, в частности имеет уменьшенное количество инжекторов и обеспечивает оптимальный компромисс между работой на малом газе и работой на полном газе.

Согласно изобретению предложена камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая, по меньшей мере, одну емкость в форме точно усеченного конуса, снабженную рядом расположенных по кольцу инжекционных отверстий для воздуха, равномерно распределенных вокруг продольной оси емкости, а также топливный инжектор, размещенный на входе в емкость по ее оси для образования кольцевого слоя смеси воздуха и топлива инжектируемой в емкость на ее выходе, и характеризующаяся тем, что кольцевой ряд инжекционных отверстий для впуска воздуха содержит чередующиеся отверстия меньшего диаметра и отверстия большего диаметра, которые равномерно размещены вокруг оси емкости для образования двух кольцевых слоев топливовоздушной смеси, являющихся коаксиальными с различным углом раскрытия.

В камере сгорания согласно изобретению слой, образуемый отверстиями меньшего диаметра в емкости, имеет больший угол раскрытия, который оптимизирован для режима малого газа и режимов газотурбинного двигателя, требующих большего времени нахождения топливовоздушной смеси в первичной зоне камеры сгорания, а слой, образуемый отверстиями большего диаметра, имеет относительно меньший угол раскрытия, который оптимизирован для работы при полном газе газотурбинного двигателя.

Изобретение позволяет сформировать в емкостях два топливных слоя с различными углами раскрытия с помощью по меньшей мере одного кольцевого ряда отверстий для впуска воздуха. Эти слои перекрываются от одной емкости к другой и от больших отверстий, генерирующих слои, к отверстиям меньшего диаметра, что позволяет увеличить циркуляционный шаг между емкостями, а также уменьшить число инжекторов камеры, а распространение горения обеспечено перекрытием топливных слоев наибольшего раскрытия. Камера сгорания может также содержать от 16 до 26 емкостей и инжекторов.

Равномерное распределение отверстий малого и большого диаметров вокруг оси емкости позволяет сформировать коаксиальные и осесимметричные слои с однородным распределением топливовоздушной смеси и избежать температурных перепадов в камере.

В соответствии с другой характеристикой изобретения ряд инжекционных отверстий для впуска воздуха в емкость состоит из, например, от 20 до 30 отверстий.

Углы раскрытия слоев топлива определены для оптимизации рабочих характеристик газотурбинного двигателя при различных режимах работы и ограничения выброса вредных газов, таких как диоксиды азота.

Предпочтительно, слой воздуха и топлива из отверстий малого диаметра имеет форму усеченного конуса и угол раскрытия составляет от 60 до 80°, а слой воздуха и топлива из отверстий большего диаметра также имеет форму усеченного конуса, и угол раскрытия составляет от 30 до 50°.

Отверстия воздушных инжекторов меньшего диаметра и/или инжекторов большего диаметра могут иметь отличающиеся друг от друга диаметры, размер которых колеблется около средней величины. Например, отверстия меньшего диаметра имеют средний размер от 0,5 до 1,5 мм, а отверстия большего диаметра имеют средний размер примерно от 1,5 до 2,5 мм.

Предпочтительно, чтобы соотношение между аксиальной длиной и радиальным размером составляло примерно от 2 до 3.

Изобретение касается газотурбинного двигателя, а также турбореактивного или турбовинтового авиационных двигателей, содержащих описанную выше камеру сгорания.

Изобретение касается также смесительной емкости для камеры сгорания газотурбинного двигателя, характеризующейся тем, что содержит кольцевой ряд отверстий большего диаметра и отверстий меньшего диаметра, размещенных поочередно и равномерно вокруг оси емкости.

Отверстия меньшего диаметра имеют средний диаметр от 0,5 до 1,5 мм, отверстия большего диаметра имеют средний диаметр от 1,5 до 2,5 мм, а емкость содержит от 20 до 30 воздушных инжекторов.

Изобретение поясняется предпочтительными вариантами воплощения со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:

фиг.1 - изображает аксиальный разрез диффузора и камеры сгорания газотурбинного двигателя, согласно изобретению;

фиг.2 - аксиальный разрез системы впрыска топливовоздушной смеси в камеру, согласно изобретению;

фиг.3 - схему работы емкости, согласно изобретению.

Кольцевая камера 10 сгорания газотурбинного двигателя, такого как турбореактивный авиационный двигатель, размещена на выходе диффузора 12, который, в свою очередь, расположен на выходе компрессора (не показан), и содержит внутреннюю кольцевую стенку 14 и внешнюю кольцевую стенку 16, связанные между собой на входе кольцевой стенкой 18 в глубине камеры, а на выходе соединены внутренней 20 и внешней 22 обечайками в форме усеченного конуса соответственно на внутренней конусообразной оболочке 24 диффузора и на внешнем картере 26 камеры, причем входная часть картера соединена с конусообразной внешней оболочкой 28 диффузора.

Кольцевой обтекатель 29 закреплен со стороны входа в камеру на концах стенок 14, 16, и 18 камеры и содержит отверстия для прохода воздуха, лежащие на одной прямой с отверстиями 30 размещенной в глубине камеры стенки 18, в которой установлены системы 32 впрыска топливовоздушной смеси в камеру, при этом воздух поступает из диффузора 12, а топливо подводится инжекторами (не показаны), закрепленными на внешнем картере 26 и равномерно распределенными вокруг оси картера. Каждый топливный инжектор содержит головку 36, размещенную по оси 38 соответствующего отверстия 30.

Соотношение между аксиальной длиной L и радиальным размером R камеры по оси 38 колеблется от 2-х до 3-х таким образом, чтобы соответствовать требованиям различных режимов работы газотурбинного двигателя в зависимости от времени нахождения топливовоздушной смеси в камере, а также уменьшить выброс вредных газов, таких как оксиды азота (NOx). Время нахождения топливовоздушной смеси в камере сгорания составляет от 5 до 10 мс.

Часть воздуха 40, поступающая из компрессора и проходящая через диффузор 12, проходит в систему 32, как подробно описано ниже, смешивается с топливом, поступающим через инжекторы в камеру сгорания (стрелки 42, 44, 46, 48, 50), а другая часть поступающего в камеру сгорания 10 воздуха проходит внутрь по кольцевым внутренним 52 и внешним 54 каналам (стрелки 56).

Внутренний канал 52 образован между оболочкой 24 диффузора 12 и внутренней стенкой 14 камеры и воздух, который проходит в этот канал, разделяется на поток 58, проходящий через отверстия 60, 62 стенки 14, и поток 64, который проходит через отверстия 66 внутренней обечайки 20 камеры для охлаждения элементов (не показаны), расположенных на выходе из камеры сгорания.

Внешний канал 54 образован между внешним картером 26 и внешней стенкой 16 камеры и воздух, проходящий в этом канале, разделяется на поток 68, поступающий в камеру 10 через отверстия 70, 72 внешней стенки 16, и на поток 76, выходящий через отверстия 78 внешней обечайки 22 для охлаждения находящихся ниже элементов.

Отверстия 60, 70 называются отверстиями для входа первичного воздуха, так как они питают так называемую первичную зону камеры сгорания, размещенную во входной части камеры, где осуществляются реакции сгорания топлива и воздуха, а отверстия 62, 72 названы отверстиями для входа разбавляющего воздуха, так как они питают воздухом зону разбавления камеры сгорания, размещенную в выходной части камеры, в которой разбавляются горючие газы.

Сгорание топливовоздушной смеси инициируется в первичной зоне камеры сгорания посредством одной (или двух) свечей зажигания (не показаны).

Инжекторная система 32 (фиг.2), содержит две коаксиальных турбулентных спирали - переднюю 90 и заднюю 92, связанные на входе со средствами 94 центрирования и управления головкой 36 инжектора, а на выходе - со смесительной емкостью 95, которая установлена аксиально в отверстии 30 стенки 18.

Спирали 90, 92 содержат каждая множество лопаток, размещенных радиально вокруг оси спирали и равномерно распределенных вокруг этой оси для подачи турбулентного потока 44, 46 к выходу инжекторной головки 36.

Спирали 90, 92 отделены одна от другой радиальной стенкой 96, образующей на радиальном конце трубку 98 Вентури, которая вытянута аксиально к выходу спирали 92 и которая разделяет потоки воздуха, поступающего на входную 90 и выходную 92 спирали. Первый кольцевой поток 100 воздуха формируется внутри трубки Вентури, а второй кольцевой поток 102 воздуха формируется снаружи трубки Вентури. Воздух потоков 100, 102 предназначен для смешивания с топливом, подаваемым инжектором, для формирования конуса топлива, распыляемого вокруг оси инжектора.

В представленном примере трубка Вентури и лопатки спиралей 90, 92 выполнены в виде одной детали со стенкой 96.

Средства 94 управления инжекторной головкой 36 инжектора содержат втулку 104, в которую аксиально входит инжекторная головка 36, установленная радиально выдвижной в муфте 106, аксиально разграничивающая со стенкой 96 кольцевой поток воздуха 42 во входной спирали 90.

Смесительная емкость 95 имеет стенку формы усеченного конуса 118, расширяющуюся наружу и соединенную снаружи с цилиндрической ребордой 120, установленной аксиально в отверстии 30 стенки 18 в глубине камеры и соединенной с кольцевым дефлектором 122, входная часть стенки 118 соединена с промежуточной кольцевой деталью 134, аксиально ограничивающей вместе со стенкой 96 кольцевой поток воздуха 44 в спираль 92.

Стенка 118 усеченного конуса емкости содержит кольцевой ряд инжекторных отверстий для впуска воздуха, образованных поочередно расположенными отверстиями меньшего диаметра 140 и отверстиями 142 большего диаметра.

Отверстия 140 меньшего диаметра равномерно распределены вокруг оси емкости 95 и поток воздуха 50, выходящий из этих отверстий, смешивается с конусом топлива, выходящим из трубки 98 Вентури, для образования слоя 144 топливовоздушной смеси с большим углом раскрытия, причем этот угол оптимизирован для режима малого газа и для хорошего инициирования и распространения топлива в камере сгорания.

Слой топлива, выходящий из отверстий 140, позволяет создать зону 146 рециркуляции горючих газов в камере, размещенную снаружи слоя 144, что повышает время нахождения газов в первичной зоне камеры и ограничивает выброс вредных газов.

Свеча 80 зажигания размещена в первичной зоне камеры рядом с выходной частью слоя 144 большого угла раскрытия и позволяет инициировать горение этого слоя, которое, в свою очередь, вызывает горение слоев 144 большого угла раскрытия соседних емкостей смешивания.

Отверстия 140 могут иметь диаметры, величина которых колеблется от 0,5 до 1,5 мм, а слой 144, производимый этими отверстиями, имеет, например, угол раскрытия от 60 до 80°.

Отверстия 142 большего диаметра равномерно распределены вокруг оси емкости на той же линии, что и отверстия 140 меньшего диаметра, и разделены между собой отверстиями 140 меньшего диаметра.

Поток 48 воздуха, выходя из отверстий 142, смешивается с конусом топлива из трубки 98 Вентури для образования слоя 148 топлива, угол раскрытия которого относительно меньший и оптимизирован для работы газотурбинного двигателя на полном газе.

Формирование слоя 148 вызывает образование зоны 150 рециркуляции горючих газов внутри слоя, которая уменьшает время нахождения этих газов в первичной зоне камеры и позволяет также уменьшить выбросы вредных газов. Горение слоя 148 в емкости вызывает горение слоя 144 в той же емкости.

Отверстия 142 большего диаметра равномерно распределены вокруг оси емкости по той же окружности, что и отверстия 140 меньшего диаметра таким образом, чтобы два отверстия 142 большего диаметра были разделены одним отверстием 140 меньшего диаметра.

Поток воздуха из отверстий 48 смешивается с конусом топлива из трубки Вентури 98 для образования слоя 148 топлива, угол раскрытия которого является меньшим и оптимизирован для функционирования газотурбинного двигателя в режиме полного газа.

Образование зоны 148 порождает образование зоны 150 рециркуляции горючих газов внутри слоя, который уменьшает время нахождения этих газов в первичной зоне камеры и позволяет также уменьшить выброс вредных газов. Горение слоя 148 емкости вызывается горением слоя 144 той же емкости.

Отверстия 142 могут также иметь диаметры, находящиеся в диапазоне от 1,5 до 2,5 мм, а слой из этих отверстий имеет угол раскрытия от 30 до 50°.

На фиг.3 схематично представлено пространственное распределение топливовоздушной смеси в виде слоя вокруг инжекционной емкости 95.

Топливовоздушная смесь 170, впрыскиваемая через отверстия 142 большего диаметра, имеет малый угол диффузии и распространяется на малое радиальное расстояние относительно оси емкости. Совокупность отверстий 142 емкости 95 позволяет сформировать кольцевой слой 148 топливовоздушной смеси с относительно малым углом раскрытия.

Топливовоздушная смесь 160, впрыскиваемая через отверстия 140 меньшего диаметра, имеет большой угол диффузии и распространяется на большое радиальное расстояние относительно оси емкости. Совокупность отверстий 140 емкости 95 позволяет сформировать кольцевой слой 144 топливовоздушной смеси с относительно большим углом раскрытия. Распространение топлива в камере обеспечивается перекрытием крайних выходных частей (заштрихованная зона 180) слоев 144 большого угла раскрытия инжекционных емкостей.

Контроль слоев 144, 148 топливовоздушной смеси может быть реализован путем воздействия на соотношение между расходом воздуха 102 на выходной спирали 92 и расходом воздуха 48, 50 на выходе из отверстий 140, 143 емкости. Это соотношение предпочтительно колеблется от 0,5 до 2.

Камера сгорания согласно изобретению содержит, например, от 16 до 26 инжекционных систем и такое же количество смесительных емкостей, равномерно распределенных вокруг оси камеры.

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит, по меньшей мере, одну емкость в форме усеченного конуса, снабженную рядом расположенных по кольцу инжекционных отверстий для впуска воздуха, которые равномерно распределены вокруг оси емкости, а также топливный инжектор. Топливный инжектор размещен на входе в емкость по ее оси для образования кольцевого слоя топливовоздушной смеси, инжектируемой в емкость на ее выходе. Кольцевой ряд инжекционных отверстий для воздуха содержит отверстия меньшего диаметра и отверстия большего диаметра, которые поочередно и равномерно распределены вокруг оси емкости для образования двух кольцевых слоев топливовоздушной смеси, являющихся коаксиальными и имеющими разные углы раскрытия. Изобретение направлено на уменьшение габаритов камеры сгорания, уменьшение количества инжекторов и на обеспечение оптимального компромисса между работой на малом газе и работой на полной газе. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая, по меньшей мере, одну емкость в форме усеченного конуса, снабженную рядом расположенных по кольцу инжекционных отверстий для впуска воздуха, которые равномерно распределены вокруг оси емкости, а также топливный инжектор, размещенный на входе в емкость по ее оси для образования кольцевого слоя топливовоздушной смеси, инжектируемой в емкость на ее выходе, отличающаяся тем, что кольцевой ряд инжекционных отверстий для воздуха содержит отверстия меньшего диаметра и отверстия большего диаметра, которые поочередно и равномерно распределены вокруг оси емкости для образования двух кольцевых слоев топливовоздушной смеси, являющихся коаксиальными и имеющими разные углы раскрытия.

2. Камера по п.1, отличающаяся тем, что между двумя отверстиями большего диаметра размещено отверстие меньшего диаметра.

3. Камера по любому из пп.1 или 2, отличающаяся тем, что слой топливовоздушной смеси из отверстий меньшего диаметра имеет форму усеченного конуса с углом раскрытия от 60° до 80°.

4. Камера по любому из пп.1 или 2, отличающаяся тем, что слой топливовоздушной смеси из отверстий большего диаметра имеет форму усеченного конуса с углом раскрытия от 38 до 50°.

5. Камера по п.1, отличающаяся тем, что отверстия для впуска воздуха меньшего диаметра и/или отверстия большего диаметра имеют диаметры, отличающиеся одни от других.

6. Камера по п.5, отличающаяся тем, что отверстия меньшего диаметра имеют средний диаметр от 0,5 до 1,5 мм, а отверстия большего диаметра имеют средний диаметр от 1,5 до 2,5 мм.

7. Камера по п.1, отличающаяся тем, что ряд инжекционных отверстий содержит от 20 до 30 отверстий для впуска воздуха.

8. Камера по п.7, отличающаяся тем, что содержит от 16 до 26 инжекторов и емкостей.

9. Камера по п.1, отличающаяся тем, что отношение между аксиальной длиной (L) и радиальным размером (R) составляет от 2 до 3.

10. Газотурбинный двигатель, такой как турбореактивный или турбовинтовой авиационный двигатель, отличающийся тем, что содержит камеру сгорания по любому из пп.1-9.