Изобретение относится к камерам сгорания, в частности для газотурбинных двигателей.
Более конкретно, настоящее изобретение относится к камере сгорания, в частности для газотурбинного двигателя камера сгорания имеет кольцевую форму вокруг оси, внутреннюю кольцевую стенку, наружную кольцевую стенку и кольцевую торцевую стенку камеры, продолжающиеся вокруг указанной оси, указанная торцевая стенка камеры продолжается в радиальном направлении между внутренней кольцевой стенкой и наружной кольцевой стенкой, торцевая стенка камеры содержит по меньшей мере одно отверстие для приема топливного инжектора, указанное отверстие по существу центрировано по кольцевой линии, ограничивающей первую часть торцевой стенки камеры, продолжающуюся в радиальном направлении между указанной кольцевой линией и внутренней кольцевой стенкой, и вторую часть торцевой стенки камеры, продолжающуюся в радиальном направлении между указанной кольцевой линией и наружной кольцевой стенкой, причем в камере сгорания образованы множество первых каналов в первой части торцевой стенки камеры и множество вторых каналов во второй части торцевой стенки камеры.
Камера сгорания этого типа хорошо известна, и ее пример описан в документе FR2733582.
Известным является образование в торцевой стенке камеры множества каналов для обеспечения протекания охлаждающей текучей среды внутри камеры сгорания. Охлаждающая текучая среда, как правило воздух, поступающий от компрессора, обтекает внутренние поверхности внутренней и наружной кольцевых стенок таким образом, чтобы создать защитные пленки из воздуха.
В известном варианте осуществления первые каналы ориентированы в радиальном направлении таким образом, что охлаждающая текучая среда обтекает внутреннюю поверхность внутренней кольцевой стенки, тогда как вторые каналы ориентированы в радиальном направлении таким образом, что охлаждающая текучая среда обтекает внутреннюю поверхность наружной кольцевой стенки.
Такая конфигурация каналов наиболее предпочтительна для охлаждения наружной и внутренней кольцевых стенок.
При этом топливный инжектор обычно связан с завихрителем, который генерирует вихрь воздуха, центрированный по отверстию. Также понятно, что вращательному движению воздуха, поступающего из завихрителя, создают сильные помехи радиальные потоки, поступающие из каналов.
Дополнительно, эта конфигурация требует, чтобы первые и вторые каналы располагались чередующимся образом на кольцевой линии, т.е. на общем диаметре. Небольшая перегородка из материала между каналами, расположенными на этой кольцевой линии, требует большой точности при изготовлении, влечет за собой высокую вероятность брака и, кроме того, ослабляет механическую прочность торцевой стенки камеры.
Задачей настоящего изобретения является создание камеры сгорания, в которой устраняются приведенные выше недостатки.
Эта задача решается согласно изобретению за счет того, что первые и вторые каналы наклонены относительно вектора нормали к торцевой стенке камеры, при этом они продолжаются в тангенциальном направлении, и за счет того, что первые каналы располагаются таким образом, чтобы обеспечить возможность воздуху течь вокруг оси камеры сгорания в первом направлении вращения, тогда как вторые каналы располагаются таким образом, чтобы обеспечить возможность воздуху течь вокруг оси камеры сгорания во втором направлении вращения, противоположном первому направлению вращения.
Иначе говоря, первые и вторые каналы наклонены относительно плоскости, ортогональной указанной оси.
Очевидно, что первые и вторые каналы обеспечивают возможность создания двух вращательных потоков воздуха, которые вращаются в противоположных направлениях вокруг оси камеры сгорания.
Благодаря настоящему изобретению больше нет какой-либо необходимости в размещении первых и вторых каналов чередующимся образом на кольцевой линии, тем самым улучшается механическая прочность камеры сгорания.
В предпочтительном варианте осуществления, в котором камера сгорания содержит по меньшей мере один завихритель, взаимодействующий с отверстием для установки топливного инжектора, завихритель располагается таким образом, чтобы генерировать вращательный поток воздуха вокруг отверстия и тем самым вокруг инжектора, совпадающий по фазе с первым и вторым направлениями вращения.
В отличие от известного уровня техники, вращательные потоки воздуха, создаваемые первыми и вторыми каналами, совпадают по фазе с вихревым потоком воздуха, генерируемым завихрителем.
Таким образом, понятно, что вращательные потоки соответствуют потоку воздуха, создаваемому завихрителем, что обеспечивает преимущества. Одно преимущество заключается в улучшении эффективности каждого инжектора камеры сгорания, что дает возможность, для данной камеры сгорания, уменьшить количество инжекторов. Это уменьшает стоимость и вес камеры сгорания.
Предпочтительно, чтобы первые и вторые каналы были наклонены относительно указанного вектора нормали (или плоскости, перпендикулярной оси) под углом, абсолютное значение которого находится в диапазоне от 10° до 40°.
Согласно варианту осуществления, множество третьих каналов образованы в первой части торцевой стенки, указанные третьи каналы наклонены относительно вектора нормали (или плоскости, перпендикулярной оси), при этом они продолжаются в радиальном направлении. Предпочтительно третьи каналы располагаются таким образом, чтобы обеспечить по существу центростремительный радиальный поток воздуха. Также предпочтительно третьи каналы располагаются рядом с внутренней кольцевой стенкой.
В этом варианте множество четвертых каналов образованы во второй части торцевой стенки, указанные четвертые каналы наклонены относительно вектора нормали (или плоскости, перпендикулярной оси), при этом они продолжаются в радиальном направлении. Предпочтительно, чтобы четвертые каналы располагались таким образом, чтобы обеспечить по существу центробежный радиальный поток воздуха. Также предпочтительно четвертые каналы располагаются рядом с наружной кольцевой стенкой.
Настоящее изобретение также предлагает газотурбинный двигатель, в частности для летательного аппарата, имеющий камеру сгорания согласно изобретению.
Изобретение будет лучше понято и его преимущества будут более очевидны после прочтения последующего описания двух вариантов осуществления, приведенных в качестве неограничивающих примеров, со ссылкой на прилагаемые чертежи.
Фиг. 1 изображает местный вид в разрезе газотурбинного двигателя летательного аппарата, имеющего кольцевую камеру сгорания согласно настоящему изобретению.
Фиг. 1А - подробный вид части камеры сгорания на фиг. 1, без инжекторов.
Фиг. 2 - вид, иллюстрирующий торцевую стенку камеры сгорания на фиг. 1А, в которой образованы первые и вторые каналы, на котором показаны потоки воздуха, создаваемые первыми и вторыми каналами, вместе с вихревым потоком, генерируемым завихрителем.
Фиг. 3А - местный вид в разрезе по плоскости IIIA, являющейся тангенциальной и перпендикулярной торцевой стенке камеры, иллюстрирующий два первых канала, образованных в толщине первой части торцевой стенки камеры.
Фиг. 3В - местный вид в разрезе по плоскости IIIB, являющейся тангенциальной и перпендикулярной торцевой стенке камеры, иллюстрирующий два вторых канала, образованных в толщине второй части торцевой стенки камеры.
Фиг. 4 - вид, иллюстрирующий вариант торцевой стенки камеры на фиг. 2, на котором также показаны третьи и четвертые каналы, образованные в торцевой стенке камеры для создания радиальных потоков воздуха.
Камера сгорания согласно изобретению будет описана ниже в рамках частного и неограничивающего варианта осуществления, в котором указанная камера установлена в газотурбинном двигателе 10 летательного аппарата, в частности двигателе вертолета.
Двигатель 10 имеет генератор 12 газа, содержащий рабочее колесо 14 центробежного компрессора для генерирования потока сжатого воздуха. Этот поток воздуха подается в камеру 100 сгорания согласно изобретению, где он смешивается с топливом. Эта смесь затем сгорает в камере сгорания, и полученный в результате поток газообразных продуктов сгорания служит для привода вращательного движения турбины 16 высокого давления и свободной турбины 18.
Как можно увидеть на фиг. 1, камера 100 сгорания имеет кольцевую форму вокруг оси А, эта ось А соответствует по существу оси вращения турбин 16 и 18.
Как можно увидеть на фиг. 1А, камера 100 сгорания имеет внутреннюю кольцевую стенку 102, наружную кольцевую стенку 104 и торцевую стенку 106 камеры, эти элементы образуют внутренний объем камеры 100 сгорания. Далее, камера 100 сгорания также имеет выход 108, через который выходят газообразные продукты сгорания. Также можно увидеть, что камера 100 сгорания представляет собой камеру сгорания «противоточного» типа, и сжатый воздух входит в камеру сгорания, в частности, через торцевую стенку камеры.
Высота в радиальном направлении относительно оси А наружной кольцевой стенки 104 больше, чем у внутренней кольцевой стенки 102. Кроме того, наружная и внутренняя кольцевые стенки располагаются по существу коаксиально.
Как можно увидеть на фиг. 1А, торцевая стенка 106 камеры продолжается в радиальном направлении между внутренней кольцевой стенкой 102 и наружной кольцевой стенкой 104. Топливо впрыскивается в камеру 100 сгорания через торцевую стенку 106 камеры, используя топливные инжекторы (здесь не показаны), которые хорошо известны.
Эти топливные инжекторы устанавливаются в отверстиях 110, проходящих в осевом направлении через торцевую стенку 106 камеры.
В этом варианте осуществления отверстия 110 оснащены завихрителями 112, которые хорошо известны, служащими для создания потока воздуха, завихряющегося вокруг топливных инжекторов, чтобы способствовать смешиванию воздуха и топлива.
На фиг. 2 показан подробный вид торцевой стенки 106 камеры, если смотреть в осевом направлении снаружи от камеры 100 сгорания.
Для облегчения понимания изобретения задана система отсчета (ur, uΘ, z) относительно оси А камеры сгорания, где ur - радиальная ось, uΘ - окружная ось, z - ось, параллельная оси А.
Согласно настоящему изобретению, отверстие 110 центрировано по кольцевой линии 113, которая центрирована по оси А и ограничивает в радиальном направлении первую часть 106а торцевой стенки камеры, которая продолжается в радиальном направлении между указанной кольцевой линией 113 и внутренней кольцевой стенкой 102, и вторую часть 106b торцевой стенки камеры, которая продолжается в радиальном направлении между кольцевой линией 113 и наружной кольцевой стенкой 104, тем самым первая и вторая части торцевой стенки камеры продолжаются кольцеобразно вокруг оси А.
Как можно увидеть на фиг. 2, кольцевая линия 113 предпочтительно располагается посередине между наружной и внутренней кольцевыми стенками 104 и 102.
В первой части 106а торцевой стенки камеры образованы множество первых каналов 114, проходящих через толщину е торцевой стенки 106 камеры. Подобным образом во второй части 106b торцевой стенки камеры образованы множество вторых каналов 116, проходящих через толщину е торцевой стенки 106 камеры. Как было отмечено выше, указанные первые и вторые каналы способствуют охлаждению наружной и внутренней кольцевых стенок и охлаждению торцевой стенки 106 камеры 100 сгорания.
Согласно изобретению, первые и вторые каналы 114 и 116 наклонены относительно вектора n нормали к наружной поверхности торцевой стенки 106 камеры. Кроме того, первые и вторые каналы 114 и 116 продолжаются в тангенциальном (азимутальном) направлении, т.е. в направлении, параллельном окружной оси uΘ.
Таким образом, согласно изобретению, проекция каждого из первых и вторых каналов на плоскость, ортогональную оси А, ориентирована в тангенциальном направлении к окружности, центрированной по оси А.
На фиг. 3А показан вид в разрезе осевой толщины первой части 106а торцевой стенки камеры, и можно увидеть, что первые каналы 114 наклонены под углом α относительно вектора n нормали и предназначены для направления охлаждающего воздуха внутрь камеры 100 сгорания. Этот поток, обозначенный стрелками 2, обтекает внутреннюю поверхность 107 торцевой стенки таким образом, чтобы создать защитную пленку на ее внутренней поверхности.
В качестве примера, угол наклона может быть выбран в диапазоне от 10° до 40°.
Кроме того, на фиг. 3А можно увидеть, что первые каналы 114 располагаются таким образом, что поток g ориентирован в направлении оси uΘ, и тем самым система первых каналов 114 выполнена с возможностью создания потока в первом направлении SG1 вращения. В этом примере первое направление SG1 вращения направлено по часовой стрелке. Поток g, таким образом, вращается вокруг оси А и тем самым вокруг оси вращения турбин 16 и 18.
Обращаясь теперь к фиг. 3В, где показан вид в разрезе осевой толщины второй части 106b торцевой стенки камеры, можно увидеть, что вторые каналы 116 наклонены под углом β относительно вектора n нормали и предназначены для направления охлаждающего воздуха внутрь камеры 100 сгорания. Подобным образом, возможно выбрать угол β наклона в диапазоне от 20° до 40°. Предпочтительно β=-α. Другими словами, углы α и β имеют одинаковые абсолютные значения.
Дополнительно, из фиг. 3b понятно, что вторые каналы 116 располагаются таким образом, что поток h ориентирован в направлении, противоположном оси uΘ, и тем самым система вторых каналов 116 выполнена с возможностью создания потока во втором направлении SG2 вращения, противоположном первому направлению SG1 вращения. Тем самым в этом примере второе направление SG2 вращения направлено против часовой стрелки. Поток h, таким образом, вращается вокруг оси А и тем самым вокруг оси турбин 16 и 18.
В результате, радиальная ширина потока в первом направлении SG1 вращения по существу равна радиальной высоте, в пределах которой располагаются первые каналы 114. В этом примере указанная радиальная ширина по существу соответствует радиальной ширине первой части 106а торцевой стенки. Подобным образом, радиальная ширина потока во втором направлении SG2 вращения по существу равна радиальной высоте, в пределах которой располагаются вторые каналы 116. В этом примере указанная радиальная ширина по существу соответствует радиальной ширине второй части 106b торцевой стенки.
Первые и вторые каналы распределены кольцеобразно вокруг оси камеры сгорания, указанное распределение предпочтительно локализовано в радиальном направлении вокруг кольцевой линии 113, т.е. по существу в середине торцевой стенки кольцевой камеры.
На фиг. 2 также показаны стрелки Т1 и Т2, обозначающие направление вращения вихревого потока воздуха, генерируемого завихрителем 112. Этот вихревой поток воздуха представляет собой вихрь, центрированный по оси z и направленный против часовой стрелки.
Стрелка Т1 обозначает вихревой поток в области первой части 106а торцевой стенки, тогда как стрелка Т2 обозначает вихревой поток в области второй части 106b торцевой стенки.
Из фиг. 2 следует, что поток в первом направлении SG1 вращения совпадает по фазе с вихревым потоком Т1, тогда как поток во втором направлении SG2 вращения совпадает по фазе с вихревым потоком Т2.
Следовательно понятно, что в настоящем изобретении потоки охлаждающего воздуха, создаваемые первыми и вторыми каналами 114 и 116, совпадают по фазе с направлением Т1/Т2 вихревого потока, генерируемого завихрителем 112. В результате, потоки, создаваемые первым и вторым каналами, способствуют вихревому потоку и поддерживают его, что является преимуществом. Эффективность инжекторов/завихрителей тем самым значительно улучшена. Тем самым возможно обеспечение преимущества, заключающегося в уменьшении количества инжекторов и завихрителей, чтобы уменьшить вес и стоимость системы камеры сгорания.
На фиг. 4 показан вариант камеры 200 сгорания согласно изобретению.
Камера 200 сгорания отличается от камеры 100 сгорания на фиг. 2 тем, что она дополнительно включает в себя множество третьих каналов 118 и множество четвертых каналов 120.
Третьи каналы 118 образованы в осевой толщине первой части 106а торцевой стенки камеры. Они наклонены относительно вектора n нормали, но в отличие от первых каналов, они продолжаются в радиальном направлении таким образом, чтобы обеспечить центростремительный радиальный поток воздуха. Другими словами, третьи каналы 118 выполнены с возможностью создания потока в направлении внутрь камеры сгорания в радиальном направлении SG3, противоположном направлению оси ur.
В этом примере третьи каналы 118 располагаются рядом с внутренней кольцевой стенкой. Более точно, они располагаются по меньшей мере в один кольцевой ряд, смежный с внутренней кольцевой стенкой. Радиальный поток воздуха, создаваемый третьими каналами, служит для улучшения охлаждения внутренней поверхности внутренней кольцевой стенки 102. Кроме того, так как радиальный поток SG3 воздуха создается на расстоянии от завихрителя 112, он не мешает вихревому потоку Т1.
Четвертые каналы 120 располагаются в осевой толщине второй части 106b торцевой стенки камеры. Они наклонены относительно вектора n нормали, но в отличие от вторых каналов, они продолжаются в радиальном направлении таким образом, чтобы обеспечить центробежный радиальный поток воздуха. Другими словами, четвертые каналы 120 выполнены с возможностью создания потока воздуха внутрь камеры сгорания в радиальном направлении SG4, которое соответствует направлению оси ur.
В этом примере четвертые каналы 120 располагаются рядом с наружной кольцевой стенкой 104. Более точно, они располагаются по меньшей мере в один кольцевой ряд, смежный наружной кольцевой стенке 104. Радиальный поток воздуха, создаваемый четвертыми каналами, служит для улучшения охлаждения внутренней поверхности наружной кольцевой стенки 104. Кроме того, так как радиальный поток SG4 воздуха создается на расстоянии от завихрителя 112, он не мешает вихревому потоку Т2.
Камера сгорания, в частности для газотурбинного двигателя, имеет кольцевую форму вокруг оси и содержит внутреннюю кольцевую стенку, наружную кольцевую стенку и кольцевую торцевую стенку камеры, продолжающиеся вокруг указанной оси. Торцевая стенка камеры продолжается в радиальном направлении между внутренней кольцевой стенкой и наружной кольцевой стенкой. Торцевая стенка камеры содержит по меньшей мере одно отверстие для приема топливного инжектора. Отверстие по существу центрировано по кольцевой линии, ограничивающей первую часть торцевой стенки камеры, которая продолжается в радиальном направлении между кольцевой линией и внутренней кольцевой стенкой, и вторую часть торцевой стенки камеры, которая продолжается в радиальном направлении между кольцевой линией и наружной кольцевой стенкой. В камере сгорания образованы множество первых каналов в первой части торцевой стенки камеры и множество вторых каналов во второй части торцевой стенки камеры. Первые и вторые каналы наклонены относительно вектора нормали к торцевой стенке камеры и продолжаются в тангенциальном направлении. Первые каналы располагаются таким образом, чтобы обеспечить возможность протекания воздуха вокруг оси камеры сгорания в первом направлении вращения, а вторые каналы располагаются таким образом, чтобы обеспечить возможность протекания воздуха вокруг оси камеры сгорания во втором направлении вращения, противоположном первому направлению вращения. Изобретение повышает механическую прочность камеры сгорания, уменьшает стоимость ее изготовления и вес. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 6 ил.
1. Камера (100, 200) сгорания, в частности для газотурбинного двигателя, имеющая кольцевую форму вокруг оси (А) и содержащая внутреннюю кольцевую стенку (102), наружную кольцевую стенку (104) и кольцевую торцевую стенку (106) камеры, продолжающиеся вокруг указанной оси, указанная торцевая стенка камеры продолжается в радиальном направлении между внутренней кольцевой стенкой и наружной кольцевой стенкой, торцевая стенка камеры содержит по меньшей мере одно отверстие (110) для приема топливного инжектора, указанное отверстие по существу центрировано по кольцевой линии (113), ограничивающей первую часть (106а) торцевой стенки камеры, которая продолжается в радиальном направлении между кольцевой линией и внутренней кольцевой стенкой, и вторую часть (106b) торцевой стенки камеры, которая продолжается в радиальном направлении между кольцевой линией и наружной кольцевой стенкой, при этом в камере сгорания образованы множество первых каналов (114) в первой части торцевой стенки камеры и множество вторых каналов (116) во второй части торцевой стенки камеры, отличающаяся тем, что первые и вторые каналы наклонены относительно вектора (n) нормали к торцевой стенке камеры, при этом они продолжаются в тангенциальном направлении, причем первые каналы располагаются таким образом, чтобы обеспечить возможность протекания воздуха вокруг оси камеры сгорания в первом направлении (SG1) вращения, а вторые каналы располагаются таким образом, чтобы обеспечить возможность протекания воздуха вокруг оси камеры сгорания во втором направлении (SG2) вращения, противоположном первому направлению вращения.
2. Камера сгорания по п. 1, отличающаяся тем, что она дополнительно включает в себя по меньшей мере один завихритель (112), взаимодействующий с указанным отверстием, завихритель располагается таким образом, чтобы генерировать поток (Т1, Т2) воздуха вокруг отверстия, совпадающий по фазе с первым и вторым направлениями вращения.
3. Камера сгорания по п. 1, отличающаяся тем, что первые и вторые каналы (114, 116) наклонены относительно вектора нормали на угол (α, β) в диапазоне от 10° до 40°.
4. Камера сгорания по п. 1, отличающаяся тем, что множество третьих каналов (118) образованы в первой части торцевой стенки, указанные третьи каналы наклонены относительно вектора нормали и при этом продолжаются в радиальном направлении.
5. Камера сгорания по п. 4, отличающаяся тем, что третьи каналы (118) располагаются таким образом, чтобы обеспечить по существу центростремительный радиальный поток (SG3) воздуха.
6. Камера сгорания по п. 4, отличающаяся тем, что третьи каналы (118) располагаются рядом с внутренней кольцевой стенкой.
7. Камера сгорания по п. 1, отличающаяся тем, что множество четвертых каналов (120) образованы во второй части торцевой стенки, указанные четвертые каналы наклонены относительно вектора нормали и при этом продолжаются в радиальном направлении.
8. Камера сгорания по п. 7, отличающаяся тем, что четвертые каналы (120) располагаются таким образом, чтобы обеспечить по существу центробежный радиальный поток (SG4) воздуха.
9. Камера сгорания по п. 7, отличающаяся тем, что четвертые каналы (120) располагаются рядом с наружной кольцевой стенкой.
10. Камера сгорания по п. 4, отличающаяся тем, что множество четвертых каналов (120) образованы во второй части торцевой стенки (106b), указанные четвертые каналы наклонены относительно вектора нормали и при этом продолжаются в радиальном направлении.
11. Газотурбинный двигатель (10) летательного аппарата, отличающийся тем, что он включает в себя камеру (100, 200) сгорания по п. 1.
| Пломбировальные щипцы | 1923 |
|
SU2006A1 |
