фронтовое устройство кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя

Формула изобретения

1. Фронтовое устройство кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащее внутренние патрубки с входным цилиндрическим участком и выходным диффузорным трапециевидным участком с оребренной наружной поверхностью, наружные коаксиальные им трапециевидные патрубки, образующие с поверхностью внутренних патрубков полости, ограниченные соседними ребрами, лопаточные завихрители, размещенные на входе цилиндрических участков внутренних патрубков, и топливные форсунки, установленные во втулках завихрителей, отличающееся тем, что в наружном трапециевидном патрубке выполнены отверстия для подвода охлаждающего воздуха к полостям, размещенные с относительным шагом

S/d=24,

где S - расстояние между соседними отверстиями;

d - диаметр отверстия;

с площадью, увеличивающейся в направлении угловых зон трапеции с учетом следующего отношения;

F₁/F ₂=1,2-4,

где F₁ - площадь отверстия в угле трапеции;

F₂ - площадь отверстия в середине стороны трапеции,

cуммарная площадь отверстий составляет 0,31,5 от суммарной площади поперечного сечения полостей.

2. Фронтовое устройство по п.1, отличающееся тем, что ребра во входном поперечном сечении выходного диффузорного трапециевидного участка внутреннего патрубка размещены равномерно с относительным шагом

t/в=1,54,

где t - расстояние между соседними ребрами;

в - ширина ребра;

и выполнены с высотой, увеличивающейся в направлении угловых зон трапеции с учетом следующего отношения:

h₁/h₂=1,24,

где h₁ - максимальная высота ребра в угле трапеции, h₂ - высота ребра в середине стороны трапеции.

3. Фронтовое устройство по п.1, отличающееся тем, что ребра выполнены с постоянной шириной по длине полости, и площадь поперечного сечения полости по длине патрубков постоянна.

4. Фронтовое устройство по п.1, отличающееся тем, что ребра во входном поперечном сечении выходного диффузорного трапециевидного участка внутреннего патрубка выполнены с одинаковой высотой и размещены с шагом, увеличивающимся в направлении угловых зон трапеции с учетом следующего отношения:

t₁/t₂=1,24,

где t₁ - максимальное расстояние между ребрами в угле трапеции;

t₂ - расстояние между ребрами в середине сторон трапеции.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к конструкции камер сгорания газотурбинных двигателей.

Известно фронтовое устройство кольцевой камеры сгорания ГТД, содержащее равномерно расположенные по окружности цилиндрические патрубки с диффузорным выходным участком трапециевидного сечения, лопаточные воздушные завихрители, размещенные на входе в цилиндрические патрубки, и топливные форсунки, установленные во втулках завихрителей [1].

Недостатком такого фронтового устройства является перегрев патрубков, что приводит к их короблению и прогарам. Это связано с недостаточно эффективным охлаждением угловых зон трапециевидных участков патрубков и изменением геометрии охлаждающих щелей в результате перегревов.

Из известных устройств наиболее близким к предложенному является фронтовое устройство кольцевой камеры сгорания ГТД, содержащее внутренние патрубки с входным цилиндрическим участком и выходным диффузорным трапециевидным участком с оребренной наружной поверхностью, наружные коаксиальные им трапециевидные патрубки, образующие с оребренной поверхностью внутренних патрубков полости, лопаточные завихрители, размещенные на входе цилиндрических участков внутренних патрубков, и топливные форсунки, установленные во втулках завихрителей [2].

Наличие ребер на наружной поверхности трапециевидной части патрубков повышает эффективность их охлаждения благодаря высокой теплопроводности оребренной поверхности. Однако оно не устраняет полностью перечисленных недостатков и не обеспечивает достаточной эффективности охлаждения патрубков, в особенности, наружных патрубков трапециевидной формы.

Задачей изобретения является повышение эффективности охлаждения элементов фронтового устройства кольцевой камеры сгорания.

Указанная задача решается тем, что в известном фронтовом устройстве кольцевой камеры сгорания ГТД, содержащем внутренние патрубки с входным цилиндрическим участком и выходным диффузорным трапециевидным участком с оребренной наружной поверхностью, наружные коаксиальные им трапециевидные патрубки, образующие с оребренной поверхностью внутренних патрубков полости, лопаточные завихрители, размещенные на входе цилиндрических участков внутренних патрубков, и топливные форсунки, установленные во втулках завихрителей, в наружном трапециевидном патрубке выполнены отверстия для подвода охлаждающего воздуха к полостям, размещенные с относительным шагом

S/d = 24,

где S - расстояние между соседними отверстиями,

d - диаметр отверстия

и с площадью, увеличивающейся в направлении угловых зон трапеции, с учетом следующего отношения:

F₁/F₂=1,24,

где F₁ - площадь отверстия в угле трапеции,

F₂ - площадь отверстия в середине стороны трапеции,

причем суммарная площадь отверстий составляет 0,3-1,5 от суммарной площади поперечного сечения полостей.

При этом ребра во входном поперечном сечении выходного диффузорного трапециевидного участка внутреннего патрубка должны быть размещены равномерно с относительным шагом

t/в=1,54,

где t - расстояние между соседними ребрами,

в - ширина ребра

и выполнены с высотой, увеличивающейся в направлении угловых зон трапеции с учетом следующего отношения:

h₁/h₂=1,24,

где h₁ - максимальная высота ребра в угле трапеции,

h₂ - высота ребра в середине стороны трапеции.

Ребра во входном поперечном сечении выходного диффузорного трапециевидного участка внутреннего патрубка могут быть выполнены с одинаковой высотой и размещены с шагом, увеличивающимся в направлении угловых зон трапеции с учетом следующего отношения:

t₁/t₂=1,24,

где t₁ - максимальное расстояние между ребрами в угле трапеции,

t₂ - расстояние между ребрами в середине сторон трапеции.

Выполнение отверстий в трапециевидном патрубке по заданному закону повышает эффективность охлаждения угловых зон трапециевидных участков патрубков за счет увеличения конвективного теплообмена в этих зонах. Минимальное значение шага отверстий выбирается с учетом прочности конструкции, а максимальное обусловлено достижением необходимой эффективности охлаждения элементов фронтового устройства. Исходя из конструктивных условий и прочности, можно несколько отверстий в угловых зонах трапеций объединить в прорези.

Заданные отношения между размерами отверстий и воздушных полостей позволяют обеспечить стабильность расходных характеристик фронтового устройства. Минимальное отношение выбрано из условий минимального расхода охлаждающего воздуха через отверстия, а максимальное - из условия равного расхода через отверстия и полости.

Минимальное значение относительного шага ребер выбирается из условия заданных потерь давления в тракте охлаждения, максимальное - из условия достаточной теплопроводности ребер, а также из граничных условий, зависящих от процессов горения.

Другой вариант расположения и формы ребер аналогичен по достижению требуемой эффективности охлаждения, и диапазоны отношений размеров выбираются из тех же соображений.

Выполнение ребер по длине полости с постоянной шириной и постоянство площади поперечного сечения полостей по длине патрубков обеспечивают течение охлаждающего воздуха в полостях, образованных ребрами, с постоянными гидравлическими характеристиками.

На фиг. 1 показан продольный разрез фронтового устройства кольцевой камеры сгорания ГТД;

на фиг. 2 - поперечное сечение А-А фронтового устройства;

на фиг. 3 - поперечное сечение Б-Б наружного трапециевидного патрубка по охлаждающим отверстиям;

на фиг. 4 - поперечное сечение В-В оребренной поверхности внутреннего патрубка;

на фиг. 5 - поперечное сечение В-В варианта выполнения оребренной поверхности внутреннего патрубка.

Фронтовое устройство кольцевой камеры сгорания ГТД содержит внутренние патрубки 1 с входным цилиндрическим участком 2 и выходным диффузорным трапециевидным участком 3, на наружной поверхности которого выполнены ребра 4, и наружные коаксиальные им трапециевидные патрубки 5 с внутренней поверхностью 6, образующие с поверхностью внутренних патрубков полости 7, ограниченные соседними ребрами 4. В наружном трапециевидном патрубке 5 выполнены отверстия 8 для подвода охлаждающего воздуха к полостям 7. Устройство содержит также лопаточные воздушные завихрители 9, размещенные на входе цилиндрических участков 2 внутренних патрубков 1, и топливные форсунки 10, установленные во втулках 11 воздушных завихрителей 9. Наружные патрубки 5 соединены с фронтальной стенкой 12, которая вместе с наружной 13 и внутренней 14 обечайками жаровой трубы ограничивает зону горения 15. Отверстия 8 размещены с относительным шагом

S/d = 24,

где S - расстояние между соседними отверстиями,

d - диаметр отверстия.

Площадь отверстий увеличивается в направлении угловых зон трапеции с учетом следующего отношения:

F₁/F₂=1,24,

где F₁ - площадь отверстия в угле трапеции,

F₂ - площадь отверстия в середине стороны трапеции.

Суммарная площадь отверстий 8 составляет 0,3-1,5 от суммарной площади поперечного сечения полостей 7.

Ребра 4 размещены во входном поперечном сечении выходного трапециевидного участка 3 внутреннего патрубка 1 равномерно с относительным шагом

t/в = 1,54,

где t - расстояние между соседними ребрами,

в - ширина ребра.

Высота ребер увеличивается в направлении угловых зон трапеции с учетом следующего отношения:

h₁/h₂=1,24,

где h₁ - максимальная высота ребра в угле трапеции,

h₂ - высота ребра в середине стороны трапеции.

Ширина ребра 4 постоянна по длине полости 7 и площадь поперечного сечения этой полости по длине патрубков постоянна. Ребра 4 во входном поперечном сечении трапециевидного участка 3 внутреннего патрубка 1 могут быть выполнены с одинаковой высотой и размещены с шагом, увеличивающимся в направлении угловых зон трапеции с учетом следующего отношения:

t₁/t₂ =1,24,

где t₁ - максимальное расстояние между ребрами в угле трапеции,

t₂ - расстояние между ребрами в середине сторон трапеции.

При работе камеры сгорания воздух через завихрители 9 поступает во внутренние патрубки 1 фронтового устройства, где он смешивается с топливом, подаваемым форсунками 10. Топливовоздушная смесь сгорает в зоне горения 15. Воздух, охлаждающий трапециевидный участок 3 внутреннего патрубка 1, поступает через отверстия 8 в полости 7 и, вытекая из них, образует на внутренней поверхности 6 трапециевидных патрубков 5 защитную пленку, предохраняющую ее от воздействия горячих газов зоны горения 15.

Предлагаемое изобретение позволит значительно повысить эффективность охлаждения элементов фронтового устройства, что способствует увеличению надежности и ресурса камеры сгорания и двигателя в целом.

Источники информации

1. Заявка Франции 2103621, МКИ F 02 С 7/00, опубл. 14.04.1972 г.

2. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. /Под ред. Д.В. Хронина. -М.: "Машиностроение", 1989 г., стр. 402.