камера сгорания газотурбинного двигателя

Формула изобретения

1. Камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая корпус, в нем кольцевую жаровую трубу, включающую две отстоящие друг от друга кольцевые оболочки, соединенные между собой в передней по потоку части этой жаровой трубы фронтовым устройством, включающим топливные форсунки, каждая из которых выполнена в виде корпуса-стойки, ориентированного в плоскости, проходящей через продольную ось жаровой трубы или рядом с этой осью, с двумя горелочными модулями, каждый из которых снабжен осевым и (или) радиальным завихрителем воздуха, причем горелочные модули в поперечном сечении жаровой трубы образуют два концентричных ряда, отличающаяся тем, что горелочные модули в каждой форсунке расположены в разных рядах по разные стороны от плоскости, проходящей через корпус-стойку топливной форсунки, при этом расстояния от центра каждого горелочного модуля внутреннего ряда до центров двух ближайших горелочных модулей внутреннего и наружного рядов идентичны, а расстояния от центра каждого горелочного модуля наружного ряда до центров двух ближайших горелочных модулей внутреннего ряда равны расстоянию между центрами горелочных модулей внутреннего ряда.

2. Камера сгорания газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что каждая топливная форсунка содержит соединенные с корпусом-стойкой стабилизаторы потока воздуха, при этом поперечное сечение наружного контура каждого стабилизатора перекрывает канал осевого завихрителя и образует щелевой канал с его входным торцом.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к конструкциям кольцевых камер сгорания.

Известна камера сгорания, содержащая две отстоящие друг от друга кольцевые стенки, соединенные между собой в передней по потоку части этой камеры дном и ограничивающие с этим дном собственно камеру сгорания, имеющую ось симметрии, также являющуюся осью симметрии для упомянутых кольцевых стенок. Топливные форсунки, распределенные в два ряда, являющиеся концентрическими по отношению к общей оси симметрии и расположенные в отверстиях, выполненных в дне камеры сгорания, причем два ряда топливных форсунок содержат одинаковое число этих форсунок, равномерно распределенных вокруг оси симметрии, топливные форсунки внешнего ряда расположены в тех же продольных плоскостях, проходящих через ось симметрии, что и топливные форсунки внутреннего ряда [1].

Недостатками известной камеры сгорания являются неодинаковые расстояния от центра каждого горелочного модуля внутреннего ряда до центров двух ближайших горелочных модулей внутреннего и наружного рядов, а также расстояния от центра каждого горелочного модуля наружного ряда до центров двух ближайших горелочных модулей внутреннего ряда. Вследствие этого требуется несимметричное относительно фронтового устройства и кольцевых стенок камеры сгорания инжектирование пропорций воздуха на уровне топливных форсунок через первичные отверстия, проходы в фронтовом устройстве, отверстия разбавления и отверстия охлаждения стенок, что не обеспечивает равномерного поля давлений и температур, а также возможности повышения топливной экономичности газотурбинного двигателя. Недостатком известной конструкции является также неполное использование возможности увеличения ресурса жаровой трубы вследствие расположения топливных форсунок внешнего ряда в тех же продольных плоскостях, проходящих через ось симметрии, что и топливные форсунки внутреннего ряда. Это не обеспечивает равномерных полей температур на входе и на выходе из камеры сгорания при уменьшении потерь давления, увеличении расхода воздуха, направляемого на организацию процесса горения, и снижения расхода охлаждающего воздуха, а также не исключает появление "горячих" следов на лопатках турбины.

Наиболее близкой к заявляемой конструкции является камера сгорания газотурбинного двигателя, в нем кольцевую жаровую трубу, включающую две отстоящие друг от друга кольцевые оболочки, соединенные в передней по потоку части этой жаровой трубы фронтовым устройством, включающим топливные форсунки, каждая из которых выполнена в виде корпуса-стойки, ориентированного в плоскости, проходящей через продольную ось жаровой трубы или рядом с этой осью, с двумя горелочными модулями, причем горелочные модули в поперечном сечении жаровой трубы образуют два концентричных ряда. Система впрыска топлива в камеру сгорания предусматривает две головки впрыска в турбореактивном двигателе, управляющую головку, обеспечивающую топливоподачу на низких режимах, и взлетную головку с взлетными форсунками в виде двух отдельных горелочных модулей, питаемых от отдельных топливных систем. Первая топливная система обеспечивает питание взлетных форсунок на форсированных режимах, а вторая топливная система питает эти форсунки, начиная с низких режимов, одновременно с питанием управляющей головки [2].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является неполное использование возможности повышения топливной экономичности и ресурса газовой турбины. Это объясняется тем, что горелочные модули внешнего ряда расположены в тех же продольных или меридианных плоскостях, что и горелочные модули внутреннего ряда. При этом расстояния от центра каждого горелочного модуля внутреннего ряда до центров двух ближайших горелочных модулей внутреннего и наружного рядов, а также расстояния от центра каждого горелочного модуля наружного ряда до центров двух ближайших горелочных модулей внутреннего ряда не идентичны, а расстояния от центра каждого горелочного модуля наружного ряда до центров двух ближайших горелочных модулей внутреннего ряда не равны расстоянию между центрами горелочных модулей внутреннего ряда. В известной конструкции требуется несимметричное относительно фронтового устройства и кольцевых стенок жаровой трубы инжектирование пропорций воздуха на уровне горелочных модулей через первичные отверстия, проходы в фронтовом устройстве, отверстия разбавления и отверстия охлаждения стенок, что не обеспечивает равномерности полей температур и давлений на входе и выходе из камеры сгорания, усложняет расчет температурных полей на входе в турбину высокого давления, а также не исключает появления "горячих" следов на сопловых и рабочих лопатках турбины высокого давления, преимущественно на переходных режимах.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении топливной экономичности и ресурса газовой турбины газотурбинного двигателя путем уменьшения потерь давления, увеличения расхода воздуха, направляемого на организацию процесса горения и уменьшения расхода охлаждающего воздуха вследствие более равномерного подвода воздуха к топливу и выравнивания полей давления и температуры в передней по потоку части жаровой трубы - фронтовом устройстве.

Сущность технического решения заключается в том, что в камере сгорания газотурбинного двигателя, содержащей корпус, в нем кольцевую жаровую трубу, включающую две отстоящие друг от друга кольцевые оболочки, соединенные между собой в передней по потоку части этой жаровой трубы фронтовым устройством, включающим топливные форсунки, каждая из которых выполнена в виде корпуса-стойки, ориентированного в плоскости, проходящей через продольную ось жаровой трубы или рядом с этой осью, с двумя горелочными модулями, каждый из которых снабжен осевым и (или) радиальным завихрителем воздуха, причем горелочные модули в поперечном сечении жаровой трубы образуют два концентричных ряда, согласно изобретению горелочные модули в каждой форсунке расположены в разных рядах по разные стороны от плоскости, проходящей через корпус-стойку топливной форсунки, при этом расстояния от центра каждого горелочного модуля внутреннего ряда до центров двух ближайших горелочных модулей внутреннего и наружного рядов идентичны, а расстояния от центра каждого горелочного модуля наружного ряда до центров двух ближайших горелочных модулей внутреннего ряда равны расстоянию между центрами горелочных модулей внутреннего ряда. Каждая топливная форсунка содержит соединенные с корпусом-стойкой стабилизаторы потока воздуха, при этом поперечное сечение наружного контура каждого стабилизатора перекрывает канал осевого завихрителя и образует щелевой канал с его входным торцом.

Расположение горелочных модулей в каждой форсунке в разных рядах по разные стороны от плоскости, проходящей через корпус-стойку топливной форсунки, при условии выполнения расстояний от центра каждого горелочного модуля внутреннего ряда до центров двух ближайших горелочных модулей внутреннего и наружного рядов идентичными, а расстояний от центра каждого горелочного модуля наружного ряда до центров двух ближайших горелочных модулей внутреннего ряда равными расстоянию между центрами горелочных модулей внутреннего ряда, повышает равномерность полей температур и давлений в передней по потоку части жаровой трубы - фронтовом устройстве за счет уменьшения потерь давления, увеличения расхода воздуха, направляемого на организацию процесса горения и уменьшения расхода охлаждающего воздуха. Это объясняется тем, что при обеспечении более равномерного поля давлений и температур в первичной зоне горения сокращается расход охлаждающего воздуха и на выходе из камеры сгорания уменьшается возможность появления "горячих" следов на сопловых и рабочих лопатках турбины высокого давления, преимущественно на переходных режимах, а также повышается расход воздуха, направляемого на организацию процесса горения, т.е. повышается топливная экономичность камеры сгорания и газотурбинного двигателя.

Выполнение в каждой топливной форсунке соединенных с корпусом-стойкой стабилизаторов потока воздуха, причем поперечного сечения наружного контура каждого стабилизатора, перекрывающим канал осевого завихрителя с образованием щелевого канала с его входным торцом, дополнительно повышает равномерность подачи воздуха непосредственно на входе в осевой и (или) радиальный завихрители воздуха. Это объясняется выравниванием эпюры давления в щелевом канале между открытыми потоку поверхностями завихрителей воздуха и закрытыми от потока частями корпуса-стойки форсунки этих же завихрителей.

На фиг.1 изображена верхняя часть продольного сечения камеры сгорания.

На фиг.2 - разрез А-А на фиг.1.

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус 1, в нем кольцевую жаровую трубу 2, включающую две отстоящие друг от друга кольцевые оболочки 3, 4, соединенные между собой в передней по потоку 5 части 6 этой жаровой трубы 2 фронтовым устройством 7, включающим топливные форсунки 8, каждая из которых выполнена в виде корпуса-стойки 9, ориентированного в плоскости 10, проходящей через продольную ось 11 жаровой трубы 2 или рядом с этой осью, с двумя горелочными модулями 12, 13, каждый из которых снабжен осевым и (или) радиальным завихрителем 14 воздуха, причем горелочные модули 12, 13 в поперечном сечении жаровой трубы 2 образуют два концентричных ряда 15, 16. Горелочные модули 12, 13 в каждой форсунке 8 расположены в разных рядах 15 или 16, по разные стороны 17 или 18 от плоскости 10, проходящей через корпус-стойку 9 топливной форсунки 8 (см.фиг.2). Расстояния 19, 20 от центра 21 каждого горелочного модуля 12 внутреннего ряда 15 до центров 22, 23, 24, 25 двух ближайших горелочных модулей 12, 13 внутреннего ряда 15 и наружного ряда 16 идентичны (см.фиг.2). Расстояния 26, 20 от центров 24, 25 каждого горелочного модуля 13 наружного ряда 16 до центров 22, 23 двух ближайших горелочных модулей 12 внутреннего ряда 15 равны расстоянию 19 между центрами 21, 22 горелочных модулей 12 внутреннего ряда 15. Каждая топливная форсунка 8 содержит соединенные с корпусом - стойкой 9 стабилизаторы 27, 28 потока 5 воздуха, при этом поперечное сечение 29 наружного контура 30 каждого стабилизатора 27, 28 перекрывает канал 31 осевого завихрителя 14 и образует щелевой канал 32 с его входным торцом 33 (см.фиг.1,2). На фиг.1 изображен также диффузор 34 с внезапным расширением и сопловой аппарат 35 газовой турбины.

Камера сгорания работает следующим образом. Топливо подается в топливные форсунки 8, где, закручиваясь в распылителях форсунок, поступает в полость горения жаровой трубы 2. Одновременно сжатый компрессором воздух, обтекая наружный контур 30 стабилизаторов 27, 28 потока 5 воздуха, создает равномерную эпюру давления воздуха вниз по потоку и коаксиально поверхности 30 осевого завихрителя 14, выполненного в виде канала 31 с открытым торцом 33 на входе. При этом в окружном направлении в щелевом канале 32 эпюра давления воздуха не зависит от режимов обтекания потоков, т.к. давление выравнивается за счет определенной ширины щелевого канала 32. Поток 5 воздуха, обтекающий фронтовые устройства 7 жаровой трубы 2 и стабилизаторы 27, 28, образует равномерное поле давления в передней по потоку части 6 вследствие смещения концентричного ряда 16 горелочных модулей 13 на большое радиальное удаление от диффузора 34 с внезапным расширением. Распыливаемое горелочными модулями 12, 13 топливо при смешивании со сжатым в компрессоре воздухом образует топливовоздушную аэрозоль, которая быстро испаряется, а пары топлива сгорают по мере их смешивания с воздухом и продуктами горения. В локальных зонах стехиометрического состава смеси и обедненных составов смеси преобладают реакции кинетического горения (с возникновением цепных реакций), а в зонах обогащенной топливом смеси реакции диффузионного горения (с возникновением химических связей). В первичной зоне коэффициент избытка воздуха составляет от 0,8 до 1,5, где: - отношение действительного количества воздуха к теоретически необходимому для полного сгорания топлива, при этом температура продуктов горения во фронте пламени составляет 1500...2000°С. Вследствие идентичных расстояний 19 от центра 21 любого горелочного модуля 12 внутреннего ряда 15 до центров 22, 23 двух ближайших горелочных модулей 12 внутреннего ряда 15, а также расстояний 20 до центров 24, 25 наружного ряда 16, причем расстояния 20, 26 от центра 24 любого горелочного модуля 13 наружного ряда 16 до центров 21, 22 двух ближайших горелочных модулей 12 внутреннего ряда 15, равного расстоянию 19 между центрами 21, 22 горелочных модулей 12 внутреннего ряда 15, обеспечивается равномерное поле давлений и температур в поперечном сечении жаровой трубы. При этом уменьшаются потери давления, увеличивается расход воздуха, направляемого на организацию процесса горения, повышается топливная экономичность газотурбинного двигателя и увеличивается ресурс газовой турбины.

Источники информации

1. RU, патент № 2151343, F 23 R 3/04,1998 г.

2. EP, патент № 718559, F 23 R 3/34,1996 г. - прототип.