камера сгорания авиационного или энергетического газотурбинного двигателя
Классы МПК: | F23R3/18 средства стабилизации пламени, например стабилизаторы пламени в камерах дожигания реактивных двигательных установок F02C7/22 системы подачи топлива |
Автор(ы): | Сигалов Ю.В., Рудаков О.А., Ефимов Е.В., Гурский С.Э., Митрофанов В.А., Федоров А.М. |
Патентообладатель(и): | Научно-производственное предприятие "Завод им.В.Я.Климова" |
Приоритеты: |
подача заявки:
1994-04-28 публикация патента:
27.10.1997 |
Использование: в авиационных и стационарных энергетических установках. Сущность изобретения: в камере сгорания, имеющей многофорсуночное устройство с двухконтурным по топливу коллектором, форсунки установлены в количестве, выбираемом по определенной формуле, и выполнены двухканальными с внутренним каналом - топливным и наружным - воздушным. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8
Формула изобретения
1. Камера сгорания авиационного или энергетического газотурбинного двигателя, содержащая многофорсуночное устройство с двухконтурным по топливу коллектором, отличающаяся тем, что форсунки установлены в количестве![камера сгорания авиационного или энергетического газотурбинного двигателя, патент № 2094705](/images/patents/378/2094705/2094705-11t.gif)
где n FII/FI, FI, FII суммарные проходные сечения форсунок I и II контура;
dж.тр средний диаметр жаровой трубы;
hж.тр высота жаровой трубы,
каждая форсунка выполнена с двумя коаксиально расположенными каналами, по внутреннему каналу поступает топливо в камеру сгорания, по наружному воздух из-за компрессора, при этом в общие коллектора объединены внутренние каналы форсунок в количестве
![камера сгорания авиационного или энергетического газотурбинного двигателя, патент № 2094705](/images/patents/378/2094705/2094705-12t.gif)
и
![камера сгорания авиационного или энергетического газотурбинного двигателя, патент № 2094705](/images/patents/378/2094705/2094705-13t.gif)
2. Камера по п.1, отличающаяся тем, что воздушные завихрители выполнены в виде цилиндрических насадков с тангенциальными отверстиями, причем насадки закреплены на каждой форсунке и своим концом входят в плавающие кольца жаровой трубы, которые фиксируются стопорами, едиными для нескольких форсунок, при этом стопора имеют овальные прорези на все плавающие кольца, расположенные в одном радиальном сечении, и закреплены с помощью перпендикулярных изгибов к втулкам, установленным в днище жаровой трубы. 3. Камера по пп.1 и 2 и для работы на двух видах топлива: жидком и природном газе, отличающаяся тем, что перед входом в коллекторы I и II контура жидкого топлива и коллектор газового топлива установлены клапаны, переключающие топливные магистрали на магистрали подачи воздуха в форсунки из полости камеры сгорания (из-за компрессора).
Описание изобретения к патенту
Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к авиационным и стационарным, для энергетических установок. Известны камеры сгорания, например, авиационного газотурбинного двигателя ТВ7-117 для самолета Ил-114 и другие, содержащие жаровую трубу, топливные форсунки и корпус. На камере сгорания двигателя ТВ7-117 [1] установлено 18 двухконтурных форсунок. I контур предназначен для поджига камеры сгорания, II контур подключен до режима малого газа и далее оба контура работают совместно. Кроме того, известна также камера сгорания [2]в которой форсунки расположены в 2 ряда, ближайший к оси двигателя ряд форсунки I контура, на большем диаметре расположены форсунки II контура. Недостатком таких камер сгорания является высокая эмиссия окислов азота. У двигателя ТВ7-117 при степени повышения давления в компрессоре![камера сгорания авиационного или энергетического газотурбинного двигателя, патент № 2094705](/images/patents/378/2094173/960.gif)
![камера сгорания авиационного или энергетического газотурбинного двигателя, патент № 2094705](/images/patents/378/2094705/2094705-2t.gif)
![камера сгорания авиационного или энергетического газотурбинного двигателя, патент № 2094705](/images/patents/378/2094705/2094705-3t.gif)
где
dж.тр. диаметр жаровой трубы по месту установки топливных форсунок (средний диаметр жаровой трубы). В предлагаемом изобретении общее количество форсунок будет:
![камера сгорания авиационного или энергетического газотурбинного двигателя, патент № 2094705](/images/patents/378/2094705/2094705-4t.gif)
Например, для камеры сгорания двигателя ТВ7-117, где имеются двухконтурные форсунки в количестве K 18 с n 3, при выполнении по предлагаемому изобретению на камере сгорания будет K (n+1) 72 одноконтурные по топливу форсунки. На фиг.1 изображена схема расположения форсунок в камере сгорания:
1 форсунки I контура, работающие на запуске, 2 форсунки II контура. График подключения форсунок и распределения расходов топлива по контурам изображен на фиг.2, где показано, что на запуске и до режима несколько ниже малого газа топливо подается только через (1/n+1) часть форсунок, т.е. суммарный расход топлива G
![камера сгорания авиационного или энергетического газотурбинного двигателя, патент № 2094705](/images/patents/378/2094350/931.gif)
![камера сгорания авиационного или энергетического газотурбинного двигателя, патент № 2094705](/images/patents/378/2094705/2094705-5t.gif)
![камера сгорания авиационного или энергетического газотурбинного двигателя, патент № 2094705](/images/patents/378/2094705/2094705-6t.gif)
![камера сгорания авиационного или энергетического газотурбинного двигателя, патент № 2094705](/images/patents/378/2094705/2094705-7t.gif)
![камера сгорания авиационного или энергетического газотурбинного двигателя, патент № 2094705](/images/patents/378/2094705/2094705-8t.gif)
![камера сгорания авиационного или энергетического газотурбинного двигателя, патент № 2094705](/images/patents/378/2094705/2094705-9t.gif)
![камера сгорания авиационного или энергетического газотурбинного двигателя, патент № 2094705](/images/patents/378/2094705/2094705-10t.gif)
Класс F23R3/18 средства стабилизации пламени, например стабилизаторы пламени в камерах дожигания реактивных двигательных установок
Класс F02C7/22 системы подачи топлива
способ выравнивания температурного поля в газотурбинных устройствах - патент 2522146 (10.07.2014) | |
способ подачи топлива в газотурбинный двигатель - патент 2514522 (27.04.2014) | |
форсуночный блок камеры сгорания гтд - патент 2511992 (10.04.2014) | |
способ сжигания топлива - патент 2511980 (10.04.2014) | |
форсуночный блок камеры сгорания гтд - патент 2511977 (10.04.2014) | |
система подачи топлива в газотурбинный двигатель с форсажной камерой сгорания - патент 2507406 (20.02.2014) | |
камера сгорания гтд - патент 2493495 (20.09.2013) | ![]() |
камера сгорания гтд - патент 2493494 (20.09.2013) | ![]() |
камера сгорания гтд - патент 2493493 (20.09.2013) | ![]() |
камера сгорания гтд и форсуночный модуль - патент 2493492 (20.09.2013) | ![]() |